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WO2017060605A1 - Chambre de combustion annulaire pour turbomachine - Google Patents

Chambre de combustion annulaire pour turbomachine Download PDF

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Publication number
WO2017060605A1
WO2017060605A1 PCT/FR2016/052539 FR2016052539W WO2017060605A1 WO 2017060605 A1 WO2017060605 A1 WO 2017060605A1 FR 2016052539 W FR2016052539 W FR 2016052539W WO 2017060605 A1 WO2017060605 A1 WO 2017060605A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
holes
injector
combustion chamber
wall
injectors
Prior art date
Application number
PCT/FR2016/052539
Other languages
English (en)
Inventor
Stéphane PASCAUD
Guillaume TALIERCIO
Original Assignee
Safran Helicopter Engines
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Helicopter Engines filed Critical Safran Helicopter Engines
Priority to KR1020187009802A priority Critical patent/KR20180063120A/ko
Priority to CA3000922A priority patent/CA3000922A1/fr
Priority to RU2018116261A priority patent/RU2718375C2/ru
Priority to US15/765,823 priority patent/US10895383B2/en
Priority to CN201680058929.7A priority patent/CN108139077B/zh
Priority to PL16787502T priority patent/PL3359880T3/pl
Priority to JP2018517607A priority patent/JP2018534518A/ja
Priority to EP16787502.0A priority patent/EP3359880B1/fr
Publication of WO2017060605A1 publication Critical patent/WO2017060605A1/fr

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/26—Controlling the air flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/54—Reverse-flow combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment

Definitions

  • the present disclosure relates to an annular combustion chamber, and more particularly to an annular combustion chamber comprising a first annular wall and a second annular wall coaxial about an axis, a chamber base connecting the first and second walls, and a plurality of injectors, the first wall having first air supply holes downstream of the injectors.
  • a combustion chamber may be a turbomachine combustion chamber.
  • Combustion chambers of this type are known, for example EP 0 569 300 which describes a guillotine device for changing the axial position of a closure member of primary supply holes.
  • EP 0 569 300 which describes a guillotine device for changing the axial position of a closure member of primary supply holes.
  • At least a first of said injectors at least three, preferably at least four, first holes having in common the first injector as the nearest injector are located equidistant from the first injector.
  • said first holes are arranged on a circular arc centered on the first injector.
  • the arc of a circle is a curve which is strictly convex in radial view and, in this case, whose concavity is turned towards the first injector.
  • the curve defines, in radial projection, a strictly convex surface, the injector being located in said surface.
  • a convex surface is such that, whatever two points belonging to the convex surface, the line segment connecting these two points belongs wholly to said convex surface.
  • a surface is strictly convex if the curve which delimits it contains no straight portion.
  • the present disclosure proposes to dimension the position of the first holes relative to the injector closest to said holes. . This results in better control of the flow and the temperature field in the combustion chamber.
  • the first injector and preferably all injectors, can be placed on the chamber bottom or on one of the annular walls, in particular on the first wall.
  • the axis of the combustion chamber is called the axis of symmetry (or quasi-symmetry) of the combustion chamber.
  • the axial direction corresponds to the direction of the axis of the combustion chamber and a radial direction is a direction perpendicular to the axis of the combustion chamber and intersecting this axis.
  • an axial plane is a plane containing the axis of the combustion chamber and a radial plane is a plane perpendicular to this axis.
  • a circumference is understood as a circle belonging to a radial plane and whose center belongs to the axis of the combustion chamber.
  • a tangential or circumferential direction is a direction tangent to a circumference; it is perpendicular to the axis of the combustion chamber but does not pass through the axis.
  • the first holes may be primary holes, i.e. holes configured to introduce fresh air, for example from the compressor, so as to delimit by turbulence, between the injectors and said holes, an anchoring zone of the flame to ensure its stability and good combustion. This zone is called primary zone.
  • the first holes may be dilution holes, i.e. holes configured to introduce fresh air, e.g. from the compressor, into the heart of the combustion chamber, distance downstream of the flame of the injector.
  • all the first holes having in common the same nearest injector are located equidistant from this injector.
  • the first holes are positioned according to their distance from the nearest injector, which allows to control the recirculation zones and therefore the temperature field in the combustion chamber. .
  • the second wall has second air supply holes downstream of the injectors.
  • the second holes may be positioned similarly to the first holes, or in a different manner.
  • the second holes preferably all the second holes, having in common the same nearest injector are located equidistant from this injector.
  • the position of the second holes can also be controlled not with respect to the chamber bottom, but with respect to the injectors which are respectively closest to them.
  • the position of the second holes can be controlled independently of the position of the first holes.
  • the first holes and the second holes having in common the same nearest injector are located equidistant from this injector. This makes it possible to have a radially homogeneous temperature field.
  • all the first and / or second holes are respectively located at the same distance from the injector that is closest to them. Thanks to these provisions, the temperature field is symmetrical of revolution around the axis of the combustion chamber. It is therefore more stable and easier to control.
  • the first holes and / or the second holes are arranged in arcs of circles centered on the injectors respectively closest.
  • the first wall is a radially outer wall and the second wall is a radially inner wall.
  • the opposite is also possible.
  • the present disclosure also relates to a turbomachine comprising an annular combustion chamber as previously described.
  • FIG. 1 shows a longitudinal section of a sector of a combustion chamber
  • FIG. 2 is a radial view of part of the first wall according to a first embodiment, in the direction II of FIG. 1;
  • FIG. 4 is a radial view of part of the first wall according to a second embodiment, in the direction IV of FIG. 3.
  • FIG. 1 shows a longitudinal section of a sector of a combustion chamber 10 of an aircraft turbine engine.
