FR2660736A1 - Assemblage de combustion etagee pauvre. - Google Patents
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Abstract
Un assemblage de combustion comprend une chambre de combustion munie de chemises interne et externe (54, 52) et de moyens de combustion d'étage pilote et d'étage principal (56, 66) placés entre les chemises. Une tuyère de turbine (28) est jointe aux extrémités aval (54b, 52b) des chemises interne et externe et le moyen de combustion d'étage principal (66) est attenant à la tuyère de turbine (28) pour obtenir un temps de séjour de combustion court des gaz de combustion d'étage principal (70) afin de réduire les émissions de NOx . Dans un mode de réalisation particulier, l'assemblage de combustion comporte des première et seconde pluralités d'injecteurs de carburant espacés de manière circonférencielle (92, 96) et des chambres de tourbillonnement d'air (94, 98) qui sont placées radialement vers l'extérieur d'une pluralité de stabilisateurs de flamme évidés espacés de manière circonférencielle (100, 102).
Description
4 r La présente invention concerne de façon générale des moteurs à turbine
à gaz et plus particulièrement, un assemblage de combustion qui permet de réduire les
émissions de N Ox.
Les avions des lignes commerciales ou avions
civils sont classiquement conçus pour réduire les émis-
sions d'échappement qui proviennent de la combustion de carburants à base d'hydrocarbures tels que par exemple le carburant Jet A Les émissions d'échappement peuvent inclure de la matière particulaire d'hydrocarbure sous forme de fumée, par exemple du monoxyde de carbone et
des oxydes d'azote (N Ox) tels que par exemple le dioxy-
de d'azote NO 2 Les émissions de NOX sont réputées ré-
sulter d'une combustion à des températures relativement
élevées, par exemple au-dela de 1648 C Ces tempéra-
tures sont atteintes lorsque du carburant est brûlé selon certaines proportions carburant-air correspondant au rapport stoechiométrique ou proches de celui-ci La quantité des émissions formées est directement liée à la durée de la combustion qui s'efectue dans ces conditions. Les chambres de combustion de moteurs à turbine à gaz classiques qui sont utilisées dans un moteur pour propulser un avion sont dimensionnées et configurées de
manière classique afin d'obtenir des proportions carbu-
rant-air qui varient lorsque les besoins en puissance du moteur varient, tels que par exemple lors des modes de fonctionnement du moteur de l'avion à l'allumage, au ralenti, au décollage et en vitesse de croisière A des modes de fonctionnement qui nécessitent une puissance relativement faible, tels que l'allumage et le ralenti, une proportion carburant-air relativement riche est souhaitée pour initialiser la combustion et pour main- tenir la stabilité de la combustion A des modes de
fonctionnement qui nécessitent une puissance relative-
ment élevée, tels que par exemple le fonctionnement du moteur de l'avion en vol de croisière, une proportion carburant-air relativement pauvre est souhaitée pour
obtenir des émissions d'échappement réduites.
Dans le mode de fonctionnement en vol de croisiè-
re par exemple, lorsqu'un moteur à turbine à gaz d'a-
vion fonctionne pendant une durée subtantielle, les chambres de combustion classiques sont typiquement dimensionnées pour obtenir une combustion selon des rapports carburant-air généralement stoechiométriques dans la région en dôme, ce qui représente théoriquement une combustion complète Dans la pratique cependant, les émissions d'échappement se produisent néanmoins et les chambres de combustion classiques utilisent divers
moyens pour réduire les émissions d'échappement.
En outre, un moteur qui doit fonctionner à des vitesses relativement élevées et à une altitude élevée a besoin de moteurs qui assurent une performance et une sortie de puissance plus élevées Ceci peut être obtenu en augmentant la température de fonctionnement du cycle
du moteur Ces températures de cycle plus élevées con-
duiront à des températures plus élevées de la zone de combustion et à une taux de formation d'émissions de
N Ox plus élevé Par conséquent, dans un moteur classi-
que, les niveaux de N Ox augmenteront, ce qui est tout
particulièrement non souhaitable à des altitudes éle-
vées compte-tenu des dommages potentiels qui peuvent
être causés à la couche d'ozone.
Par conséquent, un objet de la présente invention consiste à fournir un nouvel assemblage de combustion
perfectionné pour un moteur à turbine à gaz d'avion.
Un autre objet de la présente invention consiste à fournir un assemblage de combustion qui permette de
réduire les émissions de NOX.
Un autre objet de la présente invention consiste à fournir un assemblage de combustion qui permette un fonctionnement sur une large gamme de conditions de
îO puissance du moteur.
Un autre objet de la présente invention consiste
à fournir un assemblage de combustion qui soit relati-
vement court et léger.
Un autre objet de la présente invention consiste à fournir un assemblage de combustion qui comporte un
moyen permettant de commander le profil des gaz de com-
bustion qui sont déchargés d'une chambre de combustion.
Un assemblage de combustion comporte une chambre de combustion qui comprend des chemises interne et externe ainsi que des moyens de combustion d'étage pilote et d'étage principal qui sont disposés entre les chemises Une tuyère de turbine est accouplée aux extrémités aval des chemises interne et externe de la chambre de combustion et le moyen de combustion d'étage principal est attenant à la tuyère de turbine afin d'obtenir lors de la combustion un temps de séjour court des gaz de combustion de l'étage principal de manière à réduire les émissions de N Ox Dans un mode de réalisation particulier de la présente invention donné à titre d'exemple, l'assemblage de combustion comporte des première et seconde pluralités d'injecteurs de carburant qui sont espacés de manière circonférencielle ainsi que des chambres de tourbillonnement d'air qui sont placées de manière radiale et qui sont dirigées vers l'extérieur de stabilisateurs de flamme évidés qui
sont espacés de manière circonférencielle et qui com-
portent des orifices de décharge de carburant La com-
bustion d'étage pilote est effectuée en aval des pre-
mière et seconde pluralités d'injecteurs de carburant et des chambres de tourbillonnement et la combustion d'étage principal est effectuée en aval des stabilisa-
teurs de flamme Les stabilisateurs de flamme sont pla-
cés en aval des première et seconde pluralités d'in-
jecteurs de carburant et des chambres de tourbil-
lonnement et sont attenants à la tuyère de turbine pour
1 o obtenir un temps de séjour de combustion court.
