FR3135114A1 - Procede d’injection de melange hydrogene-air pour bruleur de turbomachine - Google Patents
Procede d’injection de melange hydrogene-air pour bruleur de turbomachine Download PDFInfo
- Publication number
- FR3135114A1 FR3135114A1 FR2204146A FR2204146A FR3135114A1 FR 3135114 A1 FR3135114 A1 FR 3135114A1 FR 2204146 A FR2204146 A FR 2204146A FR 2204146 A FR2204146 A FR 2204146A FR 3135114 A1 FR3135114 A1 FR 3135114A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- injection
- combustion
- air
- channel
- dihydrogen
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Pending
Links
- 239000000203 mixture Substances 0.000 title claims abstract description 31
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 26
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 80
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims abstract description 61
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims abstract description 61
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 33
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 claims abstract description 17
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 claims abstract description 17
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims abstract description 16
- MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N nitrogen oxide Inorganic materials O=[N] MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 12
- 206010016754 Flashback Diseases 0.000 description 7
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 6
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 description 5
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 3
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- CURLTUGMZLYLDI-UHFFFAOYSA-N Carbon dioxide Chemical compound O=C=O CURLTUGMZLYLDI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 229910001882 dioxygen Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- UGFAIRIUMAVXCW-UHFFFAOYSA-N Carbon monoxide Chemical compound [O+]#[C-] UGFAIRIUMAVXCW-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910002092 carbon dioxide Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000001569 carbon dioxide Substances 0.000 description 1
- 229910001873 dinitrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 239000003344 environmental pollutant Substances 0.000 description 1
- 229930195733 hydrocarbon Natural products 0.000 description 1
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 1
- 125000004430 oxygen atom Chemical group O* 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
- 231100000719 pollutant Toxicity 0.000 description 1
- 238000010791 quenching Methods 0.000 description 1
- 230000009257 reactivity Effects 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
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
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
-
- 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
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/00002—Gas turbine combustors adapted for fuels having low heating value [LHV]
-
- 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
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/00013—Reducing thermo-acoustic vibrations by active means
-
- 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
- F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
- F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
- F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
Abstract
Procédé d’injection, pour un dispositif d’injection dans une chambre de combustion d’une turbomachine d’aéronef, ledit dispositif d’injection comportant un canal interne (6) entouré par un canal annulaire externe (8), lesdits canaux débouchant dans ladite chambre de combustion (4, 4’) de ladite turbine à gaz, caractérisé en ce qu’il comporte une injection d’un mélange dihydrogène-air (12a) de richesse en hydrogène supérieure au dosage stœchiométrique dans ledit canal interne (6) et une injection d’air dans ledit canal annulaire externe (8) en sorte de réaliser, au niveau de la sortie dudit canal interne (6), un premier front de flamme (30) issu d’une combustion riche entouré par un second front de flamme (31) issu d’une combustion pauvre. Figure 3
Description
La présente divulgation relève du domaine des procédés d’alimentation des dispositifs d’injection de turbines à gaz telles que des turbomachines d’aéronefs alimentées par du dihydrogène et de l’air. Cela inclut notamment les applications aéronautiques civiles et militaires : hélicoptères, VTOL, drones, APU, turbogénérateurs, les appareils à voilure fixe pour l’aviation de loisir, d’affaire ou commerciale, turboréacteurs ou turbopropulseurs.
Les secteurs de la propulsion et notamment le secteur aéronautique font face à de grands enjeux environnementaux. L’intérêt d’avoir recours à une combustion utilisant du dihydrogène plutôt qu’à l’emploi de kérosène est de plus en plus fort car cette combustion de dihydrogène permettrait d’éviter les émissions polluantes carbonées telles que du dioxyde de carbone, du monoxyde de carbone, des hydrocarbures imbrûlés ou encore des particules fines et fumées.
Un principe de brûleurs à micro-mélange d’air et de dihydrogène est connu. Les bruleurs réalisés selon ce principe ne garantissent pas l’absence de retour de flamme dans le dispositif d’injection de dihydrogène et possèdent une géométrie complexe. De tels brûleurs présentent un coût de réalisation élevé, une perte de charge élevée et sont spécifiques à une architecture de chambre de combustion donnée.