  • the combustion chamber 10 is annular with a longitudinal axis X. It is delimited by a first substantially annular wall 12 around the axis X, here a radially outer wall, by a second substantially annular wall 13 about the axis X, here a radially inner wall, and a chamber bottom 14 which connects an end of the first wall 12 and the end facing the second wall 13 so as to close the upstream end of the combustion chamber 10.
  • the bottom chamber 14 is here annular.
  • the annular combustion chamber 10 further comprises a plurality of fuel injectors 16 which inject the fuel into the combustion chamber 10.
  • the injectors 16 are distributed around the longitudinal axis X. In the present embodiment, the injectors are arranged to through the chamber bottom 14. Each injector 16 defines an injection direction I.
  • first wall 12 comprises first holes formed by the first primary holes 18 and possibly the first dilution holes 20.
  • second wall 13 comprises second holes formed by the second primary holes 19 and possibly the second dilution holes 21.
  • At least three, preferably at least four, of the first holes 18 having in common the first injector 16 as the nearest injector are located along the a curve C strictly convex, in radial view, the concavity of the curve C being turned towards the first injector 16.
  • These first holes 18 may be consecutive holes, adjacent to each other, in particular in a circumferential direction. More precisely, there are shown here six first holes 18, which are in this example first primary holes 18, arranged along the strictly convex curve C.
  • the curve C is an arc of a circle, in this case centered on the first injector 16 and typically on the injection point A of said first injector 16.
  • the first holes 18 having in common the same injector the closer, namely the first injector 16 are located equidistant D of this injector.
  • the flame 24 is stabilized by the recirculation zone 26 and fed by the suspended fuel 22.
  • the injection direction I is coplanar with the X axis of the combustion chamber.
  • Figures 3 and 4 are views respectively similar to those of Figures 1 and 2, in a second embodiment.
  • the elements corresponding or identical to those of the first embodiment will receive the same reference sign, to the number of hundreds, and will not be described again.
  • the injectors 116 are not arranged on the chamber bottom 114.
  • the injectors 116 are disposed on the first wall 112.
  • the injectors 116 are in position. further downstream of the chamber bottom 114.
  • the injection direction I is non-coplanar with the axis X of the combustion chamber .
  • the injection direction I has a non-zero component in the circumferential direction around the axis X.
  • the injection direction I has an axial component in the direction of the chamber bottom 114.
  • the flow of air is represented by arrows.
  • the air comes from an outlet 130 of a compressor and enters the combustion chamber 110 through the injectors 116, the first primary holes 118, the second primary holes 119, the first dilution holes 120 and the second dilution holes 121.
  • the combustion gases are discharged to the inlet 132 of a turbine.
  • first holes 118 for at least one first injector 116, at least three, preferably at least four of the first holes 118 having in common the first injector 116 as the nearest injector are located along a curve C strictly convex, in radial view, the concavity of the curve C being turned towards the first injector 116. More precisely, there are shown here six first holes 118, which are in this example first primary holes 118, of which four are arranged along the strictly convex curve C. The first three holes 118 shown in the lower right corner of Figure 4 being aligned, they can not be all three on the same strictly convex curve.
  • the location of the air inlets (here the first holes 118) is optimized, the first holes being positioned in coherence with the physical phenomena within the combustion chamber 110.
  • the flame 124 is stabilized by the recirculation zone 126 and supplied with the fuel in suspension 122.
  • the position of the primary holes 118 along a strictly convex curve and whose concavity is turned towards the first injector 116, such as the curve C in FIG. 4, makes it possible to stop the recirculation zone 126 and ensures better recirculation of the flue gas and a homogenization of the temperature field in the combustion chamber 110.
  • the described embodiments have been detailed in the case of a single injector 16, 116 and for the first holes 18, 118 of the first wall 12, 112, similar examples could describe the distribution of the second holes on the second one. wall.
  • the second holes 19, 119 having in common the same injector 16, 116 closest can be located equidistant from this injector. This distance may be different from the distance D between the first holes 18, 118 of the injector 16, 116, or equal as shown in Figure 1.
  • the distance between the first and / or second holes and their nearest injector may vary from one injector to another, or be identical for all injectors.
  • first and / or second holes and their nearest injector may vary according to the type of holes, for example be different for the first primary holes 18, 118 and the first dilution holes 20, 120 who nevertheless have the same injector 16, 116 the nearest.
  • the first embodiment could be applied to a combustion chamber of the type of FIG. 3 having injectors located on one of the annular walls, and the second embodiment of FIG. realization could apply to a chamber of combustion of the type of Figure 1 having injectors located on the chamber bottom.