La présente invention qui est illustrée par un mode de réalisation particulier donné à titre d'exemple est plus particulièrement décrite avec les objets et
avantages qui s'y rapportent dans la description dé-
taillée qui suit que l'on lira en relation avec les figures annexées parmi lesquelles: la figure 1 est une représentation schématique d'un moteur à turbine à gaz à réacteur à double flux (communément appelé turbofan) à post-combustion qui permet de propulser un avion; la figure 2 est une représentation schématique en
coupe d'un assemblage de combustion du moteur repré-
senté sur la figure 1 selon un mode de réalisation par-
ticulier de la présente invention; la figure 3 est une vue d'extrémité schématique tournée vers le haut d'une partie de l'assemblage de combustion représenté sur la figure 2, cette vue étant prise selon la ligne 3-3; et la figure 4 est une vue en coupe transversale prise au travers d'un des stabilisateurs de flamme qui sont représentés sur la figure 3, cette vue étant prise
selon la ligne 4-4.
Sur la figure 1 est représenté un moteur à turbi-
ne à gaz à turbofan à post-combustion 10 qui permet de propulser un avion pour les modes de fonctionnement classiques, ces modes incluant par exemple l'allumage,
le ralenti, le décollage, le vol en vitesse de croi-
sière et le vol d'approche Le moteur 10 permet de pro-
pulser un avion à des vitesses relativement élevées qui s'inscrivent dans une fourchette de par exemple Mach 2,2 à Mach 2,7, et ce pour des altitudes qui vont jus- qu'à environ 18,3 kilomètres ( 60000 pieds) Une entrée classique 14 qui permet de recevoir de l'air ambiant 16, une soufflante (communément appelée fan) classique 18 et un compresseur haute pression classique 20 sont placés en série et de manière concentrique autour d'un axe central longitudinal 12 du moteur et sont en communication d'écoulement Un assemblage étagé de combustion pauvre 22 selon un mode de réalisation particulier de la présente invention donné à titre d'exemple est placé en communication d'écoulement avec le compresseur haute pression 20 L'assemblage de combustion 22 comporte un diffuseur 24 qui est en communication d'écoulement avec le compresseur haute
pression 20, lequel est suivi d'une chambre de combus-
tion 26 et d'une tuyère de turbine 28.
Une turbine haute pression classique 30 qui per-
met de propulser le compresseur haute pression 20 par l'intermédiaire d'un premier arbre classique 32 qui s'étend entre eux est placée en aval de la tuyère de
turbine 28 et est en communication d'écoulement avec.
Une turbine basse pression classique 34 qui permet de propulser le fan 18 par l'intermédiaire d'un second arbre classique 36 qui s'étend entre eux est placée en
aval de la turbine haute pression 30 et est en commu-
nication d'écoulement avec Un conduit de dérivation classique 38 entoure le compresseur haute pression 20,
l'assemblage de combustion 22, la turbine haute pres-
sion 30 et la turbine basse pression 34 de manière à
canaliser une partie de l'air ambiant 16 qui est com-
primé dans le fan 18 afin de former un air de dériva-
tion 40.
Une partie de l'air 16 qui n'est pas dérivée est canalisée à l'intérieur du compresseur haute pression qui génère de l'air comprimé relativement chaud 42, lequel est déchargé du compresseur haute pression 20 dans le diffuseur 24 L'air comprimé 42 est mélangé avec du carburant comme décrit ci-après et est enflammé dans la chambre de combustion 26 pour générer des gaz de combustion 44 qui sont canalisés au travers de la
turbine haute pression 30 et de la turbine basse pres-
sion 34 et qui sont déchargés dans une chambre de post-
combustion ou augmenteur classique 46 qui s'étend en aval de la turbine basse pression 34 La chambre de
post-combustion 46 est optionnelle et peut être incor-
porée dans le moteur 10 si le cycle particulier du
moteur l'exige.
Dans un mode de fonctionnement sec, la chambre de
post-combustion 46 est désactivée et les gaz de combus-
tion 44 sont simplement canalisés au travers Dans un
mode de fonctionnement activé, du carburant supplémen-
taire est mélangé avec les gaz de combustion 44 ainsi qu'avec l'air de dérivation 40 dans un assemblage
injecteurs de carburant/stabilisateurs de flamme clas-
sique 48 et est enflammé pour générer une poussée supplémentaire pour le moteur 10 Les gaz de combustion 44 sont déchargés du moteur 10 au travers d'une tuyère d'échappement de section variable classique 50 qui
s'étend en aval de la chambre de post-combustion 46.
L'assemblage de combustion est représenté plus
particulièrement sur la figure 2 selon un mode de réa-
lisation particulier de la présente invention donné à titre d'exemple L'assemblage 22 comprend une chemise externe de chambre de combustion annulaire 52 qui comporte une extrémité amont 52 a ainsi qu'une extrémité aval 52 b et qui comprend également une chemise interne de chambre de combustion annulaire qui espacée
radialement vers l'intérieur 54 qui comporte une extré-
mité amont 54 a et une extrémité aval 54 b l'assemblage 22 comprend en outre un moyen 56 qui permet d'obtenir
une combustion d'étage pilote d'un mélange carburant-
air 58 pour générer des gaz de combustion d'étage pilo-
te 60 entre les chemises interne et externe 54 et 52 en utilisant une partie pilote 62 de l'air comprimé 42 qui est canalisée jusqu'à la chambre de combustion 26 Un dispositif d'allumage classique ou une pluralité de dispositifs d'allumage 64 sont placés au travers de la
chemise externe 52 pour enflammer le mélange carburant-
air pilote 58.