Au niveau de l’injection et de la combustion, deux principales configurations technologiques pour les systèmes d’injection hydrogène-air appliqués aux turbines à gaz existent, à savoir les systèmes d’injection pauvre, et les systèmes d’injection riche.
D’une manière plus générale, il est important d’avoir en tête que les procédés d’alimentation à combustion pauvre ont tendance à générer des instabilités thermo acoustiques importantes pouvant endommager ces systèmes alors qu’une combustion stable est nécessaire pour ne pas altérer les performances du moteur. Les procédés d’alimentation à combustion riche, quant à eux, ont tendance à émettre des polluants de manière plus importantes que les procédés à combustion pauvre s’ils ne sont pas dimensionnés correctement.
L’utilisation de l’hydrogène implique plusieurs problématiques à prendre en considération au niveau de la chambre de combustion :
A conditions thermodynamiques équivalentes en pression, température, richesse, la température adiabatique de la flamme d’une combustion hydrogène-air est plus élevée que la flamme issue d’une combustion kérosène-air.
De même, les vitesses de flammes issues d’une combustion hydrogène-air sont plus importantes que pour les flammes kérosène-air. Une vitesse de flamme importante peut entrainer des problématiques de retours de flamme dits flashback en anglais dans les systèmes d’injection, notamment au niveau des couches limites, et causer de sérieux dommages à ces systèmes, ou encore causer des problèmes de sécurité.
Les limites d’inflammabilité de l’hydrogène sont toutefois plus étendues que celles du kérosène et permettent d’enflammer un mélange hydrogène-air à des richesses plus faibles ou plus élevées que pour le kérosène, ce qui peut permettre d’atteindre finalement des températures de flamme plus faibles qu’avec l’utilisation du kérosène.
Enfin, la combustion de l’hydrogène avec l’air a tendance à émettre beaucoup plus de bruit qu’une combustion au kérosène classique et peut donc générer une pollution sonore importante au niveau des aéroports.
Le présent document propose un procédé d’injection riche pré-mélangé dédié à la combustion de dihydrogène et d’air permettant de répondre aux problèmes techniques présentés précédemment.
Plus précisément, la présente divulgation propose un procédé d’injection, pour un dispositif d’injection dans une chambre de combustion d’une turbomachine d’aéronef, ledit dispositif d’injection comportant un canal interne entouré par un canal annulaire externe, lesdits canaux débouchant dans ladite chambre de combustion de ladite turbine à gaz, le procédé comportant une injection d’un mélange dihydrogène-air de richesse en hydrogène supérieure au dosage stœchiométrique dans ledit canal interne et une injection d’air dans ledit canal annulaire externe en sorte de réaliser, au niveau de la sortie dudit canal interne, un premier front de flamme issu d’une combustion riche entouré par un second front de flamme issu d’une combustion pauvre, après allumage du mélange.
Le procédé pour lequel l’injection se fait en continu après allumage afin de faire fonctionner la turbine permet de réduire la température des fronts de flamme ce qui réduit la teneur en NOxdes gaz brulés et réduit l’usure de l’injecteur.
Les caractéristiques exposées dans les paragraphes suivants correspondent à des modes de réalisation pouvant être mises en œuvre indépendamment les uns des autres ou en combinaison les uns avec les autres le cas échéant:
Le mélange dihydrogène-air peut être d’une richesse en hydrogène supérieure à 2.
Avantageusement, ledit mélange dihydrogène-air peut être d’une richesse en hydrogène supérieure ou égale à 4.
Un débit d’air dans le canal annulaire externe peut être choisi tel que la richesse globale en sortie de l’ensemble canal interne et canal annulaire externe est fixée entre 0,15 et 0,5 en fonction des points de fonctionnement de la turbomachine.
L’injection du mélange dihydrogène/air et le dispositif d’injection peuvent être configurés pour créer au niveau de la sortie du canal interne ledit premier front de flamme, issu de la combustion riche dudit mélange et l’accrocher sur une lèvre périphérique du canal interne.
La richesse en hydrogène du mélange peut être choisie pour que ladite combustion riche s’effectue avec une température de front de flamme inférieure à 1800 K ce qui préserve la chambre de combustion.
