WO2024252103A1 - Système d'alimentation d'une chambre de combustion à partir d'une cartouche de carburant - Google Patents

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Stéphane CHEVALIER
Pascal Pierre ROLLAND
Jean-Christophe Stanislas Frederic BRODA
Romain Quinton
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Safran Power Units SAS
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    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/85—Starting

Definitions

  • TITLE System for supplying a combustion chamber from a fuel cartridge
  • the present invention relates to the low and/or high altitude starting of aircraft turbomachines, in particular relatively small turbomachines.
  • the present invention relates to fuel supply systems for a combustion chamber of an aircraft turbomachine, in particular during a start-up phase of the turbomachine, also called ignition, or a cruising phase, also called nominal speed.
  • the invention applies to any combustion chamber requiring starting by fuel injection.
  • the start-up phase can be differentiated from the nominal speed of the turbomachine by the rotational speed of the turbomachine turbine as well as by the fuel flow rates injected into the combustion chamber, in particular for a start-up at high altitude, for example for an altitude greater than 3000 meters.
  • the fuel injected is for example a liquid fuel, such as kerosene.
  • the fuel injection flow rate is very low, of the order of 20 to 90 litres per hour, whereas it is 200 to 700 litres per hour during nominal operation. These are orders of magnitude which vary according to the size of the engine.
  • Figure 1 schematically shows a fuel supply system 1 for a combustion chamber according to the state of the art.
  • the current fuel supply system 1 of the combustion chamber comprises a first and a second ramp 3 and 5 supplying the combustion chamber with fuel, the two ramps 3 and 5 being supplied by the same pump 7 connected to a fuel tank (not shown).
  • the first ramp 3 comprises one or more starting injectors 9 and is configured so that as soon as the pump 7 is started, the starting injector 9 is supplied and is configured to spray fuel into the combustion chamber.
  • the second ramp 5 comprises one or more nominal speed injectors 11 and a calibrated shutter 13.
  • the calibrated shutter 13 is configured to pass fuel when the pressure of said fuel is greater than a predetermined calibration pressure.
  • the nominal speed injector 11 is supplied when the pressure of the fuel at the outlet of the pump 7 is greater than the calibration pressure. Above said calibration pressure, the two ramps 3 and 5 are therefore supplied.
  • the start-up injector 9 is configured to supply the combustion chamber with a low flow rate unlike the nominal speed injector 11. It is from the need to sequentially supply the two ramps 3 and 5 that the use of a calibrated shutter 13 and the achievement of a calibration threshold pressure arises to supply the second ramp 5.
  • the present invention therefore aims to overcome the aforementioned drawbacks and to provide a fuel supply system for a combustion chamber which is simpler and whose dimensions are optimized.
  • the present invention relates to a system for supplying fuel to a combustion chamber of an aircraft turbomachine, comprising a first fuel rail and a second fuel rail, the first rail comprising a starter injector, a cartridge configured to contain fuel, and a first line configured to transport fuel from the cartridge to the starter injector, the second rail comprising a rated speed injector, a second line, and a pump configured to deliver fuel from a fuel tank to the rated speed injector via the second line.
  • the combustion start-up phase in a combustion chamber is only required once, lasts only a few seconds and uses only a small amount of fuel. There is therefore an interest in relieving the pump of the start-up phase, and thus in sizing the pump to the exact need by dissociating the components supplying the two ramps.
  • the system according to the invention makes it possible to do without a calibrated shutter on the second ramp, simplifies the architecture of the supply system by allowing the pump to be dimensioned correctly, allows a reduction in its mass, and an increase in its reliability.
  • the cartridge comprises an expulsion means configured to expel fuel contained in the cartridge when said expulsion means is triggered.
  • the expulsion means comprises a spring as well as a piston, and/or a pressurized gas.
  • the first ramp comprises a trigger configured to trigger the expulsion means.
  • the first pipe of the first ramp comprises a calibrated shutter.
  • the cartridge has a volume of between 5 and 50 centilitres.
  • the pump is electric or mechanically driven.