L'assemblage de combustion 22 comprend en outre un moyen 66 qui permet d'obtenir une combustion d'étage principal d'un mélange principal carburant-air pauvre 68 pour générer des gaz de combustion d'étage principal entre les chemises interne et externe 54 et 52 en utilisant une partie principale 72 de l'air comprimé 42 qui est sensiblement plus importante que la partie d'air pilote 62 Le moyen de combustion d'étage principal 66 est placé en aval du moyen de combustion d'étage pilote 56 et est en communication d'écoulement
avec La tuyère de turbine 28 est classiquement accou-
plée de manière fonctionnelle aux extrémités aval de chemise de chambre de combustion annulaire 52 b et 54 b pour permettre une dilatation et une contraction thermiques différentielles communes et comprend une pluralité de vannes de tuyère classiques espacées de manière circonférencielle 74 qui s'étendent radialement entre les extrémités aval de chemise de chambre de
combustion annulaire 52 b et 54 b Selon une caractéris-
tique de la présente invention, le moyen de combustion d'étage principal 66 est attenant à la tuyère de turbine 28 de manière à obtenir un temps de séjour de
combustion relativement court pour les gaz de combus-
tion d'étage principal 70 afin de réduire les émissions
de NOX.
Plus spécifiquement, le moyen de combustion d'étage principal 66 est positionné dans la chambre de combustion 26 de telle sorte qu'il est relativement proche de la tuyère de turbine 28, c'est-à-dire qu'il est attenant à cette tuyère et par conséquent, la combustion des gaz de combustion d'étage principal 70 dans la chambre de combustion 26 et de manière générale en amont de la tuyère de turbine 28 s'effectue selon un temps de séjour inférieur à celui que l'on a pour un 1 o arrangement chambre de combustion-tuyère classique Le temps de séjour de la combustion est la durée du processus de combustion des gaz de combustion d'étage principal 70 à l'intérieur de la chambre de combustion 26, essentiellement en amont de la tuyère de turbine 28 Par conséquent, les gaz de combustion d'étage principal 70 sont canalisés jusqu'à la tuyère de turbine 28 relativement rapidement de telle sorte que dans la tuyère de turbine 28 dans laquelle ils sont accélérés de manière classique par les vannes de tuyère 74, la température statique des gaz de combustion d'étage principal 70 diminue relativement rapidement en
mettant fin de fait aux réactions de formation de NOX.
Le cycle de combustion de la chambre de combus-
tion 26 est sélectionné de telle sorte que la tempéra-
ture nominale des gaz de combustion d'étage principal dans la chambre de combustion 26 ne soit de manière générale pas supérieure à environ 16490 C ( 30000 F) pour réduire les émissions de N Ox Il est classiquement connu que les émissions de NOX se produisent pour des concentrations significatives, à des températures de combustion supérieures à environ 16490 C ( 30000 F) et
il est par conséquent souhaitable de limiter la tempé-
rature de combustion maximale de telle sorte qu'elle ne soit pas supérieure à environ cette valeur Cependant, afin d'améliorer le rendement global du moteur 10, le cycle de combustion est sélectionné pour obtenir des
températures d'entrée de chambre de combustion relati-
vement élevées et des températures relativement élevées
des gaz de combustion d'étage principal 70 par compa-
raison à des cycles classiques Le compresseur haute pression 20 est dimensionné pour obtenir l'air comprimé
42 à des températures d'environ 6770 C, ce qui repré-
sente la température d'entrée de chambre de combustion,
et pour obtenir des températures de sortie de combus-
tion d'environ 16490 C ( 30000 F) des gaz de combustion
d'étage principal 70.
En outre, comme indiqué ci-avant, les émissions de N Ox sont encore réduites par le fait que le moyen de combustion d'étage principal 66 est attenant à la tuyère de turbine 28 pour obtenir un temps de séjour
relativement court Les études qui ont été menées lais-
sent à penser que la présente invention peut être dimensionnée et configurée pour obtenir des temps de séjour de combustion qui ne soient pas supérieurs à
environ 3 millisecondes, ce qui est généralement infé-
rieur à la moitié du temps de séjour d'un arrangement chambre de combustion-tuyère classique Ces études indiquent également que des temps de séjour qui chutent jusqu'à environ 1 milliseconde et moins peuvent être obtenus pour réduire les émissions de N Ox jusqu'à un niveau d'environ 5 grammes par kilogramme de carburant brûlé Par conséquent, en fournissant les gaz de combustion d'étage principal 70 relativement plus tôt à la tuyère 28, la tuyère 28 peut réduire la température statique des gaz de combustion d'étage principal 70, ce qui a pour effet de réduire ou d'éliminer les émissions de NOX qui se produiraient sinon s'il n'y avait pas de
réduction de température.
Si l'on se reporte à nouveau à la figure 2, d'autres détails de l'assemblage de combustion 22 selon la présente invention sont représentés Le compresseur haute pression 20 comporte une pluralité d'aubes de sortie classiques espacées de manière circonférencielle 76 qui constituent le dernier étage d'aubes Le diffuseur 24 est placé immédiatement en amont de la chambre de combustion 26 et comprend des premier, second et troisième canaux de diffuseur espacés radia- lement 78, 80 et 82 qui diminuent la vitesse de l'air comprimé 42 et qui augmentent la pression statique de
cet air comprimé.
Le moyen de combustion d'étage pilote 56 comprend une première chemise de chambre de combustion pilote 84 qui comporte des extrémités amont et aval 84 a et 84 b, cette première chemise étant espacée de la chemise externe 52 de manière à définir une première zone de combustion pilote 86 Le moyen 56 comprend également une seconde chemise de chambre de combustion pilote 88 qui comporte des extrémités amont et aval 88 a et 88 b, cette seconde chemise étant espacée de la chemise interne 54 de manière à définir une seconde zone de
combustion pilote 90 Une pluralité de premiers injec-
teurs de carburant classiques espacés de manière cir-
conférencielle 92 qui correspondent à des premières chambres de tourbillonnement d'air classiques 94 s'étend respectivement entre la première chemise 84 et la chemise externe 52, au niveau de leurs extrémités amont respectives 84 a et 52 a Un pluralité de seconds injecteurs de carburant classiques espacés de manière circonférencielle 96 qui correspondent à des secondes
chambres de tourbillonnement d'air classiques 98 s'é-
tend respectivement entre la seconde chemise 88 et la chemise interne 54, au niveau de leurs extrémités amont
respectives 88 a et 54 a.