Landscapes

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Abstract

Chambre de combustion annulaire (10) comportant une première paroi annulaire (12) et une deuxième paroi annulaire (13) coaxiales autour d'un axe (X), un fond de chambre (14) reliant les première et deuxième parois (12, 13), et une pluralité d'injecteurs (16), la première paroi (12) comportant des premiers trous (18) d'alimentation en air en aval des injecteurs (16), la chambre de combustion (10) étant caractérisée en ce que pour au moins un premier desdits injecteurs (16), au moins trois des premiers trous (18) ayant en commun le premier injecteur comme injecteur le plus proche sont situés à égale distance (D) du premier injecteur (16).

Description

Chambre de combustion annulaire pour turbomachine
DOMAINE DE L'INVENTION
Le présent exposé concerne une chambre de combustion annulaire, et plus particulièrement une chambre de combustion annulaire comportant une première paroi annulaire et une deuxième paroi annulaire coaxiales autour d'un axe, un fond de chambre reliant les première et deuxième parois, et une pluralité d'injecteurs, la première paroi comportant des premiers trous d'alimentation en air en aval des injecteurs. Une telle chambre de combustion peut être une chambre de combustion de turbomachine.
ARRIÈRE-PLAN TECHNOLOGIQUE
Des chambres de combustion de ce type sont connues, par exemple du document EP 0 569 300 qui décrit un dispositif de guillotines permettant de modifier la position axiale d'un organe d'obturation de trous primaires d'alimentation. Ainsi, la distance entre les passages d'alimentation en air et le fond de chambre peut être pilotée au cours du fonctionnement de la chambre de combustion, ce qui permet de réaliser une chambre de combustion peu polluante.
Cependant, un tel système est complexe et ne permet pas de bien maîtriser le champ de température en sortie de la chambre de combustion. Or, ce champ de température est très important pour s'assurer que les gaz brûlés qui sortent de la chambre de combustion n'endommagent pas la turbine adjacente à ladite chambre. Il existe donc un besoin pour un nouveau type de chambre de combustion.
PRÉSENTATION DE L'INVENTION
Ce but est atteint grâce au fait que pour au moins un premier desdits injecteurs, au moins trois, de préférence au moins quatre, des premiers trous ayant en commun le premier injecteur comme injecteur le plus proche sont situés à égale distance du premier injecteur. Comme les au moins trois ou quatre premiers trous sont situés à une même distance de l'injecteur qui leur est le plus proche, à savoir le premier injecteur, lesdits premiers trous sont disposés sur un arc de cercle centré sur le premier injecteur. L'arc de cercle est une courbe qui est strictement convexe en vue radiale et, en l'occurrence, dont la concavité est tournée vers le premier injecteur. En d'autres termes, la courbe définit, en projection radiale, une surface strictement convexe, l'injecteur étant situé dans ladite surface. On rappelle qu'une surface convexe est telle que quels que soient deux points appartenant à la surface convexe, le segment de droite reliant ces deux points appartient intégralement à ladite surface convexe. De plus, une surface est strictement convexe si la courbe qui la délimite ne contient aucune portion droite.
Ainsi, contrairement à l'approche habituelle qui consiste à dimensionner la position des premiers trous par rapport au fond de chambre et à les aligner, le présent exposé propose de dimensionner la position des premiers trous par rapport à l'injecteur le plus proche desdits trous. Il s'ensuit une meilleure maîtrise de l'écoulement et du champ de température dans la chambre de combustion.
Le premier injecteur, et de préférence tous les injecteurs, peut être placé sur le fond de chambre ou sur l'une des parois annulaires, notamment sur la première paroi.
On appelle axe de la chambre de combustion, l'axe de symétrie (ou quasi-symétrie) de celle-ci. La direction axiale correspond à la direction de l'axe de la chambre de combustion et une direction radiale est une direction perpendiculaire à l'axe de la chambre de combustion et coupant cet axe. De même, un plan axial est un plan contenant l'axe de la chambre de combustion et un plan radial est un plan perpendiculaire à cet axe. Une circonférence s'entend comme un cercle appartenant à un plan radial et dont le centre appartient à l'axe de la chambre de combustion. Une direction tangentielle ou circonférentielle est une direction tangente à une circonférence ; elle est perpendiculaire à l'axe de la chambre de combustion mais ne passe pas par l'axe.
Dans certains modes de réalisation, les premiers trous peuvent être des trous primaires, c'est-à-dire des trous configurés pour introduire de l'air frais, par exemple en provenance du compresseur, de façon à délimiter par des turbulences, entre les injecteurs et lesdits trous, une zone d'ancrage de la flamme pour assurer sa stabilité et une bonne combustion. Cette zone est appelée zone primaire.
Dans certains modes de réalisation, les premiers trous peuvent être des trous de dilution, c'est-à-dire des trous configurés pour introduire de l'air frais, par exemple en provenance du compresseur, au cœur de la chambre de combustion, à distance, en aval, de la flamme de l'injecteur.