La richesse en hydrogène du mélange peut être choisie pour que le premier front de flamme soit laminaire et comporte un nombre de Lewis supérieur à 1 limitant les instabilités thermo-diffusives et évitant ainsi les phénomènes de flashback.
Le mélange brûlé dans le premier front de flamme génère des gaz résiduels qui sont avantageusement brûlés dans le second front de flamme stabilisé par l’apport d’air du canal annulaire externe.
La richesse du second front de flamme est telle que le second front de flamme peut être maintenu à une température inférieure à 1800K.
L’air injecté par le canal annulaire peut être mis en rotation par une vrille annulaire en sorte de rendre le second front de flamme turbulent et de sorte que ce second front de flamme ne soit pas attaché à la lèvre du canal interne.
Avantageusement, positionner l’extrémité aval du canal interne en amont de l’extrémité aval du canal annulaire externe permet d’optimiser le mélange entre les gaz issus de la première combustion et l’air injecté par le canal externe.
D’autres caractéristiques, détails et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée ci-après d’exemples de réalisation non limitatifs, et à l’analyse des dessins annexés, sur lesquels :
Les dessins et la description ci-après contiennent des éléments pouvant non seulement servir à mieux faire comprendre l’invention, mais aussi contribuer à sa définition, le cas échéant.
Il est maintenant fait référence à la qui représente trois exemples de configurations d’implantation d’un dispositif d’injection 2 sur une turbomachine 1 en fonction de l’orientation du fond annulaire d’une chambre annulaire de combustion 4, 4’, 4’’ de la turbomachine: soit la chambre de combustion 4’’ est orientée sensiblement selon un axe longitudinal X, soit la chambre de combustion 4 est orientée selon un angle aigu par rapport à cet axe longitudinal, soit la chambre de combustion 4’ est transverse audit axe longitudinal X. Dans tous les cas, le dispositif d’injection 2 est implanté entre un compresseur 101 et une turbine haute pression 102, 103, 104, sur un fond annulaire de la chambre annulaire de combustion 4, 4’, 4’’ ou sur une virole externe.
Le dispositif d’injection peut être, comme illustré en , un dispositif d’injection qui comprend un canal interne 6 et un canal annulaire externe 8. Le canal externe 8 est centré sur le canal interne 6 et dans le cas de canaux tubulaires, le canal interne 6 et le canal annulaire externe 8 sont coaxiaux. Ces canaux débouchent dans la chambre de combustion 4, 4’, 4’’ du dispositif de la . Les canaux interne et externe sont de section transversale circulaire. Un dispositif d’allumage non représenté permet l’inflammation des gaz en sortie des canaux pour initier la combustion.
Ce dispositif d’injection 2 est employé dans la présente divulgation dans une configuration pour laquelle un mélange riche dihydrogène-air est injecté dans le canal interne 6 tandis que de l’air est injecté dans le canal externe 8. De ce fait, la combustion comporte une première combustion riche en dihydrogène en sortie du canal interne ou central 6. et une seconde combustion dite pauvre qui est réalisée autour d’une flamme créée par la première combustion.
Pour l’injection dans le canal interne 6 et la combustion en sortie de ce canal, on dit que l’injection et la combustion sont riches, quand il y a du dihydrogène en excès par rapport à une combustion se déroulant à la stœchiométrie entre du dihydrogène et du dioxygène de l’air et que l’injection et la combustion sont pauvres quand on a du dioxygène en excès par rapport à cette combustion à la stœchiométrie. La combustion à la stœchiométrie est elle-même définie comme une combustion pour laquelle on a le bon nombre d’atomes d’hydrogène et d'oxygène nécessaires pour consommer tout le combustible et qu’il ne reste plus que de l'eau et du diazote dans les produits de combustion.
Selon la , la présente invention prévoit ainsi un procédé d’injection qui comporte une injection d’un mélange dihydrogène-air 12a de richesse en hydrogène supérieure au dosage stœchiométrique dans le canal interne 6 du dispositif d’injection et une injection d’air 26a dans le canal annulaire externe 8 en sorte de réaliser, au niveau de la sortie dudit canal interne 6, un premier front de flamme 30 issu d’une combustion riche entouré par un second front de flamme 31 issu d’une combustion pauvre.