Si l'on se reporte aux figures 2 à 4, le moyen de combustion d'étage principal 66 est placé entre les extrémités aval respectives 84 b et 88 b de la première chemise 84 et de la seconde chemise 88 et s'étend en aval de ces chemises Plus spécifiquement, le moyen de il combustion d'étage principal 66 comprend une première pluralité de premiers stabilisateurs de flamme évidés généralement en forme de V 100 qui comportent des extrémités respectives amont et aval l O Qa et 1 Ob Une seconde pluralité de seconds stabilisateurs de flamme évidés, généralement en forme de V et espacés de manière circonférencielle 102 sont également inclus
dans le moyen 66 et comportent des extrémités respec-
tives amont et aval 102 a et 102 b Chacun des premiers et seconds stabilisateurs de flamme 100 et 102 comporte une pluralité d'orifices de décharge de carburant espacés longitudinalement 104 qui sont en communication d'écoulement avec l'intérieur des stabilisateurs de flamme. Un moyen 106 pour canaliser du carburant 108 à l'intérieur des stabilisateurs de flamme 100 et 102 est prévu Dans un mode de réalisation donné à titre d'exemple, le moyen de canalisation de carburant 106 comporte un premier collecteur annulaire 110 qui s'étend depuis la première extrémité aval de chemise 84 b et qui est placé en communication d'écoulement avec l'extrémité amont looa des premiers stabilisateurs de flamme 100 Un second collecteur annulaire 112 qui permet de recevoir le carburant 108 s'étend depuis la seconde extrémité aval de chemise 88 b et est placé en communication d'écoulement avec l'extrémité amont 102 a des seconds stabilisateurs de flamme 102 Les premiers et seconds stabilisateurs de flamme 100 et 102 sont joints l'un à l'autre au niveau des extrémités aval respectives l O Ob et 102 b au moyen d'une bague de
support annulaire 114 Dans un autre mode de réalisa-
tion, la bague 114 peut comprendre un collec-
teur/stabilisateur de flamme qui est en communication d'écoulement à la fois avec les premiers et seconds
stabilisateurs de flamme 100 et 102.
Le moyen de canalisation de carburant 106 comporte en outre deux collecteurs d'alimentation annulaires 116 qui sont concentriques à la chemise externe 52 ainsi qu'à la chemise interne 54 et qui comportent des conduits de carburant classiques 118 qui sont reliés en communication d'écoulement avec les premier et second collecteurs 110 et 112 Le moyen 106 peut également comprendre d'autres formes, y compris des collecteurs non annulaires 116, et d'autres arrangements, selon ce qui est souhaité pour acheminer le carburant jusqu'aux stabilisateurs de flamme 100 et 102. Selon un mode de réalisation particulier de la présente invention, il est préférable que le carburant
108 soit acheminé jusqu'aux premier et second collec-
teurs 110 et 112 sous forme de vapeur par opposition à la forme liquide et à la forme atomisée bien que ces autres formes puissent être utilisées dans d'autres modes de réalisation de la présente invention Par conséquent, le moyen de canalisation de carburant 106 comporte en outre un échangeur thermique classique ou gazéificateur 120 qui est classiquement relié par l'intermédiaire d'un conduit d'air d'évacuation 122 au compresseur haute pression 20 pour recevoir une partie de l'air comprimé relativement chaud 42 L'échangeur thermique 120 est également classiquement relié en
communication d'écoulement à un moyen d'alimenta-
tion/commande de carburant liquide classique 126 par l'intermédiaire d'un conduit d'alimentation 124 pour recevoir le carburant 108 sous forme liquide Le carburant liquide 108 est classiquement canalisé dans l'échangeur thermique 120 et est chauffé à l'intérieur de cet échangeur par l'air comprimé 42 pour vaporiser le carburant 108 (c'est-à-dire 108 a) qui est ensuite
classiquement canalisé jusqu'aux collecteurs d'alimen-
tation 116 qui lui sont connectés L'air comprimé 42 qui chauffe ainsi le carburant 108 dans l'échangeur thermique 120 a par conséquent sa température qui diminue et il est déchargé de l'échangeur thermique 120 au travers d'un conduit de décharge 128 qui peut être utilisé pour refroidir de manière classique la turbine haute pression 30, par exemple des aubes 130 de premier
étage de la turbine haute pression.
Si l'on se reporte plus particulièrement à la
figure 4, en plus des figures 2 et 3, chacun des stabi-
lisateurs de flamme 100 et 102 a une section en coupe transversale en forme de V, cette coupe présentant un apex 132 qui est dirigé vers l'amont ainsi que deux
surfaces latérales inclinées 134 à l'intérieur desquel-
les est placée un pluralité respective d'orifices de carburant 104 qui sont espacés suivant une direction longitudinale le long de chacun des stabilisateurs de flamme 100 et 102 Les orifices de carburant 104 sont de préférence placés dans les surfaces latérales 134 qui sont dirigées vers l'amont, contre la partie
principale d'air comprimé 72, pour constituer un mé-
lange amélioré avec et pour réduire la posibilité d'auto-allumage du mélange principal carburant-air 68 formé par mélange du carburant sous forme de vapeur 108 a qui provient des orifices de carburant 104 avec la partie principale d'air comprimé 72 qui peut circuler à
ce niveau.
La région de la chambre de combustion 26 en aval des premiers et seconds stabilisateurs de flamme 100 et 102 définit une zone de combustion principale 136, comme représenté sur la figure 2, dans laquelle les gaz de combustion d'étage principal 70 sont générés et canalisés Les premier et second collecteurs 110 et 112 sont joints respectivement aux première et seconde chemises de chambre de combustion pilote 84 et 88 de manière à définir la zone de combustion principale 136
entre les première et seconde zones de combustion pilo-
te 86 et 90 et la tuyère de turbine 28 Les premiers et seconds stabilisateurs de flamme 100 et 102 sont de préférence inclinés radialement vers l'intérieur et suivant une direction aval de telle sorte que les première et seconde zones de combustion pilote 86 et 90 soient placées en communication d'écoulement avec la zone de combustion principale 136 pour acheminer les gaz de combustion d'étage pilote 60 afin d'enflammer le mélange principal carburant-air 68 En outre, les premiers et seconds stabilisateurs de flamme 100 et 102 sont également inclinés pour s'adapter à la dilatation et à la contraction thermique différentielles des stabilisateurs de flamme 100 et 102 par fléchissement
de ces derniers.