  • the cartridge is configured to be refillable with fuel in the event of a start failure and/or the first rail comprises at least two cartridges configured to contain fuel.
  • the present invention also relates to a turbomachine comprising a combustion chamber and comprising a system as defined above.
  • the present invention also relates to an aircraft comprising the system or the turbomachine as defined above.
  • the present invention also relates to a method for supplying fuel to a combustion chamber of a turbomachine of an aircraft for starting the turbomachine, with a system, a turbomachine or an aircraft as defined above, the method comprising the following steps:
  • FIG. 1 is a schematic representation of a fuel supply system for a combustion chamber according to the state of the art
  • FIG 2 is a schematic representation of a fuel supply system for a combustion chamber according to the invention.
  • FIG 3 is a schematic representation of a turbomachine according to the invention.
  • FIG 4 is a schematic representation of the steps of a method of supplying fuel to a combustion chamber according to the invention.
  • FIG 2 schematically shows a fuel supply system 15 for a combustion chamber of an aircraft turbomachine (shown in Figure 3).
  • the fuel supply system 15 comprises a first fuel supply rail 17 and a second fuel supply rail 19 separate from the first rail 17 and supplied by different fuel sources.
  • the first ramp 17 comprises a starting injector 21, a cartridge 23 configured to contain fuel and a first pipe 25 configured to transport fuel from the cartridge 23 to the starting injector 21.
  • the first ramp optionally comprises several starting injectors 21 depending on the size of the combustion chamber to be supplied or the type of turbomachine.
  • the cartridge 23 has for example a volume between 5 and 50 centilitres, preferably between 12 and 25 centilitres.
  • the starting injector 21 includes a spray device configured to spray a fuel into the combustion chamber, the starting injector 21 being operable to start combustion in the combustion chamber.
  • the injection rate of the starting injector 21 is low, for example between 20 and 90 liters per hour.
  • a low-flow starting injector 21 makes it possible to perform a combustion start at high altitude, for example at an altitude greater than 3000 meters, during pressure and temperature conditions requiring a fuel injection different from an injection in a cruising phase. For a combustion start at low altitude, it is thus not necessary to use the first supply ramp 17, the second ramp 19 is sufficient under these pressure and temperature conditions.
  • the fuel is for example liquid, such as kerosene, or gaseous.
  • the second ramp 19 comprises a nominal speed injector 27, a second pipe 29, and a pump 31 configured to send fuel from a fuel tank (shown in FIG. 3) to the nominal speed injector 27 via the second pipe 29.
  • the second ramp 19 optionally comprises several nominal speed injectors 27 depending on the size of the combustion chamber to be supplied or the type of turbomachine.
  • the nominal speed injector 27 comprises a spraying device configured to spray a fuel into the combustion chamber, the nominal speed injector 27 making it possible to maintain combustion in the combustion chamber at a nominal speed, in other words during operation of a turbomachine in a cruise phase of an aircraft.
  • the injection flow rate of the nominal speed injector 27 is for example between 200 and 700 liters per hour, i.e. approximately 10 times greater than that of the starting injector 21.
  • the cartridge 23 comprises an expulsion means 33 configured to expel fuel contained in the cartridge 23 when said expulsion means 33 is triggered.
  • the expulsion means 33 comprises a spring 35 as well as a piston 37 delimiting a chamber 38 in the cartridge 23 configured to contain fuel.
  • the expulsion means 33 comprises a pressurized gas with or without a piston, the pressurized gas forcing the cartridge 23 to empty itself of fuel.
  • the first ramp 17 further comprises a trigger 39 configured to trigger the expulsion means 33 in order to release the fuel towards the starting injector 21.
  • the trigger 39 is for example an electromagnetic lock which, when open, triggers the expulsion means 33 in order to release the fuel towards the starting injector 21.
  • the first pipe 25 of the first ramp 17 comprises a calibrated shutter 41 in order to limit the release of fuel to a predetermined pressure, so that the fuel is not released without reason.