Le canal interne 6 forme alors un tube d’injection de mélange riche dihydrogène-air 12a et le canal annulaire externe 8 forme un tube d’injection d’air 26a.
Le mélange riche 12a d’air et de dihydrogène est injecté depuis une entrée 10 située à une extrémité amont du canal interne 6.
Le canal interne 6 comporte un diamètre interne d. Le choix du diamètre interne d du canal dépend d’une puissance thermique souhaitée.
De retour à la , une extrémité aval 16 du canal interne 6 est agencée en amont par rapport à une extrémité aval 24 du canal annulaire externe 8. L’extrémité aval 24 du canal annulaire externe 8 est agencée à une distance r de l’extrémité aval 16 du canal interne 6 vers l’aval. Ce canal annulaire externe 8 comporte un diamètre interne D.
Le canal annulaire externe 8 est configuré pour recevoir un second gaz qui est de l’air 26a. Ce gaz pénètre dans le canal annulaire externe par une entrée 26a agencée à l’extrémité amont dudit canal annulaire externe.
Une vrille annulaire 28 est logée à ladite extrémité amont du canal annulaire externe 8. Cette vrille peut être radiale ou axiale. Cette vrille annulaire 28 est agencée à une distance L de l’extrémité aval 36 du canal annulaire externe 8. L’air 26a traversant le canal annulaire externe est mis en rotation par la vrille externe 28. Cela génère un ensemble tourbillonnaire qui va aider à décrocher le second front de flamme de la sortie du canal central.
Le prémélange dihydrogène-air 12a est injecté dans le canal interne 6, formé par un tube réalisant un conduit central d’injection. Le prémélange est de richesse supérieure à deux c’est à dire supérieur à 2 masses d’hydrogène pour 1 masse d’air et peut être même de richesse supérieure à quatre au moins dans certaines configurations de fonctionnement.
L’air pur 26a injecté dans le canal annulaire 8 autour du canal interne 6 est injecté en quantité calculée de manière à cibler une richesse globale d’injection comprise entre 0,15 et 0,5 ce qui revient à une combustion globalement pauvre. L’air pur 26a est mis en rotation dans le canal annulaire 8 par la vrille externe 28 axiale ou radiale située en amont du plan de sortie 16a de l’extrémité aval 16 du conduit central d’injection de mélange riche dihydrogène-air.
La lèvre 16 du canal interne 6 est ici en retrait par rapport au plan de sortie 24a du canal annulaire 8.
Le fonctionnement du dispositif d’injection est décrit ci-après, en s’appuyant sur la :
L’injection du prémélange riche dihydrogène-air 12a dans le canal interne 6 permet, après allumage, de créer au niveau de la sortie du canal interne 6 un premier front de flamme 30 issu de la combustion riche dudit mélange. Ce front de flamme vient s’accrocher sur la lèvre 16 du canal interne 6. Cette combustion riche, par exemple d’une richesse supérieure à 2, s’effectue avec une température de front de flamme inférieure à 1800 K afin de ne pas générer d’oxydes d’azote. Ce front de flamme 30 est laminaire et n’est pas soumis aux instabilités thermo-diffusives du fait d’un nombre de Lewis supérieur à 1.
L’injection d’air 26a au niveau du canal annulaire externe 8 permet de diluer rapidement et de confiner les gaz brûlés issus de la combustion du prémélange riche. La présence d’une forte couche de cisaillement turbulente permet de réduire la richesse locale. Ce mélange est ensuite brûlé et génère un second front de flamme 31 de combustion pauvre. Ce front de flamme reste stabilisé grâce au quench tourbillonnaire causé par l’apport d’air et grâce à la forte réactivité du dihydrogène malgré les forts étirements imposés à la flamme. Ce second front de flamme issu d’une combustion pauvre est également à une température inférieure à 1800K, limitant la formation des oxydes d’azote. Le front de flamme 31 est turbulent et n’est pas attaché à la lèvre 16 du canal interne 6. La longueur de la flamme sera dépendante des conditions d’entrée des combustibles et oxydants et notamment du rapport des quantités de mouvement, du renfoncement du canal interne par rapport au canal annulaire externe, de la présence de tourbillons dans la flamme.