Dans un mode de réalisation particulier de la présente invention, le diffuseur 24 et le moyen pilote 56 sont dimensionnés et configurés de telle sorte que le moyen de combustion d'étage pilote 56 utilise la partie pilote d'air comprimé 62 qui représente jusqu'à environ dix pour cent ( 10 %) de l'air comprimé total 42 qui est fourni à la chambre de combustion 26 et le moyen de combustion d'étage principal 66 utilise la partie principale d'air comprimé 72 qui est constituée par le restant, à savoir quatre vingt dix pour cent ( 90 %) de l'air comprimé total 42 Par exemple, le diffuseur 24 peut être configuré de telle sorte que les premier et troisième canaux de diffuseur 78 et 82 soient inclinés radialement vers l'extérieur et déchargent la partie d'air pilote 62 qui s'étend généralement sur la même longueur que ces canaux et qui est concentrique aux premières et secondes chambres de tourbillonnement d'air 94 et 98 du moyen de combustion d'étage pilote 56 de telle sorte que chacun reçoit
environ cinq pour cent ( 5 %) de l'air comprimé total 42.
Le second canal de diffuseur 80 est configuré de maniè-
re à constituer un canal divergent pour décharger la partie principale d'air comprimé 72 qui s'étend sur la
même longueur que les premiers et seconds stabilisa-
teurs de flamme 100 et 102 tout en étant concentrique à
ces deux catégories de stabilisateurs de flamme.
Lors du fonctionnement, le moyen d'alimentation en carburant liquide 126 achemine le carburant liquide 108 par l'intermédiaire de conduits classiques 138 à la
fois jusqu'aux premiers et seconds injecteurs de carbu-
rant 92 et 96 pour permettre un mélange avec la partie
d'air pilote 62 afin de générer le mélange carburant-
air pilote 58 Le mélange pilote 58 peut être relati-
vement riche puisqu'il utilise une quantité relative-
ment faible de l'air comprimé total 42 pour assurer un allumage et une stabilité des gaz de combustion d'étage
pilote 60 acceptables Lors d'un fonctionnement à puis-
sance élevée de la chambre de combustion 26 dans le moteur 10 pour propulser un avion à sa vitesse de
croisière par exemple, l'échangeur thermique 120 four-
nit le carburant vaporisé 108 a aux premier et second collecteurs 110 et 112 qui à leur tour canalisent le carburant vaporisé 108 a au travers des stabilisateurs
de flamme 100 et 102 pour l'évacuer au travers des ori-fices de décharge 104.
Selon un mode de réalisation particulier de
l'invention, le rapport d'équivalence du mélange prin-
cipal carburant-air 68 va jusqu'au environ 0,75 et se situe de préférence dans une fourchette qui va d'environ 0,5 à environ 0,75 Le rapport d'équivalence est défini comme étant la proportion de carburant-air divisée par le rapport stoechiométrique carburant-air du mélange principal carburant-air 68 Alors qu'une chambre de combustion de moteur à turbine à gaz classique aurait un rapport d'équivalence d'environ 1,0 dans son dôme, le rapport d'équivalence qui va jusqu'à environ 0,75 pour le mode de réalisation particulier de la présente invention fournit un mélange carburant-air relativement pauvre 68 pour la combustion dans la zone de combustion principale 136 Puisque quatre vingt dix pour cent ou davantage d'air comprimé 42 est utilisé dans le moyen de combustion d'étage principal 66 et puisque le mélange principal carburant-air 68 est relativement pauvre, les émissions d'échappement, y compris les émissions de Nox, peuvent par conséquent
être réduites.
En utilisant du carburant du type Jet A, l'assemblage de combustion 22 peut être dimensionné pour réduire les émissions N Ox des gaz de combustion d'étage pilote et d'étage principal 60 et 70 qui sont déchargés depuis la chambre de combustion 26 lors du fonctionnement de la chambre de combustion selon une puissance qui correspond à la vitesse de croisière de l'avion jusqu'à un niveau qui peut aller jusqu'à environ cinq grammes de N 02 par kilogramme de carburant du type Jet A à une température d'entrée de l'air comprimé 42 qui est canalisé jusqu'à la chambre de combustion 26 d'environ 677 OC et pour des températures de combustion des gaz de combustion d'étage principal qui vont jusqu'à environ 1649 C ( 3000-F) Le carburant 108 sous forme de vapeur a la préférence pour réaliser le mélange carburant-air enrichi afin d'obtenir des rapports d'équivalence généralement uniformes et relativement faibles et afin de réduire la possibilité d'auto-allumage du mélange carburant- air 68. Comme représenté sur la figure 4, les gaz de combustion d'étage principal 70 forment une zone de recyclage 140 immédiatement en aval des stabilisateurs de flamme 100 et 102 La zone de recyclage 140 assure la stabilité de la flamme et se produit en aval des stabilisateurs de flamme 100 et 102 Si du carburant 108 sous forme liquide était déchargé des orifices 104, la possibilité d'auto-allumage augmenterait, ce qui conduirait à une combustion en amont des stabilisateurs de flamme 100 et 102 qui n'est pas souhaitable puisque des dommages pourraient en résulter au niveau des
stabilisateurs de flamme 100 et 102.
En utilisant le carburant 108 sous forme de vapeur, la tendance à l'autoallumage du carburant est sensiblement réduite et un mélange enrichi du carburant sous forme de vapeur 108 a et de la partie principale
d'air 72 en résulte, ce qui assure une combustion pré-
sentant un meilleur rendement Qui plus est, en utili-
sant la configuration décrite des stabilisateurs de flamme 100 et 102, un mélange enrichi de carburant 108 a et de la partie principale d'air 72 est obtenu Ceci créé un mélange principal carburant-air 68 davantage uniforme et réduit la probabilité de formation de zones localement riches en carburant, ce qui assure une combustion plus complète en amont de la tuyère 28 selon les temps de séjour de combustion relativement courts
souhaités pour réduire les émissions de N Ox.