  • the calibrated shutter 41 can be positioned in addition to the trigger 39 in order to ensure that fuel does not escape unnecessarily from the cartridge 23.
  • the calibrated shutter 41 can also be positioned as an alternative to the trigger 39.
  • the cartridge 23 is configured to be refillable with fuel in the event of a start failure or for the purpose of reuse.
  • the first ramp 17 comprises at least two cartridges 23 configured to contain fuel and both connected to the starting injector 21 via the first pipe 25.
  • the second cartridge 23 allows a subsequent start, or acts as a backup cartridge 23 if combustion has not started after the fuel from the first cartridge 23 has been injected.
  • FIG. 3 schematically shows a turbomachine43 of an aircraft comprising a fuel supply system 15 for a combustion chamber 45.
  • the turbomachine comprises a combustion chamber 45, an exhaust nozzle 47, a turbine 49, and a main compressor. 51 supplying air to the combustion chamber 45 from an air inlet 53. The air flow entering the combustion chamber 45 helps disperse the injected fuel and allows for stabilization of the combustion.
  • the turbomachine 43 also comprises an accessory housing 55 and a central shaft 57 to which the accessory housing 55, the main compressor 51 and the turbine 49 are connected.
  • the accessory box 55 is also connected to a generator 59, in other words an on-board alternator.
  • the turbomachine 43 is an auxiliary power unit of an aircraft and optionally comprises a charge compressor 61 making it possible to direct air towards an air circuit 63 in the direction of the cabin of the aircraft.
  • the feed system 15 shown is similar and embodiment shown in Figure 2.
  • the first ramp 17 also includes an optional second cartridge 23.
  • the turbomachine 43 further comprises a tank 65 configured to contain fuel intended to be sent into the combustion chamber 45 by the pump 31.
  • the combustion chamber 45 further comprises an igniter 67, for example a spark plug in order to initiate the combustion of fuel in the combustion chamber 45.
  • the pump 31 of the supply system 15 is mechanically driven by the accessory box 55.
  • the pump 31 of the power supply system 15 is electric and supplied with electricity by the generator 59 or by an electrical energy storage, typically a battery, which can be recharged by the generator 59.
  • an electrical energy storage typically a battery
  • Figure 4 schematically shows the steps of a method of supplying fuel to a combustion chamber 45. of a turbomachine 43 of an aircraft for starting the turbomachine 43, with a power supply system 15 as described previously.
  • a step 69 of spraying the fuel contained in the cartridge 23 towards the combustion chamber 45 is first carried out by means of the starting injector 21.
  • the spraying step 69 comprises for example a step 71 of activating the trigger 39 configured to trigger the expulsion means 33, itself making it possible to more easily expel the fuel from the cartridge 23 towards the combustion chamber 45.
  • a step 73 of creating a flame with the igniter 67 must be carried out if combustion is desired.
  • the fuel present in the cartridge 23 is different from the fuel contained in the fuel tank 65.
  • a different fuel in the cartridge 23 makes it possible, for example, to enrich the air/fuel mixture in order to facilitate the start of combustion in the combustion chamber 45.
  • a step 75 of igniting the pump 31 and thus of spraying fuel via the nominal speed injector 27 is carried out, said spraying of fuel via the nominal speed injector 27 being initiated before the previous step 69 of spraying a fuel contained in the cartridge 23 is completed, so as not to stop the combustion.

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Abstract

Ce système d'alimentation (15) en carburant d'une chambre de combustion d'une turbomachine d'aéronef comprend une première rampe (17) d'alimentation en carburant et une seconde rampe (19) d'alimentation en carburant, la première rampe (17) comprenant un injecteur de démarrage (21), une cartouche (23) configurée pour contenir du carburant et une première canalisation (25) configurée pour transporter du carburant de la cartouche (23) à l'injecteur de démarrage (21), la seconde rampe (19) comprenant un injecteur de régime nominal (27), une seconde canalisation (29), et une pompe (31) configurée pour envoyer du carburant depuis un réservoir de carburant vers l'injecteur de régime nominal (27) par l'intermédiaire de la seconde canalisation (29).