La création de ces deux fronts de flamme, flamme riche 30 et flamme pauvre 31 permet de répartir la charge thermo-acoustique issue de la combustion sur une surface plus importante, et donc de réduire les nuisances sonores issues de la combustion. De même la stabilisation de deux fronts de flamme au niveau des lèvres du brûleur divise les charges thermo-acoustiques liés à la combustion et réduit le bruit généré.
Le procédé de combustion du présent document réalise ainsi une combustion étagée de l’hydrogène afin de contourner la zone de formation des oxydes d’azote au moyen de la combustion du prémélange dihydrogène-air riche dans une première zone, la flamme 30 interne, et la combustion des gaz résiduels dans une seconde zone, la flamme 31 autour de la flamme 30.
Le risque de retour de flamme dit flashback en anglais est limité avec une combustion riche car le premier front de flamme ne comporte pas d’instabilités thermo-diffusives. La vitesse de la première flamme n’est ainsi pas accélérée par les instabilités.
L’intégrité du foyer est également assurée car en réalisant les combustions à des fortes et faibles richesses, les températures de flamme sont moins importantes qu’en réalisant une combustion dans des conditions stœchiométriques. Les potentiels fronts de flamme issus de zones stœchiométriques qui pourraient être présentes ne sont pas attachés aux lèvres de l’injecteur, ce qui limite l’endommagement de l’injecteur.
Un exemple de réalisation prévoit, pour un fonctionnement dans des conditions types d’une turbine à gaz d’un turbopropulseur, une richesse de zone riche de l’ordre de 4 pour le mélange dihydrogène-air injecté par le canal interne 6, soit une richesse bien au-dessus du dosage stœchiométriques de richesse 1, et un apport d’air au moyen du canal annulaire 8 en quantité telle que la richesse globale est fixée entre 0,15 et 0,50 en fonction des points de fonctionnement du turbopropulseur.
La montre divers modes de réalisation possibles de la sortie du canal interne 6 d’injection du prémélange. La forme et l’épaisseur de la sortie 16 du canal interne, 16a, 16b, 16c peuvent être ajustées par rapport à la forme de base 16 du canal interne représentée en (A). En (B), l’extrémité 16a du canal interne est formée en biseau rentrant, en (C) l’extrémité 16b s’évase toujours en biseau. En (D) l’extrémité 16c du canal interne s’évase mais comporte une face terminale perpendiculaire à l’axe longitudinal du canal. Ces différentes configurations permettent de gérer l’accrochage du premier front de flamme 30 sur la lèvre 16 selon les configurations du système d’injection.
En (E) une vrille 17 est ajoutée dans le canal interne 6 de façon à homogénéiser le prémélange dihydrogène-air.
Pour ce qui concerne le canal externe 8, ce dernier peut déboucher d’une paroi 240 comme représenté en et avoir différentes configurations de lèvre de sortie du canal :
Sortie droite 24 en (A), sortie inclinée conique évasée 24a en (B) ou sortie conique se refermant 24b comme en (C). Ces différentes configurations permettent de jouer sur la vitesse de sortie de l’air entourant la flamme riche sortant du canal interne 6.
La présente divulgation concerne ainsi un procédé d’injection de dihydrogène pré-mélangé avec de l’air pour turbine à gaz aéronautique basé sur une combustion étagée pour lequel:
- Une combustion du prémélange dihydrogène-air à richesse élevée a lieu dans une première région et génère un premier front de flamme accroché aux lèvres de l’injecteur ;
- Un mélange rapide des produits de combustion via l’injection d’air pour être brulés dans une seconde région en générant un second front de flamme stable.
Ce procédé permet notamment :
- D’obtenir des flammes stabilisées aérodynamiquement sur une large plage de fonctionnement,
- De réaliser une combustion à très faible émission d’oxydes d’azote,
- D’éviter le risque de flashback du second front de flamme,
- De diminuer les nuisances sonores liées à la combustion de l’hydrogène,
- De garantir l’intégrité et durée de vie de l’injecteur.
Le procédé tel que défini dans les revendications n’est pas limité à la description ci-dessus et peut notamment s’appliquer à des systèmes d’injection disposés dans des parois arrière de chambres de combustion ou dépassant de telles parois.