Le moyen de combustion d'étage pilote 56 peut
être utilisé pour n'importe quelle puissance de fonc-
tionnement du moteur 10 si on le souhaite, ou alterna-
tivement, le moyen 56 peut être sélectivement utilisé seulement pour un fonctionnement du moteur à l'allumage et pour un fonctionnement à faible puissance afin
d'initialiser la combustion et de maintenir la stabi-
lité de la flamme Pour un fonctionnement à puissance relativement élevée du moteur 10 par exemple, au-delà de trente pour cent de la puissance maximale, le moyen de combustion d'étage pilote 56 peut être désactivé et le moyen de combustion d'étage principal 66 peut être utilisé seul De manière similaire, le moyen de combustion d'étage principal 66 peut être utilisé pour n'importe quelle puissance de fonctionnement du moteur 10 bien que dans le mode de réalisation particulier ce moyen soit activé seulement pour un fonctionnement qui
va au-delà du ralenti Bien entendu, lors du fonction-
nement à la fois du moyen de combustion d'étage pilote 56 et du moyen de combustion d'étage principal 66, les gaz de combustion d'étage pilote 60 se mélangeront nécessairement aux gaz de combustion d'étage principal et formeront les gaz de combustion 44 qui sont déchargés depuis la chambre de combustion 26 Lors du fonctionnement soit du moyen de combustion d'étage pilote 56, soit du moyen de combustion d'étage
principal 66, les gaz de combustion 44 sont respecti-
vement formés soit à partir des gaz de combustion d'étage pilote 60, soit à partir des gaz de combustion
d'étage principal 70.
Les chemises de chambre de combustion 52, 54, 84 et 88 sont de préférence réalisées en un matériau non métallique tel que des céramiques ou des matériaux carbone-carbone pour chambre de combustion classique sans refroidissement classique par couche limite, de telle sorte que l'air comprimé 42 peut être utilisé essentiellement pour la combustion afin d'accroître le rendement et de telle sorte que tout étouffement des mélanges carburant-air adjacents aux chemises est
réduit pour diminuer les émissions d'échappement.
Cependant, des chemises refroidies classiques pour-
raient être utilisées dans d'autres modes de réali-
sation. Bien que ce qui a été décrit ici est à considérer comme étant un mode de réalisation particulier de la
présente invention, d'autres modifications de l'inven-
tion apparaîtront à l'évidence à l'homme de l'art à partir de ce qui a été décrit ici, ces modifications étant permises pourvu qu'elles s'inscrivent dans le
cadre de la présente invention.
Plus spécifiquement, et à titre d'exemple seule-
ment, bien que le mode de réalisation particulier com-
porte à la fois les première et seconde zones de com-
bustion pilote 86 et 90, d'autres modes de réalisation de la présente invention peuvent simplement utiliser
une unique zone de combustion pilote.
En outre, le moyen de canalisation de carburant 106 et le moyen d'alimentation en carburant liquide 126 pourrait alternativement être configurés pour acheminer sélectivement des quantités différentes de carburant aux premiers et seconds injecteurs de carburant 92 et 96 ainsi qu'aux premiers et seconds stabilisateurs de flamme 100 et 102 de manière à constituer quatre zones
de combustion susceptibles d'être commandées indépen-
damment l'une de l'autre en aval de ces élements res-
pectifs Cette configuration permettrait d'éclater le profil des gaz de combustion 44 qui sont déchargés de la chambre de combustion 26 dans quatre zones différentes Par exemple, cet éclatement des gaz de combustion 44 peut être souhaité pour améliorer le rendement de ces gaz 44 au niveau des aubes 130 de
premier étage de turbine haute pression.
Qui plus est, bien qu'un type particulier de
stabilisateur de flamme 100, 102 ait été décrit, d'au-
tres modes de réalisation de ces stabilisateurs de flamme peuvent être utilisés sans que l'on s'écarte du
cadre de la présente invention.
Bien que l'échangeur thermique 120 soit prévu
pour vaporiser le carburant 108 au niveau des stabili-
sateurs de flamme 100 et 102, d'autres moyens pour acheminer du carburant vaporisé 108 a pourraient être prévus et le carburant vaporisé 108 a pourrait également être fourni aux injecteurs de carburant 92 et 96 si on
le souhaite Par exemple, l'air d'évacuation de com-
presseur qui est canalisé au travers des conduits 122
pourrait être mélangé de manière appropriée au car-
burant liquide 108 pour constituer un mélange vaporisé carburant-air qui pourrait être canalisé de manière appropriée jusqu'aux collecteurs 110 et 112 Dans un tel mode de réalisation de l'invention, le mélange carburantair pourrait être canalisé au travers des orifices de décharge 104, ce qui lui permettrait en outre d'être mélangé à la partie principale d'air comprimé 72 Bien entendu, les quantités relatives de carburant et d'air mélangés seraient réglées afin d'obtenir la proportion carburant-air finale ainsi que
le rapport d'équivalence souhaités.
Claims (19)
1 Assemblage de combustion étagée pauvre, cet assemblage étant caractérisé en ce qu'il comprend: une chambre de combustion ( 26) incluant: une chemise externe de chambre de combustion annulaire ( 52) qui comporte une extrémité amont ( 52 a) et une extrémité aval ( 52 b); une chemise interne de chambre de combustion annulaire ( 54) qui comporte une extrémité amont ( 54 a) et une extrémité aval ( 54 b) et qui est espacée de ladite chemise externe ( 52); un moyen ( 56) qui permet d'obtenir une
combustion d'étage pilote d'un mélange pilote carbu-
rant-air ( 58) pour générer des gaz de combustion d'éta-
ge pilote ( 60) entre lesdites chemises interne et externe ( 54, 52) en utilisant une partie pilote ( 62) de l'air comprimé ( 42) qui est canalisée jusqu'à ladite chambre de combustion ( 26); un moyen ( 66) qui permet d'obtenir une combustion d'étage principal d'un mélange principal carburant-air pauvre ( 68) pour générer des gaz de
combustion d'étage principal ( 70) entre lesdites chemi-
ses interne et externe ( 54, 52) en utilisant une partie principale ( 72) dudit air comprimé ( 42) qui est plus importante que ladite partie pilote ( 62); et ledit moyen de combustion d'étage principal ( 66) qui est placé en aval par rapport audit moyen de
combustion d'étage pilote ( 56) ainsi qu'en communi-
cation d'écoulement avec; une tuyère de turbine ( 28) qui est jointe à ladite chambre de combustion ( 26) au niveau desdites extrémités aval ( 54 b, 52 b) desdites chemises interne et externe ( 54, 52) et qui s'étend entre ces chemises; et ledit moyen de combustion d'étage principal ( 66) qui est attenant à ladite tuyère de turbine ( 28) pour obtenir un temps de séjour de combustion court desdits gaz de combustion d'étage principal ( 70) afin de réduire les émissions de N Ox.