Description

DESCRIPTION
TITRE : Système d’alimentation d’une chambre de combustion à partir d’une cartouche de carburant
Domaine technique
La présente invention concerne le démarrage à basse et/ou haute altitude de turbomachines d’ aéronef, en particulier des turbomachines de relativement petite taille.
En particulier, la présente invention concerne les systèmes d’ alimentation en carburant d’une chambre de combustion d’une turbomachine d’ aéronef, notamment durant une phase de démarrage de la turbomachine, également appelée allumage, ou d’une phase de croisière, également appelée régime nominal.
De manière générale, l’invention s’ applique à toute chambre de combustion nécessitant un démarrage par injection de carburant.
Techniques antérieures
Durant le fonctionnement en rotation d’une turbomachine, la phase de démarrage peut être différenciée du régime nominal de la turbomachine par la vitesse de rotation de la turbine de la turbomachine ainsi que par les débits de carburant inj ectés dans la chambre de combustion, notamment pour un démarrage en haute altitude, par exemple pour une altitude supérieure à 3000 mètres.
Le carburant injecté est par exemple un carburant liquide, tel que le kérosène.
Pour la phase de démarrage, notamment en haute altitude, le débit d’injection de carburant est très faible, de l’ordre de 20 à 90 litres par heure alors qu’il est de 200 à 700 litres par heure durant un régime nominal. Ce sont des ordres de grandeur qui varient selon la taille du moteur.
On a représenté schématiquement sur la figure 1 un système d’ alimentation 1 en carburant d’une chambre de combustion selon l ’état de la technique.
Le système actuel d’ alimentation 1 en carburant de la chambre de combustion comprend une première et une seconde rampes 3 et 5 d’ alimentation de la chambre de combustion en carburant, les deux rampes 3 et 5 étant alimentées par une même pompe 7 reliée à un réservoir de carburant (non représenté). La première rampe 3 comprend un, ou plusieurs, injecteur de démarrage 9 et est configurée de sorte que dès la mise en route de la pompe 7, l’injecteur de démarrage 9 est alimenté et est configuré pour pulvériser du carburant dans la chambre de combustion. La seconde rampe 5 comprend un, ou plusieurs, injecteur de régime nominal 1 1 ainsi qu’un obturateur taré 13. L ’obturateur taré 13 est configuré pour faire passer du carburant lorsque la pression dudit carburant est supérieure à une pression de tarage prédéterminée. Ainsi, l’injecteur de régime nominal 1 1 est alimenté lorsque la pression du carburant en sortie de la pompe 7 est supérieure à la pression de tarage. Au-delà de ladite pression de tarage, les deux rampes 3 et 5 sont donc alimentées.
Par ailleurs, en vue de leur utilisation respectivement durant une phase de démarrage et un régime nominal, l’injecteur de démarrage 9 est configuré pour alimenter la chambre de combustion avec un faible débit contrairement à l’injecteur de régime nominal 1 1. C ’ est de la nécessité d’ alimenter séquentiellement les deux rampes 3 et 5 que découle l’utilisation d’un obturateur taré 13 et l’ atteinte une pression seuil de tarage pour alimenter la seconde rampe 5.
Cette solution présente néanmoins des inconvénients, notamment une complexité de mise en œuvre, ainsi que la nécessité de surdimensionner la pompe 7 en termes de puissance et de taille, le carburant devant être à la fois envoyé vers l’injecteur de démarrage 9 et devant avoir une pression supérieure à la pression de tarage.
Exposé de l’invention
La présente invention a donc pour but de pallier les inconvénients précités et de fournir un système d’alimentation en carburant d’une chambre de combustion plus simple et dont le dimensionnement est optimisé.