Dans certains modes de réalisation, tous les premiers trous ayant en commun un même injecteur le plus proche sont situés à égale distance de cet injecteur. Ainsi, dans toute la chambre de combustion, les premiers trous sont positionnés en fonction de leur distance par rapport à l'injecteur le plus proche, ce qui permet de contrôler les zones de recirculation et par conséquent le champ de température dans la chambre de combustion.
Dans certains modes de réalisation, la deuxième paroi comporte des deuxièmes trous d'alimentation en air en aval des injecteurs. Les deuxièmes trous peuvent être positionnés de manière similaire aux premiers trous, ou de manière différente.
Dans certains modes de réalisation, les deuxièmes trous, de préférence tous les deuxième trous, ayant en commun un même injecteur le plus proche sont situés à égale distance de cet injecteur. Ainsi, la position des deuxièmes trous peut également être contrôlée non pas par rapport au fond de chambre, mais par rapport aux injecteurs qui leur sont respectivement les plus proches. En outre, la position des deuxièmes trous peut être contrôlée indépendamment de la position des premiers trous. Dans certains modes de réalisation, les premiers trous et les deuxièmes trous ayant en commun un même injecteur le plus proche sont situés à égale distance de cet injecteur. Cela permet d'avoir un champ de température radialement homogène.
Dans certains modes de réalisation, tous les premiers et/ou deuxièmes trous sont respectivement situés à une même distance de l'injecteur qui leur est le plus proche. Grâce à ces dispositions, le champ de température est à symétrie de révolution autour de l'axe de la chambre de combustion. Il est donc plus stable et plus facile à contrôler.
Dans certains modes de réalisation, les premiers trous et/ou les deuxièmes trous sont disposés selon des arcs de cercles centrés sur les injecteurs respectivement les plus proches.
Dans certains modes de réalisation, la première paroi est une paroi radialement externe et la deuxième paroi est une paroi radialement interne. L'inverse est également possible.
Le présent exposé concerne également une turbomachine comprenant une chambre de combustion annulaire telle que précédemment décrite.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
L'invention et ses avantages seront mieux compris à la lecture de la description détaillée qui suit, de modes de réalisation de l'invention donnés à titre d'exemples non limitatifs. Cette description se réfère aux dessins annexés, sur lesquels :
- la figure 1 représente une section longitudinale d'un secteur d'une chambre de combustion ;
- la figure 2 est une vue radiale d'une partie de la première paroi selon un premier mode de réalisation, dans la direction II de la figure 1 ;
- la figure 3 représente schématiquement une section longitudinale d'un secteur d'une chambre de combustion ; - la figure 4 est une vue radiale d'une partie de la première paroi selon un deuxième mode de réalisation, dans la direction IV de la figure 3.
DESCRIPTION DÉTAILLÉE DE L'INVENTION La figure 1 montre une section longitudinale d'un secteur d'une chambre de combustion 10 d'une turbomachine aéronautique. La chambre de combustion 10 est annulaire d'axe longitudinal X. Elle est délimitée par une première paroi 12 sensiblement annulaire autour de l'axe X, ici une paroi radialement externe, par une deuxième paroi 13 sensiblement annulaire autour de l'axe X, ici une paroi radialement interne, et par un fond de chambre 14 qui relie une extrémité de la première paroi 12 et l'extrémité en regard de la deuxième paroi 13 de façon à fermer l'extrémité amont de la chambre de combustion 10. Le fond de chambre 14 est ici annulaire.
La chambre de combustion annulaire 10 comprend en outre plusieurs injecteurs 16 de carburant qui injectent le carburant dans la chambre de combustion 10. Les injecteurs 16 sont répartis autour de l'axe longitudinal X. Dans le présent mode de réalisation, les injecteurs sont disposés à travers le fond de chambre 14. Chaque injecteur 16 définit une direction d'injection I.
L'air pénètre dans la chambre de combustion 10 par le fond de chambre 14, par des premiers trous primaires 18, éventuellement des premiers trous de dilution 20, et des trous de refroidissement (non représentés), tous ces trous étant sur la première paroi 12, ainsi que par des deuxièmes trous primaires 19, éventuellement des deuxièmes trous de dilution 21 et des trous de refroidissement (non représentés), tous ces trous étant sur la deuxième paroi 13. En d'autres termes, la première paroi 12 comprend des premiers trous formés par les premiers trous primaires 18 et éventuellement les premiers trous de dilution 20. La deuxième paroi 13 comprend des deuxièmes trous formés par les deuxièmes trous primaires 19 et éventuellement les deuxièmes trous de dilution 21.
Selon un premier mode de réalisation représenté sur la figure 2, pour au moins un premier injecteur 16, au moins trois, de préférence au moins quatre des premiers trous 18 ayant en commun le premier injecteur 16 comme injecteur le plus proche sont situés le long d'une courbe C strictement convexe, en vue radiale, la concavité de la courbe C étant tournée vers le premier injecteur 16. Ces premiers trous 18 peuvent être des trous consécutifs, adjacents les uns aux autres, en particulier dans une direction circonférentielle. Plus précisément, on a représenté ici six premiers trous 18, qui sont dans cet exemple des premiers trous primaires 18, disposés le long de la courbe C strictement convexe. Dans cet exemple, la courbe C est un arc de cercle, en l'occurrence centré sur le premier injecteur 16 et typiquement sur le point d'injection A dudit premier injecteur 16. Ainsi, les premiers trous 18 ayant en commun le même injecteur le plus proche, à savoir le premier injecteur 16, sont situés à égale distance D de cet injecteur.
