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La présente invention se rapporte à un système de combustion à deux étages pour un moteur à turbine à gaz, et elle a pour but principal de procurer un fonctionnement rapide et d'éviter l'usage d'un diffuseur d'entrée conventionnel, en réduisant de cette façon le poids et la longueur de l'installation.
Le système de combustion suivant l'invention comprend deux séries de poches, espacées axialement et décalées circonférentiellement, s'étendant dans l'extrémité amont d'une chambre de flammes à partir d'un passage annulaire exté- rieur dans lequel le compresseur d'air débite, la série de poches amont ayant des extrémités d'admission qui sont associées à des dispositifs qui alimentent 1'in- térieur des poches de combustible pilote, et sont dirigées vers 1.'amont dans le passage annulaire pour recevoir de l'air pilote, et cette série de poches compor- tant dans leurs côtés amont à l'intérieur de la chambre de flammes, des lumières par lesquelles l'air et le combustible pilote sortent pour former une flamme pilote de recirculation et agir sur et autour des deux séries de poches,
la série aval de poches comportant des extrémités d'admission qui sont associées à des dis- positifs qui alimentent l'intérieur des poches de combustible principal, et sont dirigées vers l'amont dans le passage annulaire, circonférentiellement entre les extrémités d'admission des poches amont, pour recevoir l'air de combustion prin- cipal, les poches aval comportant dans leurs parois des lumières par lesquelles l'air de combustion principal et le combustible principal sont admis dans la chambre de flammes pour s'y mélanger avec la flamme pilote.
Suivant une autre caractéristique de l'invention, les poches de la série aval sont allongées dans le sens longitudinal de la chambre de flammes et peuvent aller en diminuant à partir de leurs extrémités d'admission.
Le système de combustion de l'invention convient particulièrement à être utilisé avec une chambre de flammes du type annulaire et, dans ce cas, le passage annulaire extérieur à la chambre de flammes peut être situé radialement à l'extérieur de sa périphérie extérieure, ou radialement à l'intérieur de sa périphérie intérieure.
Les extrémités d'admission de la série de poches aval peuvent être rectangulaires et s'étendre sur toute la largeur du passage annulaire, de manière que toute modification du profil radial de la vitesse dans le passage n'y affecte pas l'écoulement massique d'air dans les poches. Une disposition semblable pour les extrémités d'admission de la série amont de poches donnerait une section d'ad- mission ayant un rapport d'aspect très élevé, aussi sont-elles de préférence cir- culaires et placées à mi-chemin de la largeur du passage annulaire.
Les extrémités d'admission des deux séries de poches peuvent être distantes l'une de l'autre dans le sens circonférentiel du passage annulaire, de manière qu'une partie de l'air s'écoule entre elles dans le sens aval pour refroi- dir la chambre de flammes, et pour diluer les gaz dans celle-ci, de façon aisément compréhensible,
De préférence, l'alimentation pilote et l'alimentation principale de combustible sont débitées dans les extrémités d'admission des séries respectives de poches.
Une forme de réalisation de l'invention sera décrite ci-après, avec référence au dessin annexé, dans lequel:
Figure 1 est une coupe axiale d'une partie d'un système de combustion du type annulaire; et,
Figure 2 est une vue de gauche de la figure 1, à la même échelle que celle-ci.
Dans le dessin, un carter annulaire extérieur est représenté en 11, et des parois extérieure et intérieure de la chambre de flammes annulaire, qui est fermée à son extrémité amont, sont représentées en 12 et 13. La paroi 13 est
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formée de sections se recouvrant avec des bandes ondulées 14 entre les joints, et la paroi 13 avec la paroi 15 forment un passage annulaire étroit ayant une embou- chure 16 pour l'air de refroidissement qui passe par les ondulations des bandes 14 et refroidit laminairement l'intérieur de la paroi 13 de la chambre de flammes.
Une partie amont convergeant fortement 13a de la paroi 13 forme une chambre de flammes qui est profonde radialement à son extrémité amont.
Des poches pilote 17 placées en cercle, qui ont des extrémités d'ad- mission 18 dirigées vers l'amont dans l'anneau entre les parois 11 et 12, s'éten- dent sur une distance notable dans la chambre de flammes où elles comportent deux rangées de sortie 19 qui sont dirigées dans l'ensemble vers l'amont.