La présente invention a pour objet un système d’ alimentation en carburant d’une chambre de combustion d’une turbomachine d’ aéronef, comprenant une première rampe d’ alimentation en carburant et une seconde rampe d’ alimentation en carburant, la première rampe comprenant un inj ecteur de démarrage, une cartouche configurée pour contenir du carburant et une première canalisation configurée pour transporter du carburant de la cartouche à l’injecteur de démarrage, la seconde rampe comprenant un injecteur de régime nominal, une seconde canalisation, et une pompe configurée pour envoyer du carburant depuis un réservoir de carburant vers l’injecteur de régime nominal par l’intermédiaire de la seconde canalisation.
De manière générale, la phase de démarrage de combustion dans une chambre de combustion n’est requise qu’une fois, ne dure que quelques secondes et n’utilise qu’une faible quantité de carburant. Il y a donc un intérêt à soulager la pompe de la phase de démarrage, et ainsi à dimensionner la pompe au juste besoin en dissociant les organes assurant l’alimentation des deux rampes.
Ainsi, le système selon l’invention permet de se passer d’un obturateur taré sur la seconde rampe, simplifie l’ architecture du système d’ alimentation en permettant un juste dimensionnement de la pompe, permet une diminution de sa masse, et une augmentation de sa fiabilité.
La contrainte liée à la phase de démarrage est supprimée au niveau de la pompe, l’entretien de la combustion lors de la phase de croisière peut très bien être assurée par une pompe de moindre puissance : le débit sera plus important dans la seconde rampe mais la pulvérisation étant aidée par la ventilation par un flux d’ air dans la chambre de combustion, la pression dans la seconde rampe pourra être plus faible que dans l’ état de la technique, et donc entretenue avec une pompe de plus faible dimensionnement.
Dans un mode de réalisation la cartouche comprend un moyen d’ expulsion configuré pour expulser du carburant contenu dans la cartouche lorsque ledit moyen d’expulsion est déclenché.
Avantageusement, le moyen d’ expulsion comprend un ressort ainsi qu’un piston, et/ou un gaz sous pression.
Avantageusement, la première rampe comprend un déclencheur configuré pour déclencher le moyen d’ expulsion. Dans un mode de réalisation particulier, la première canalisation de la première rampe comprend un obturateur taré.
Avantageusement, la cartouche a un volume compris entre 5 et 50 centilitres.
Avantageusement, la pompe est électrique ou à entrainement mécanique.
Dans des modes de réalisations particuliers, la cartouche est configurée pour être rechargeable en carburant en cas d’ échec de démarrage et/ou la première rampe comprend au moins deux cartouches configurées pour contenir du carburant.
La présente invention a également pour obj et une turbomachine comprenant une chambre de combustion et comprenant un système tel que défini précédemment.
La présente invention a encore pour objet un aéronef comprenant le système ou la turbomachine tels que défini précédemment.
La présente invention a aussi pour objet un procédé d’ alimentation en carburant d’une chambre de combustion d’une turbomachine d’un aéronef pour le démarrage de la turbomachine, avec un système, une turbomachine ou un aéronef tels que défini précédemment, le procédé comprenant les étapes suivantes :
- Pulvérisation d’un carburant contenu dans la cartouche vers la chambre de combustion par l’intermédiaire de l’injecteur de démarrage ; et
- Allumage de la pompe et pulvérisation de carburant par l’intermédiaire de l’injecteur de régime nominal, ladite pulvérisation de carburant par l’intermédiaire de l’injecteur de régime nominal étant initiée au cours de l’ étape précédente de pulvérisation d’un carburant contenu dans la cartouche.
Brève description des dessins
D ’ autres buts, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description suivante, donnée uniquement à titre d’ exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés sur lesquels : [Fig 1 ] est une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant d’une chambre de combustion selon l’ état de la technique ;
[Fig 2] est une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant d’une chambre de combustion selon l’invention ;
[Fig 3] est une représentation schématique d’une turbomachine selon l’invention ; et
[Fig 4] est une représentation schématique des étapes d’un procédé d’ alimentation en carburant d’une chambre de combustion selon l’invention.
Exposé détaillé d’au moins un mode de réalisation
On a représenté schématiquement sur la figure 2 un système d’ alimentation 15 en carburant d’une chambre de combustion d’une turbomachine (représenté sur la figure 3) d’aéronef.