Grâce à ces dispositions, la flamme 24 est stabilisée par la zone de recirculation 26 et alimentée par le carburant en suspension 22.
Comme on peut le voir sur les figures 1 et 2 par rapport à l'orientation du fond de chambre, la direction d'injection I est coplanaire avec l'axe X de la chambre de combustion.
Les figures 3 et 4 sont des vues respectivement analogues à celles des figures 1 et 2, dans un deuxième mode de réalisation. Sur ces figures, les éléments correspondant ou identiques à ceux du premier mode de réalisation recevront le même signe de référence, au chiffre des centaines près, et ne seront pas décrits à nouveau.
Dans le deuxième mode de réalisation, les injecteurs 116 ne sont pas disposés sur le fond de chambre 114. En l'occurrence, les injecteurs 116 sont disposés sur la première paroi 112. Les injecteurs 116 sont en outre en aval du fond de chambre 114. Par ailleurs, comme il ressort de la figure 3 par rapport à l'orientation du fond de chambre, la direction d'injection I est non-coplanaire avec l'axe X de la chambre de combustion. Ainsi, la direction d'injection I possède une composante non-nulle dans la direction circonférentielle autour de l'axe X. Par ailleurs, la direction d'injection I possède une composante axiale en direction du fond de chambre 114.
Dans une chambre de combustion selon le deuxième mode de réalisation, on a représenté le flux d'air par des flèches. L'air provient d'une sortie 130 d'un compresseur et entre dans la chambre de combustion 110 par les injecteurs 116, les premiers trous primaires 118, les deuxièmes trous primaires 119, les premiers trous de dilution 120 et les deuxièmes trous de dilution 121. Les gaz de combustion sont évacués vers l'entrée 132 d'une turbine.
Dans ce mode de réalisation, comme le montre la figure 4, pour au moins un premier injecteur 116, au moins trois, de préférence au moins quatre des premiers trous 118 ayant en commun le premier injecteur 116 comme injecteur le plus proche sont situés le long d'une courbe C strictement convexe, en vue radiale, la concavité de la courbe C étant tournée vers le premier injecteur 116. Plus précisément, on a représenté ici six premiers trous 118, qui sont dans cet exemple des premiers trous primaires 118, dont quatre sont disposés le long de la courbe C strictement convexe. Les trois premiers trous 118 représentés dans le coin inférieur droit de la figure 4 étant alignés, ils ne peuvent se trouver tous les trois sur une même courbe strictement convexe.
Grâce à ces dispositions, la localisation des amenées d'air (ici les premiers trous 118) est optimisée, les premiers trous étant positionnés en cohérence avec les phénomènes physiques au sein de la chambre de combustion 110. Ainsi, malgré l'orientation désaxée de l'injecteur 116, la flamme 124 est stabilisée par la zone de recirculation 126 et alimentée par le carburant en suspension 122. La position des trous primaires 118 le long d'une courbe strictement convexe et dont la concavité est tournée vers le premier injecteur 116, telle que la courbe C sur la figure 4, permet de stopper la zone de recirculation 126 et assure une meilleure recirculation des gaz brûlés ainsi qu'une homogénéisation du champ de température dans la chambre de combustion 110.
Bien que les modes de réalisation décrits aient été détaillés dans le cas d'un seul injecteur 16, 116 et pour les premiers trous 18, 118 de la première paroi 12, 112, des exemples similaires pourraient décrire la répartition des deuxièmes trous sur la deuxième paroi. Comme indiqué précédemment, les deuxièmes trous 19, 119 ayant en commun un même injecteur 16, 116 le plus proche peuvent être situés à égale distance de cet injecteur. Cette distance peut être différente de la distance D qui sépare les premiers trous 18, 118 de l'injecteur 16, 116, ou bien égale comme cela est représenté sur la figure 1. En outre, la distance entre les premiers et/ou deuxièmes trous et leur injecteur le plus proche peut varier d'un injecteur à l'autre, ou être identique pour tous les injecteurs. On comprend également que la distance entre les premiers et/ou deuxièmes trous et leur injecteur le plus proche peut varier en fonction du type de trous, par exemple être différente pour les premiers trous primaires 18, 118 et les premiers trous de dilution 20, 120 qui ont pourtant le même injecteur 16, 116 le plus proche.
Bien que l'agencement des premiers trous 18 selon le premier mode de réalisation ait été décrit en référence à une chambre de combustion du type de la figure 1 et que l'agencement des premiers trous 118 selon le deuxième mode de réalisation ait été décrit en référence à une chambre de combustion du type de la figure 3, le premier mode de réalisation pourrait s'appliquer à une chambre de combustion du type de la figure 3 ayant des injecteurs situés sur l'une des parois annulaires, et le deuxième mode de réalisation pourrait s'appliquer à une chambre de combustion du type de la figure 1 ayant des injecteurs situés sur le fond de chambre.
Bien que la présente invention ait été décrite en se référant à des exemples de réalisation spécifiques, des modifications peuvent être apportées à ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En particulier, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation illustrés/mentionnés peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif.