Du combustible pilote est débité, par des tuyaux d'alimentation res- pectifs 20, qui peuvent être alimentés par un collecteur commun (non représenté), dans l'extrémité d'admission de chaque poche 17, et le mélange d'air et de com- bustible pilote sort par les sorties 19 pour former des flammes pilote de recircu- lation dans l'extrémité amont de la chambre de flammes.
En aval des poches 17, et décalées par rapport à celles-ci, sont dis- posées un nombre correspondant de poches 21 qui sont allongées dans le sens lon- gitudinal de la chambre de flammes, et sont moins profondes radialement que les poches 17 ; ces poches 21 comportent des lumières 22 qui, quoiqu'on n'en ait re- présenté que dans leurs parties aval et amont, peuvent être prévues tout autour des poches. Chaque poche 21 comporte une admission comprenant des plaques latéra- les 23 et une plaque 24 avec une extrémité aval recourbée, venant dans l'anneau entre les parois 11 et 12, et l'admission contient des plaques de guidage cour- bées 25.
Chaque paire de plaques latérales, la partie associée de la paroi 12 et la plaque 24, forment un collecteur pour l'air de combustion principal de la po- che associée, et l'air passant entre ces collecteurs est divisé en deux courants, dont l'un est guidé dans la chambre de flammes par les lumières 27 de la paroi 12 par une série circonférentielle de diviseurs 26 de forme appropriée disposés entre les lumières, et par un déflecteur courbe 28 s'étendant entre les extrémités aval des lumières et des diviseurs. Un petit espace est laissé entre la plaque 24 et la paroi 11 de manière à permettre une dilatation thermique. L'autre courant d' air s'écoule entre la paroi 11 et une autre paroi 29 formant une partie aval de la paroi extérieure de la chambre de flammes, et cet autre courant d'air sert au refroidissement.
Des tuyaux 30 débitent du combustible principal dans les extrémités d'admission des poches 21.
Cet exemple convient pour un débit d'air à vitesse élevée du compres- seur (par exemple 550 pieds (165 m) par seconde), et pour utiliser au maximum la chambre de flammes profonde représentée. Les flammes pilote passent par recircu- lation autour des poches 17 pour préchauffer le mélange d'air et le combustible pilote contenu dans ces poches avant qu'il ne sorte par les lumières 19, et égale- ment autour des poches 21 pour préchauffer le mélange d'air et de combustible principal contenu dans ces poches et pour le mélanger et l'allumer lorsqu'il sort des lumières 22.
Les admissions des collecteurs sont rectangulaires en coupe trans- versale, et s'étendent en substance en travers de toute la largeur de l'anneau en- tre les parois 11 et 12, de manière que toute modification du profil radial de la vitesse de sortie du compresseur n'affecte pas l'écoulement massique dans les po- ches 21. Une disposition semblable pour les poches 17 donnerait une section trans- versale d'admission, ayant un rapport d'aspect élevé ; au lieu de cela, les admis- sions ont une section transversale circulaire et sont placées à mi-chemin de la largeur de cet anneau. En prévoyant des lumières d'air de dilution 27 comme repré- senté, la pression totale d'air dans l'anneau peut servir à créer de profondestur- bulences de l'air de dilution dans la chambre de flammes.
Pour un écoulement massique donné d'air dans le système de combustion, une proportion prédéterminée du maximum approprié de combustible est utilisée com-
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The present invention relates to a two-stage combustion system for a gas turbine engine, and its main object is to provide rapid operation and to avoid the use of a conventional inlet diffuser, by reducing this way the weight and length of the installation.
The combustion system according to the invention comprises two series of pockets, axially spaced and circumferentially offset, extending into the upstream end of a flame chamber from an outer annular passage in which the compressor. air is supplied, the series of upstream pockets having inlet ends which are associated with devices which supply the interior of the pockets with pilot fuel, and are directed upstream into the annular passage to receive air. pilot air, and this series of pockets comprising in their upstream sides inside the flame chamber, lumens through which the air and the pilot fuel exit to form a recirculating pilot flame and act on and around the two sets of pockets,
the downstream series of pockets comprising inlet ends which are associated with devices which supply the interior of the main fuel pockets, and are directed upstream in the annular passage, circumferentially between the inlet ends of the upstream pockets, for receiving the main combustion air, the downstream pockets comprising in their walls slots through which the main combustion air and the main fuel are admitted into the flame chamber to mix there with the flame pilot.