Claims (10)
- Procédé d’injection, pour un dispositif d’injection dans une chambre de combustion (4, 4’) d’une turbomachine d’aéronef (1), ledit dispositif d’injection comportant un canal interne (6) entouré par un canal annulaire externe (8), lesdits canaux débouchant dans ladite chambre de combustion (4, 4’) de ladite turbine à gaz, caractérisé en ce qu’il comporte une injection d’un mélange dihydrogène-air (12a) de richesse en hydrogène supérieure au dosage stœchiométrique dans ledit canal interne (6) et une injection d’air dans ledit canal annulaire externe (8) en sorte de réaliser, au niveau de la sortie dudit canal interne (6), un premier front de flamme (30) issu d’une combustion riche entouré par un second front de flamme (31) issu d’une combustion pauvre.
- Procédé d’injection selon la revendication 1 pour lequel ledit mélange dihydrogène-air (12a) est d’une richesse en hydrogène supérieure à 2.
- Procédé d’injection selon la revendication 1 pour lequel ledit mélange dihydrogène-air (12a) est d’une richesse en hydrogène supérieure ou égale à 4.
- Procédé d’injection selon la revendication 1, 2 ou 3 pour lequel un débit d’air dans le canal annulaire externe est choisi tel que la richesse globale en sortie de l’ensemble canal interne (6) et canal annulaire externe (8) est fixée entre 0,15 et 0,5 en fonction des points de fonctionnement de la turbomachine.
- Procédé d’injection selon l’une quelconque des revendications précédentes pour lequel l’injection du mélange dihydrogène/air (12a) et le dispositif sont configurés pour créer au niveau de la sortie du canal interne (6) ledit premier front de flamme (30) issu d’une combustion riche dudit mélange et l’’accrocher sur une lèvre (16) du canal interne (6), après allumage du mélange.
- Procédé d’injection selon la revendication 5 pour lequel la richesse en dihydrogène du mélange est choisie pour que ladite combustion riche s’effectue avec une température de front de flamme inférieure à 1800 K.
- Procédé d’injection selon la revendication 5 ou 6 pour lequel la richesse en dihydrogène du mélange est choisie pour que le premier front de flamme (30) soit laminaire et comporte un nombre de Lewis supérieur à 1 limitant des instabilités thermo-diffusives.
- Procédé d’injection selon la revendication 5, 6 ou 7 pour lequel le mélange brûlé dans le premier front de flamme génère des gaz résiduels brûlés dans le second front de flamme (31) stabilisé par l’apport d’air du canal annulaire externe.
- Procédé d’injection selon la revendication 8 pour lequel le second front de flamme est maintenu à une température inférieure à 1800K.
- Procédé d’injection selon la revendication 8 ou 9 pour lequel l’air injecté par le canal annulaire est mis en rotation par une vrille annulaire (28).
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2204146A FR3135114A1 (fr) | 2022-05-02 | 2022-05-02 | Procede d’injection de melange hydrogene-air pour bruleur de turbomachine |
| PCT/FR2023/000071 WO2023214129A1 (fr) | 2022-05-02 | 2023-05-02 | Procede d'injection de melange hydrogene-air pour bruleur de turbomachine |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2204146 | 2022-05-02 | ||
| FR2204146A FR3135114A1 (fr) | 2022-05-02 | 2022-05-02 | Procede d’injection de melange hydrogene-air pour bruleur de turbomachine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3135114A1 true FR3135114A1 (fr) | 2023-11-03 |
Family
ID=83900291
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR2204146A Pending FR3135114A1 (fr) | 2022-05-02 | 2022-05-02 | Procede d’injection de melange hydrogene-air pour bruleur de turbomachine |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3135114A1 (fr) |
| WO (1) | WO2023214129A1 (fr) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6314717B1 (en) * | 1996-12-03 | 2001-11-13 | Elliott Energy Systems, Inc. | Electricity generating system having an annular combustor |
| EP1512913A1 (fr) * | 2003-09-02 | 2005-03-09 | Snecma Moteurs | Système d'injection air/carburant ayant des moyens de génération de plasmas froids |