Le système d’alimentation 15 comprend une première rampe 17 d’ alimentation en carburant et une seconde rampe 19 d’ alimentation en carburant distincte de la première rampe 17 et alimentées par des sources de carburant différentes.
La première rampe 17 comprend un injecteur de démarrage 21 , une cartouche 23 configurée pour contenir du carburant et une première canalisation 25 configurée pour transporter du carburant de la cartouche 23 à l’injecteur de démarrage 21. La première rampe comprend optionnellement plusieurs inj ecteurs de démarrage 21 selon la taille de la chambre de combustion à alimenter ou le type de turbomachine.
La cartouche 23 a par exemple un volume compris entre 5 et 50 centilitres, de préférence entre 12 et 25 centilitres.
L ’injecteur de démarrage 21 comprend un dispositif de pulvérisation configuré pour pulvériser un carburant dans la chambre de combustion, l’injecteur de démarrage 21 permettant de démarrer la combustion dans la chambre de combustion. Le débit d’injection de l’injecteur de démarrage 21 est faible, par exemple compris entre 20 et 90 litres par heure.
La présence d’un injecteur de démarrage 21 à faible débit permet d’ effectuer un démarrage de combustion en haute altitude, par exemple à une altitude supérieure à 3000 mètres, lors de conditions de pression et de température nécessitant une inj ection de carburant différente d’une injection dans une phase de croisière. Pour un démarrage de combustion en basse altitude, il n’ est ainsi pas nécessaire d’utiliser la première rampe 17 d’alimentation, la seconde rampe 19 suffit dans ces conditions de pression et de température.
Le carburant est par exemple liquide, tel le kérosène, ou gazeux.
La seconde rampe 19 comprend un injecteur de régime nominal 27, une seconde canalisation 29, et une pompe 31 configurée pour envoyer du carburant depuis un réservoir de carburant (représenté sur la figure 3) vers l’injecteur de régime nominal 27 par l’intermédiaire de la seconde canalisation 29. La seconde rampe 19 comprend optionnellement plusieurs injecteurs de régime nominal 27 selon la taille de la chambre de combustion à alimenter ou le type de turbomachine.
L ’injecteur de régime nominal 27 comprend un dispositif de pulvérisation configuré pour pulvériser un carburant dans la chambre de combustion, l’injecteur de régime nominal 27 permettant de maintenir une combustion dans la chambre de combustion dans un régime nominal, autrement dit lors d’un fonctionnement d’une turbomachine dans une phase de croisière d’un aéronef. Le débit d’inj ection de l’injecteur de régime nominal 27 est par exemple compris entre 200 et 700 litres par heure, soit environ 10 fois supérieur à celui de l’injecteur de démarrage 21.
Afin de faciliter l’ expulsion du carburant depuis la cartouche 23 vers l’injecteur de démarrage 21 , la cartouche 23 comprend un moyen d’ expulsion 33 configuré pour expulser du carburant contenu dans la cartouche 23 lorsque ledit moyen d’ expulsion 33 est déclenché.
Dans un mode de réalisation, le moyen d’expulsion 33 comprend un ressort 35 ainsi qu’un piston 37 délimitant une chambre 38 dans la cartouche 23 configurée pour contenir du carburant. En variante, le moyen d’ expulsion 33 comprend un gaz sous pression avec ou sans piston, le gaz sous pression forçant la cartouche 23 à se vider de carburant.
Dans un mode de réalisation, la première rampe 17 comprend en outre un déclencheur 39 configuré pour déclencher le moyen d’ expulsion 33 afin de libérer le carburant vers l’injecteur de démarrage 21.
Le déclencheur 39 est par exemple un verrou électromagnétique qui, ouvert, déclenche le moyen d’expulsion 33 afin de libérer le carburant vers l’inj ecteur de démarrage 21.
Dans un mode particulier de réalisation, la première canalisation 25 de la première rampe 17 comprend un obturateur taré 41 afin de limiter la libération de carburant à une pression prédéterminée, de sorte que le carburant ne soit pas libéré sans raison.