2 Assemblage de combustion selon la revendi-
cation 1, caractérisé en ce que ledit moyen de combus-
tion d'étage principal ( 66) est attenant à ladite tuyère de turbine ( 28) pour obtenir des temps de séjour
de combustion desdits gaz de combustion d'étage princi-
pal ( 70) qui ne soient pas supérieurs à environ trois millisecondes.
3 Assemblage de combustion selon la revendi-
cation 1, caractérisé en ce que ledit moyen de combus-
tion d'étage principal ( 66) fournit un rapport d'équi-
valence qui est défini comme étant le rapport carbu-
rant-air divisé par le rapport carburant-air stoechio-
métrique, ce rapport d'équivalence représentant jusqu'à environ 0,75 fois ledit mélange principal carburant-air
pauvre ( 68).
4 Assemblage de combustion selon la revendi-
cation 3, caractérisé en ce que ledit rapport d'équiva-
lence se situe dans une fourchette qui va d'environ 0,5
à environ 0,75.
5 Assemblage de combustion selon la revendi-
cation 4, caractérisé en ce que ledit moyen de combus-
tion d'étage principal ( 66) est attenant à ladite tuyère de turbine ( 28) pour obtenir des temps de séjour de combustion desdits gaz de combustion d'étage principal ( 70) qui ne soient pas supérieurs à environ
trois millisecondes.
6 Assemblage de combustion selon la revendi-
cation 5, caractérisé en ce que ledit moyen de combus-
tion d'étage pilote ( 56) utilise ladite partie pilote d'air comprimé ( 62) jusqu'à environ dix pour cent de l'air comprimé total ( 42) qui est acheminé jusqu'à ladite chambre de combustion ( 26) et en ce que ledit moyen de combustion d'étage principal ( 66) utilise ladite partie principale d'air de compresseur ( 72) qui comprend une partie restante dudit air total comprimé
( 42).
7 Assemblage de combustion selon la revendi-
cation 6, caractérisé en ce que ladite chambre de combustion ( 26) permet de réduire les émissions de N Ox desdits gaz de combustion d'étage pilote et d'étage principal ( 60, 70) qui sont déchargés depuis ladite chambre de combustion ( 26) lors d'un fonctionnement de ladite chambre de combustion ( 26) qui correspond à une puissance de vol de croisière jusqu'à un niveau
d'environ cinq grammes de N 02 par kilogramme de carbu-
rant du type Jet A, et ce à une température d' entrée dudit air comprimé qui est canalisé jusqu'à ladite chambre de combustion ( 26) d'environ 6770 C.
8 Assemblage de combustion selon la revendi-
cation 1, caractérisé en ce que ledit moyen de combus-
tion d'étage pilote ( 56) comprend une chemise de chambre de combustion pilote ( 84) qui comporte des extrémités amont et aval ( 84 a, 84 b) et qui est espacée d'une ( 52) desdites chemises interne et externe ( 54,
52) au niveau de ladite extrémité amont ( 52 a) de celle-
ci, ainsi qu'une pluralité d'injecteurs de carburant
espacés de manière circonférencielle ( 92) et de cham-
bres de tourbillonnement d'air correspondantes ( 94) qui s'étendent entre ladite extrémité amont ( 52 a) de ladite chemise ( 52) et ladite extrémité amont de
chemise de chambre de combustion pilote ( 84 a).
9 Assemblage de combustion selon la revendi-
cation 1, caractérisé en ce que ledit moyen de combustion d'étage pilote ( 56) comprend: une première chemise de chambre de combustion pilote ( 84) qui comporte une extrémité amont ( 84 a) et une extrémité aval ( 84 b) et qui est espacée de ladite chemise externe ( 52) de manière à définir une première zone de combustion pilote ( 86); une seconde chemise de chambre de combustion pilote ( 88) qui comporte une extrémité amont ( 88 a) et une extrémité aval ( 88 b) et qui est espacée de ladite chemise interne ( 54) de manière à définir une seconde zone de combustion pilote ( 90); une pluralité de premiers injecteurs de carburant espacés de manière circonférencielle ( 92) et de
premières chambres de tourbillonnement d'air correspon-
dantes ( 94) qui s'étendent entre ladite première chemise ( 84) et ladite chemise externe ( 52) au niveau desdites extrémités amont ( 84 a, 52 a) de celles-ci; une pluralité de seconds injecteurs de carburant espacés de manière circonférencielle ( 96) et de
secondes chambres de tourbillonnement d'air correspon-
dantes ( 98) qui s'étendent entre ladite seconde chemise ( 88) et ladite chemise interne ( 54) au niveau desdites extrémités amont ( 88 a, 54 a) de celles-ci; et en ce que ledit moyen de combustion d'étage principal ( 66) est placé entre lesdites extrémités aval ( 84 b, 88 b) desdites première et seconde chemises ( 84, 88).
Assemblage de combustion selon la revendi-
cation 1, caractérisé en ce que ledit moyen de combustion d'étage principal ( 66) comprend: une pluralité de stabilisateurs de flamme évidés espacés de manière circonférencielle ( 100, 102) qui sont espacés dudit moyen de combustion d'étage pilote ( 56), chacun desdits stabilisateurs de flamme ( 100, 102) comportant une pluralité d'orifices de carburant espacés longitudinalement ( 104); et un moyen ( 106) permettant de canaliser du carburant ( 108) à l'intérieur desdits stabilisateurs de flamme ( 100, 102) afin de permettre une décharge depuis lesdits stabilisateurs de flamme ( 100, 102) au travers
desdits orifices de carburant ( 104).
11 Assemblage de combustion selon la revendi-
cation 10, caractérisé en ce que ledit moyen de canali-
sation de carburant ( 106) permet de canaliser du carbu-
rant vaporisé ( 108 a) à l'intérieur desdits stabilisa-
teurs de flamme ( 100,102).