According to another characteristic of the invention, the pockets of the downstream series are elongated in the longitudinal direction of the flame chamber and may decrease from their inlet ends.
The combustion system of the invention is particularly suitable for use with an annular-type flame chamber and, in this case, the annular passage outside the flame chamber may be located radially outside its outer periphery, or radially within its inner periphery.
The inlet ends of the series of downstream pockets can be rectangular and extend over the entire width of the annular passage, so that any change in the radial profile of the velocity in the passage does not affect the mass flow therein. air in the pockets. A similar arrangement for the inlet ends of the upstream series of pockets would give an inlet section having a very high aspect ratio, so they are preferably circular and placed halfway the width. of the annular passage.
The inlet ends of the two series of pockets may be spaced from each other in the circumferential direction of the annular passage, so that part of the air flows between them in the downstream direction to cool. say the flame chamber, and to dilute the gases in it, in an easily understandable way,
Preferably, the pilot feed and the main fuel feed are fed into the inlet ends of the respective series of pockets.
An embodiment of the invention will be described below, with reference to the accompanying drawing, in which:
Figure 1 is an axial section of part of an annular type combustion system; and,
Figure 2 is a left view of Figure 1, on the same scale as the latter.
In the drawing, an outer annular casing is shown at 11, and outer and inner walls of the annular flame chamber, which is closed at its upstream end, are shown at 12 and 13. The wall 13 is
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formed of overlapping sections with corrugated bands 14 between the joints, and the wall 13 together with the wall 15 form a narrow annular passage having a mouth 16 for the cooling air which passes through the corrugations of the bands 14 and cools laminarly the interior of the wall 13 of the flame chamber.
A strongly converging upstream part 13a of the wall 13 forms a flame chamber which is deep radially at its upstream end.
Pilot pockets 17 placed in a circle, which have inlet ends 18 facing upstream in the ring between walls 11 and 12, extend a substantial distance into the flame chamber where they are located. have two outlet rows 19 which are generally directed upstream.
Pilot fuel is fed, through respective feed pipes 20, which can be fed by a common manifold (not shown), into the inlet end of each pocket 17, and the mixture of air and gas. Pilot fuel exits through outlets 19 to form pilot recirculation flames in the upstream end of the flame chamber.
Downstream of the pockets 17, and offset with respect thereto, there are a corresponding number of pockets 21 which are elongated in the longitudinal direction of the flame chamber, and are shallower radially than the pockets 17; these pockets 21 comprise slots 22 which, although they have only been shown in their downstream and upstream parts, can be provided all around the pockets. Each pocket 21 has an inlet comprising side plates 23 and a plate 24 with a curved downstream end, coming into the ring between walls 11 and 12, and the inlet contains curved guide plates 25.
Each pair of side plates, the associated part of the wall 12 and the plate 24, form a manifold for the main combustion air of the associated pocket, and the air passing between these manifolds is divided into two streams, of which one is guided into the flame chamber by lumens 27 in wall 12 by a circumferential series of appropriately shaped dividers 26 disposed between the lumens, and by a curved baffle 28 extending between the downstream ends of the lumens and dividers. A small space is left between the plate 24 and the wall 11 so as to allow thermal expansion. The other air stream flows between the wall 11 and another wall 29 forming a downstream part of the outer wall of the flame chamber, and this other air stream serves for cooling.
Pipes 30 deliver main fuel to the inlet ends of pockets 21.
This example is suitable for high speed air flow from the compressor (eg 550 feet (165 m) per second), and to make maximum use of the deep flame chamber shown. The pilot flames pass by recirculation around the pockets 17 to preheat the air mixture and the pilot fuel contained in these pockets before it exits through the slots 19, and also around the pockets 21 to preheat the mixture. air and main fuel contained in these pockets and to mix and ignite it when it comes out of the lumens 22.
The manifold inlets are rectangular in cross section, and extend substantially across the full width of the ring between walls 11 and 12, so that any change in the radial profile of the outlet velocity of the compressor does not affect the mass flow in the pockets 21. A similar arrangement for the pockets 17 would provide an intake cross-section, having a high aspect ratio; instead, the admissions have a circular cross section and are placed halfway across the width of this ring. By providing dilution air ports 27 as shown, the total air pressure in the ring can be used to create deep surges of the dilution air in the flame chamber.
For a given mass flow of air in the combustion system, a predetermined proportion of the appropriate maximum of fuel is used as
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