L ’obturateur taré 41 peut être positionné en addition du déclencheur 39 afin de garantir que le carburant ne s’ échappe pas sans raison de la cartouche 23. L’obturateur taré 41 peut également être positionné en variante du déclencheur 39.
Dans un mode de réalisation particulier, la cartouche 23 est configurée pour être rechargeable en carburant en cas d’ échec de démarrage ou dans le but d’une réutilisation.
Dans un autre mode de réalisation illustré sur la figure 3 , la première rampe 17 comprend au moins deux cartouches 23 configurées pour contenir du carburant et reliées toutes les deux à l’injecteur de démarrage 21 par l’intermédiaire de la première canalisation 25. La deuxième cartouche 23 permet un démarrage ultérieur, ou agit en tant que cartouche 23 de secours si la combustion n’ a pas démarré après que le carburant de la première cartouche 23 a été injecté.
On a représenté schématiquement sur la figure 3 une turbomachine43 d’un aéronef comprenant un système d’alimentation 15 en carburant d’une chambre de combustion 45.
La turbomachine comprend une chambre de combustion 45 , une tuyère d’ échappement 47, une turbine 49, et un compresseur principal 51 alimentant en air la chambre de combustion 45 à partir d’une entrée d’ air 53. Le flux d’air entrant dans la chambre de combustion 45 aide à la dispersion du carburant injecté et permet la stabilisation de la combustion.
La turbomachine 43 comprend également un boitier d’ accessoires 55 et un arbre central 57 auquel sont reliés le boitier d’ accessoires 55 , le compresseur principal 51 et la turbine 49.
Le boitier d’accessoires 55 est également relié à une génératrice 59, autrement dit un alternateur embarqué.
Dans un mode de réalisation particulier, la turbomachine 43 est un groupe auxiliaire de puissance d’un aéronef et comprend optionnellement un compresseur de charge 61 permettant de diriger de l’ air vers un circuit d’ air 63 en direction de la cabine de l’ aéronef.
Le système d’alimentation 15 représenté est similaire et mode de réalisation représenté sur la figure 2. La première rampe 17 comprend également une deuxième cartouche 23 optionnelle.
La turbomachine 43 comprend en outre un réservoir 65 configuré pour contenir du carburant destiné à être envoyer dans la chambre de combustion 45 par la pompe 31. La chambre de combustion 45 comprend par ailleurs un allumeur 67, par exemple une bougie d’ allumage afin d’initier la combustion de carburant dans la chambre de combustion 45.
Dans un mode de réalisation, la pompe 31 du système d’ alimentation 15 est entrainée mécaniquement par le boitier d’ accessoires 55.
Dans un autre mode de réalisation, la pompe 31 du système d’ alimentation 15 est électrique et alimentée en électricité par la génératrice 59 ou par un stockage d’ énergie électrique, typiquement une batterie, pouvant être rechargé par la génératrice 59. Cette solution permet un gain de masse important au niveau de la pompe 3 1 et de la génératrice 59. La pompe 3 1 aillant simplement à être dimensionnée pour les besoins de l’injecteur de régime nominal 27, la génératrice 59 peut également être dimensionnée uniquement pour ce besoin.
On a représenté schématiquement sur la figure 4 les étapes d’un procédé d’ alimentation en carburant d’une chambre de combustion 45 d’une turbomachine 43 d’un aéronef pour le démarrage de la turbomachine 43 , avec un système d’ alimentation 15 tel que décrit précédemment.
Pour la mise en œuvre du procédé d’ alimentation en carburant de la chambre de combustion 45 , et lorsqu’ aucune combustion n’ est présente dans la chambre de combustion 45 , on effectue en premier lieu une étape 69 de pulvérisation du carburant contenu dans la cartouche 23 vers la chambre de combustion 45 par l’intermédiaire de l’injecteur de démarrage 21. En particulier, l’ étape 69 de pulvérisation comprend par exemple une étape 71 d’ activation du déclencheur 39 configuré pour déclencher le moyen d’ expulsion 33 , lui-même permettant d’ expulser plus facilement le carburant de la cartouche 23 vers la chambre de combustion 45. Durant cette étape 69, une étape 73 de création d’une flamme avec l’ allumeur 67 doit être effectuée si une combustion est souhaitée.