Claims

REVENDICATIONS
1. Chambre de combustion annulaire (10, 110) comportant une première paroi annulaire (12, 112) et une deuxième paroi annulaire (13, 113) coaxiales autour d'un axe (X), un fond de chambre (14, 114) reliant les première et deuxième parois (12, 13, 112, 113), et une pluralité d'injecteurs (16, 116), la première paroi (12, 112) comportant des premiers trous (18, 118) d'alimentation en air en aval des injecteurs (16, 116), la chambre de combustion (10, 110) étant caractérisée en ce que pour au moins un premier desdits injecteurs (16, 116), au moins trois des premiers trous (18, 118) ayant en commun le premier injecteur comme injecteur le plus proche sont situés à égale distance (D) du premier injecteur (16, 116).
2. Chambre de combustion (110) selon la revendication 1, dans laquelle le premier injecteur (116) est placé sur la première paroi (112).
3. Chambre de combustion (10) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle au moins quatre des premiers trous (18) ayant en commun le premier injecteur comme injecteur le plus proche sont situés à égale distance (D) de cet injecteur (16).
4. Chambre de combustion (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans laquelle tous les premiers trous (18) ayant en commun un même injecteur (16) le plus proche sont situés à égale distance (D) de cet injecteur.
5. Chambre de combustion (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, la deuxième paroi (13) comportant des deuxièmes trous (19) d'alimentation en air en aval des injecteurs (16), et dans laquelle les deuxièmes trous (19), de préférence tous les deuxièmes trous (16), ayant en commun un même injecteur (16) le plus proche sont situés à égale distance (D) de cet injecteur.
6. Chambre de combustion (10) selon la revendication 5, dans laquelle les premiers trous (18) et les deuxièmes trous (19) ayant en commun un même injecteur (16) le plus proche sont situés à égale distance (D) de cet injecteur.
7. Chambre de combustion (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans laquelle tous les premiers et/ou deuxièmes trous (18, 19) sont respectivement situés à une même distance de l'injecteur (16) qui leur est le plus proche.
8. Chambre de combustion (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans laquelle les premiers trous (18) et/ou les deuxièmes trous (19) sont disposés selon des arcs de cercles centrés sur les injecteurs respectivement les plus proches.
9. Chambre de combustion (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, dans laquelle la première paroi (12) est une paroi radialement externe et la deuxième paroi (14) est une paroi radialement interne.
10. Turbomachine comprenant une chambre de combustion (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 9.
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Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100162712A1 (en) * 2007-11-29 2010-07-01 Honeywell International Inc. Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors
FR2941287A1 (fr) * 2009-01-19 2010-07-23 Snecma Paroi de chambre de combustion de turbomachine a une seule rangee annulaire d'orifices d'entree d'air primaire et de dilution
US20120304647A1 (en) * 2011-06-06 2012-12-06 Honeywell International Inc. Reverse-flow annular combustor for reduced emissions