12 Assemblage de combustion selon la revendi-
cation 11, caractérisé en ce que ledit moyen de canali-
sation de carburant ( 106) comporte un échangeur thermi-
que ( 120) qui permet de recevoir une partie dudit air comprimé ( 42) et de recevoir du carburant liquide ( 108), ledit échangeur thermique ( 120) permettant d'utiliser ledit air comprimé ( 42) afin de vaporiser dudit carburant liquide ( 108) et de canaliser ledit carburant vaporisé ( 108 a) à l'intérieur desdits
stabilisateurs de flamme ( 100, 102).
13 Assemblage de combustion selon la revendi-
cation 10, caractérisé en ce que chacun desdits stabi-
lisateurs de flamme ( 100, 102) a une section en coupe transversale en forme de V qui comporte une extrémité ( 132), cette extrémité étant dirigée vers l'amont, ainsi que deux surfaces latérales inclinées ( 134), et en ce que ladite pluralité d'orifices de carburant ( 104) est menagée dans les deux dites surfaces
latérales ( 134) et est dirigée vers l'amont.
14 Assemblage de combustion selon la revendi-
cation 13, caractérisé en ce que ledit moyen de cana-
lisation de carburant ( 106) comporte un premier collec-
teur annulaire ( 110) qui permet de recevoir du carbu-
rant ( 108) et un second collecteur annulaire ( 112) qui permet de recevoir du carburant ( 108); et en ce que lesdits stabilisateurs de flamme ( 100, 102) comportent une première pluralité de premiers stabilisateurs de flamme ( 100) qui sont joints au niveau de leurs extrmités amont ( 1 o O a) tout en étant en
communication d'écoulement avec ledit premier collec-
teur ( 110) et une seconde pluralité de seconds stabili-
sateurs de flamme ( 102) qui sont joints au niveau de leurs extrémités amont ( 102 a) tout en étant en communication d'écoulement avec ledit second collecteur ( 112); et lesdits premiers et seconds stabilisateurs de flamme ( 100, 102) sont joints les uns aux autres au niveau de leurs extrémités aval respectives ( 1 Ob,
102 b).
Assemblage de combustion selon la revendi-
cation 14, caractérisé en ce que lesdits premiers et seconds stabilisateurs de flamme ( 100, 102) sont inclinés radialement vers l'intérieur et suivant une
direction aval.
16 Assemblage de combustion selon la revendi-
cation 14, caractérisé en ce que ledit moyen de combus-
tion d'étage pilote ( 56) comprend: une première chemise de chambre de combustion pilote ( 84) qui comporte une extrémité amont ( 84 a) et une extrémité aval ( 84 b) et qui est espacée de ladite chemise externe ( 52) de manière à définir une première zone de combustion pilote ( 86); une seconde chemise de chambre de combustion pilote ( 88) qui comporte une extrémité amont ( 88 a) et une extrémité aval ( 88 b) et qui est espacée de ladite chemise interne ( 54) de manière à définir une seconde zone de combustion pilote ( 90); une pluralité de premiers injecteurs de carburant espacés de manière circonférencielle ( 92) et de
premières chambres de tourbillonnement d'air correspon-
dantes ( 94) qui s'étendent entre ladite première chemi-
se ( 84) et ladite chemise externe ( 52) au niveau desdi-
tes extrémités amont ( 84 a, 52 a) de celles-ci; une pluralité de seconds injecteurs de carburant espacés de manière circonférencielle ( 96) et de
secondes chambres de tourbillonnement d'air correspon-
dantes ( 98) qui s'étendent entre ladite seconde chemise ( 88) et ladite chemise interne ( 54) au niveau desdites extrémités amont ( 88 a, 54 a) de celles-ci; en ce que lesdits premier et second collecteurs ( 110, 112) sont respectivement joints auxdites première et seconde chemises de chambre de combustion pilote ( 84, 88) de manière à définir une zone de combustion principale ( 136) entre lesdites première et seconde zones de combustion pilote ( 86, 90) et ladite tuyère de
turbine ( 28).
17 Assemblage de combustion selon la revendi-
cation 16, caractérisé en ce que ledit moyen de combus-
tion d'étage principal ( 66) est attenant à ladite tuyère de turbine ( 28) pour obtenir des temps de séjour de combustion desdits gaz de combustion d'étage principal ( 70) qui ne soient pas supérieurs à environ
trois millisecondes.
18 Assemblage de combustion selon la revendi-
cation 17, caractérisé en ce que ledit moyen de combus-
tion d'étage principal ( 66) fournit un rapport d'équi-
valence qui est défini comme étant le rapport carbu-
rant-air divisé par le rapport carburant-air stoechio-
métrique, ce rapport d'équivalence représentant jusqu'à environ 0,75 fois ledit mélange principal carburant-air pauvre.
19 Assemblage de combustion selon la revendi-
cation 18, caractérisé en ce que ledit rapport d'équi-
valence se situe dans une fourchette qui va d'environ
0,5 à environ 0,75.
Assemblage de combustion selon la revendi-
cation 19, caractérisé en ce que ledit moyen de combustion d'étage pilote ( 56) utilise ladite partie pilote d'air comprimé ( 62) jusqu'à environ dix pour cent de l'air comprimé total ( 42) qui est acheminé jusqu'à ladite chambre de combustion ( 26) et en ce que ledit moyen de combustion d'étage principal ( 66) utilise ladite partie principale d'air de compresseur ( 72) qui comprend une partie restante dudit air total
comprimé ( 42).
21 Assemblage de combustion selon la revendi- cation 20, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un diffuseur annulaire ( 24) qui est placé en amont de ladite chambre de combustion ( 26) et qui comprend des premier, second et troisième canaux de diffuseur espacés radialement ( 78, 80, 82), lesdits premier et troisième canaux ( 78, 82) étant respectivement alignés en communication d'écoulement avec lesdites premières et secondes chambres de tourbillonnement d'air ( 94, 98), ledit second canal de diffuseur ( 80) étant placé radialement entre lesdits premier et troisième canaux de diffuseur ( 78, 82) et étant aligné en communication d'écoulement avec ledit moyen de combustion d'étage
principal ( 66).
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