Dans un mode particulier de mise en œuvre, le carburant présent dans la cartouche 23 est différent du carburant contenu dans le réservoir 65 de carburant. Un carburant différent dans la cartouche 23 permet par exemple d’ enrichir le mélange air/carburant afin de faciliter le démarrage de la combustion dans la chambre de combustion 45.
Puis, on effectue une étape 75 d’ allumage de la pompe 31 et ainsi de pulvérisation de carburant par l’intermédiaire de l’inj ecteur de régime nominal 27, ladite pulvérisation de carburant par l’intermédiaire de l’injecteur de régime nominal 27 étant initiée avant que l’ étape 69 précédente de pulvérisation d’un carburant contenu dans la cartouche 23 ne soit terminée, afin de ne pas stopper la combustion.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système d’ alimentation ( 15) en carburant d’une chambre de combustion (45) d’une turbomachine (43) d’ aéronef, comprenant une première rampe ( 17) d’alimentation en carburant et une seconde rampe ( 19) d’ alimentation en carburant, caractérisé en ce que la première rampe ( 17) comprend un injecteur de démarrage (21 ), une cartouche (23) configurée pour contenir du carburant et une première canalisation (25) configurée pour transporter du carburant de la cartouche (23) à l’injecteur de démarrage (21 ), la seconde rampe ( 19) comprenant un injecteur de régime nominal (27), une seconde canalisation (29), et une pompe (31 ) configurée pour envoyer du carburant depuis un réservoir (65) de carburant vers l’injecteur de régime nominal (27) par l’intermédiaire de la seconde canalisation (29).
2. Système selon la revendication 1 , dans lequel la cartouche (23) comprend un moyen d’ expulsion (33) configuré pour expulser du carburant contenu dans la cartouche (23) lorsque ledit moyen d’ expulsion (33) est déclenché.
3. Système selon la revendication 2, dans lequel le moyen d’ expulsion (33) comprend un ressort (35) ainsi qu’un piston (37), et/ou un gaz sous pression.
4. Système selon l ’une des revendications 2 et 3 , dans lequel la première rampe ( 17) comprend un déclencheur (39) configuré pour déclencher le moyen d’ expulsion (33).
5. Système selon l’une quelconque des revendications 2 à 4, dans lequel la première canalisation (25) de la première rampe ( 17) comprend un obturateur taré (41 ).
6. Système selon l’une quelconque des revendications 1 à 5 , dans lequel la cartouche (23) a un volume compris entre 5 et 50 centilitres.
7. Système selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel la pompe (31 ) est électrique.
8. Système selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel la cartouche (23) est configurée pour être rechargeable en carburant en cas d’ échec de démarrage et/ou dans lequel la première rampe ( 17) comprend au moins deux cartouches (23) configurées pour contenir du carburant.
9. Turbomachine (43) comprenant une chambre de combustion (45) et caractérisée en ce qu’ elle comprend un système (15) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8.
10. Procédé d’alimentation en carburant d’une chambre de combustion (45) d’une turbomachine (43) d’un aéronef pour le démarrage de la turbomachine (43), avec un système ( 15) selon l ’une quelconque des revendications 1 à 8 , caractérisé en ce qu’il comprend les étapes suivantes :
Pulvérisation d’un carburant contenu dans la cartouche (23) vers la chambre de combustion (45) par l’intermédiaire de l’injecteur de démarrage (21 ) (étape 69) ; et
Allumage de la pompe (31 ) et pulvérisation de carburant par l’intermédiaire de l’injecteur de régime nominal (27) (étape
75), ladite pulvérisation de carburant par l’intermédiaire de l’injecteur de régime nominal (27) étant initiée au cours de l’ étape (69) précédente de pulvérisation d’un carburant contenu dans la cartouche (23).
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