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3671171A (en) 1970-11-27 1972-06-20 Avco Corp Annular combustors
CA2076102C (fr) 1991-09-23 2001-12-18 Stephen John Howell Chambre de combustion a bague de projection
FR2690977B1 (fr) 1992-05-06 1995-09-01 Snecma Chambre de combustion comportant des passages reglables d'admission de comburant primaire.
JP3612331B2 (ja) * 1993-06-01 2005-01-19 プラット アンド ホイットニー カナダ，インコーポレイテッド 半径方向に取り付けられる空気噴出型燃料噴射弁
FR2751054B1 (fr) 1996-07-11 1998-09-18 Snecma Chambre de combustion anti-nox a injection de carburant de type annulaire
US6155056A (en) * 1998-06-04 2000-12-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooling louver for annular gas turbine engine combustion chamber
US6367262B1 (en) * 2000-09-29 2002-04-09 General Electric Company Multiple annular swirler
FR2856467B1 (fr) * 2003-06-18 2005-09-02 Snecma Moteurs Chambre de combustion annulaire de turbomachine
US7509809B2 (en) * 2005-06-10 2009-03-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine combustor with improved cooling
FR2903169B1 (fr) * 2006-06-29 2011-11-11 Snecma Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
FR2911667B1 (fr) * 2007-01-23 2009-10-02 Snecma Sa Systeme d'injection de carburant a double injecteur.
US8171634B2 (en) * 2007-07-09 2012-05-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of producing effusion holes
FR2919380B1 (fr) * 2007-07-26 2013-10-25 Snecma Chambre de combustion d'une turbomachine.
US8171740B2 (en) * 2009-02-27 2012-05-08 Honeywell International Inc. Annular rich-quench-lean gas turbine combustors with plunged holes
FR2948988B1 (fr) 2009-08-04 2011-12-09 Snecma Chambre de combustion de turbomachine comprenant des orifices d'entree d'air ameliores
CN204460285U (zh) 2014-12-03 2015-07-08 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种环形回流燃烧室火焰筒

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100162712A1 (en) * 2007-11-29 2010-07-01 Honeywell International Inc. Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors
FR2941287A1 (fr) * 2009-01-19 2010-07-23 Snecma Paroi de chambre de combustion de turbomachine a une seule rangee annulaire d'orifices d'entree d'air primaire et de dilution
US20120304647A1 (en) * 2011-06-06 2012-12-06 Honeywell International Inc. Reverse-flow annular combustor for reduced emissions

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