| US20100330510A1 (en) * | 2005-05-23 | 2010-12-30 | Pfefferle William C | METHOD FOR LOW NOx COMBUSTION OF SYNGAS / HUGH HYDROGEN FUELS |
| US20120234013A1 (en) * | 2011-03-18 | 2012-09-20 | Delavan Inc | Recirculating product injection nozzle |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2528894B2 (ja) * | 1987-09-04 | 1996-08-28 | 株式会社日立製作所 | ガスタ―ビン燃焼器 |
| FR3007801B1 (fr) * | 2013-07-01 | 2018-01-05 | Arianegroup Sas | Element d'injection |
| JP7339206B2 (ja) * | 2020-04-22 | 2023-09-05 | 三菱重工業株式会社 | バーナー集合体、ガスタービン燃焼器及びガスタービン |
-
2022
- 2022-05-02 FR FR2204146A patent/FR3135114A1/fr active Pending
-
2023
- 2023-05-02 WO PCT/FR2023/000071 patent/WO2023214129A1/fr unknown
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6314717B1 (en) * | 1996-12-03 | 2001-11-13 | Elliott Energy Systems, Inc. | Electricity generating system having an annular combustor |
| EP1512913A1 (fr) * | 2003-09-02 | 2005-03-09 | Snecma Moteurs | Système d'injection air/carburant ayant des moyens de génération de plasmas froids |
| US20100330510A1 (en) * | 2005-05-23 | 2010-12-30 | Pfefferle William C | METHOD FOR LOW NOx COMBUSTION OF SYNGAS / HUGH HYDROGEN FUELS |
| US20120234013A1 (en) * | 2011-03-18 | 2012-09-20 | Delavan Inc | Recirculating product injection nozzle |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2023214129A1 (fr) | 2023-11-09 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2478876C (fr) | Systeme d'injection air/carburant ayant des moyens de generation de plasmas froids | |
| EP2026007B1 (fr) | Injecteur de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine | |
| CA2619421C (fr) | Systeme d'injection de carburant a double injecteur | |
| CA2605952C (fr) | Injecteur de carburant pour chambre de combustion de moteur a turbine a gaz | |
| CA2194911C (fr) | Chambre de combustion a faibles emissions destinee a des moteurs a turbine a gaz | |
| CA2198420C (fr) | Dispositif d'injection de combustible pour statoreacteur d'aeronef | |
| EP1923636B1 (fr) | Dispositif d'injection d'un mélange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif | |
| CA2398669C (fr) | Chambre de combustion annulaire a double tete etagee | |
| FR2488942A1 (fr) | Procede et appareil de combustion pour turbine a gaz | |
| CA2641989A1 (fr) | Chambre de combustion a dilution optimisee et turbomachine en etant munie | |
| FR3116592A1 (fr) | Vrille pour dispositif d’injection étagé de turbomachine | |
| FR2706020A1 (fr) | Ensemble de chambre de combustion, notamment pour turbine à gaz; comprenant des zones de combustion et de vaporisation séparées. | |
| EP1618334A1 (fr) | PROCEDE DE COMBUSTION ETAGEE D UN COMBUSTIBLE LIQUIDE ET D&a pos;UN OXYDANT DANS UN FOUR | |
| WO2023214129A1 (fr) | Procede d'injection de melange hydrogene-air pour bruleur de turbomachine | |
| WO2024052611A1 (fr) | Dispositif et procede d'injection de melange hydrogene-air pour bruleur de turbomachine | |
| FR3080672A1 (fr) | Prechambre pour chambre de combustion annulaire a ecoulement giratoire pour moteur a turbine a gaz | |
| FR3033030A1 (fr) | Systeme d'injection d'un melange air-carburant dans une chambre de combustion de turbomachine d'aeronef, comprenant un venturi perfore de trous d'injection d'air | |
| EP4004443B1 (fr) | Chambre de combustion comportant des systèmes d'injection secondaires et procédé d'alimentation en carburant | |
| FR3068766A1 (fr) | Systeme d'allumage ou de stabilisation de combustion | |
| WO2023057722A1 (fr) | Dispositif d'injection de dihydrogène et d'air | |
| FR3071550A1 (fr) | Chambre annulaire de combustion | |
| FR3105985A1 (fr) | Circuit multipoint d’injecteur amélioré | |
| FR3127988A1 (fr) | Dispositif d’injection de dihydrogène et d’air | |
| FR3057648A1 (fr) | Systeme d'injection pauvre de chambre de combustion de turbomachine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20231103 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |