FR2897144A1 - Chambre de combustion de turbomachine a fentes tangentielles - Google Patents

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Abstract

L'invention concerne une chambre de combustion annulaire de turbomachine, comportant des parois longitudinales (6, 8) reliées par un fond de chambre transversal (10) et un carénage (12) monobloc, le fond de chambre (10) et le carénage (12) comprenant chacun une bride interne (16, 20) et une bride externe (18, 22) percées chacune d'une pluralité de trous pour le passage de systèmes de fixation (14a, 14b) pour la fixation du carénage sur le fond de chambre. A chaque système de fixation, est associée au moins une fente tangentielle (30) formée sur la bride (16, 18) correspondante du fond de chambre (10) et/ou sur la bride (20, 22) correspondante du carénage (12), chaque fente (30) étant formée au voisinage immédiat du système de fixation (14a, 14b) correspondant.

Description

Titre de l'invention Chambre de combustion de turbomachine à fentes
tangentielles
Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine général des chambres de combustion annulaires pour turbomachine munies d'un carénage monobloc de protection des systèmes d'injection de carburant. Une chambre de combustion annulaire de turbomachine est généralement formée de deux parois longitudinales de révolution (une paroi externe et une paroi interne) qui sont reliées en amont par une paroi transversale formant fond de chambre. La présente invention vise plus particulièrement les chambres de combustion qui comportent également un carénage monobloc monté en amont du fond de chambre. Le carénage permet notamment de protéger les systèmes d'injection de carburant qui sont montés sur le fond de chambre. L'assemblage de ces différents éléments de la chambre de combustion s'effectue au moyen de boulonnages montés au niveau des parois interne et externe. De façon plus précise, le fond de chambre et le carénage comportent chacun une bride interne et une bride externe sur lesquelles sont fixées par boulonnage respectivement la paroi interne et la paroi externe de la chambre de combustion, ces parois longitudinales étant intercalées entre le carénage et le fond de chambre. Ainsi, un même boulonnage traverse à la fois l'une des parois longitudinales, le fond de chambre et le carénage de la chambre de combustion. En pratique, ce type d'architecture de chambre de combustion pose de nombreux problèmes. Notamment, les différents éléments de la chambre de combustion ont des tolérances de fabrication importantes, ce qui conduit à un empilage des tolérances ayant pour conséquence un mauvais accostage entre ces éléments lors du montage de la chambre de combustion, ce qui engendre une perte au niveau du serrage transitant entre les brides. En effet, la part du serrage qui est utilisée pour déformer la chambre est soustraite de l'effort de réactions entre ses composants. Lorsque cet effort de réaction diminue, l'effort nécessaire pour faire glisser les pièces entre elles est donc moindre. Un couple de serrage supplémentaire est donc nécessaire pour rattraper les jeux provenant des tolérances de fabrication des composants et ainsi garder le bon effort de serrage pour le passage des efforts de glissement transitant dans la liaison. De ce fait, en fonctionnement, les vibrations causées par la combustion des gaz à l'intérieur de la chambre de combustion entraînent souvent la formation de criques au niveau des boulonnages sur le carénage et/ou le fond de chambre. De telles criques sont particulièrement préjudiciables à la durée de vie de la chambre de combustion.
Objet et résumé de l'invention La présente invention a donc pour but principal de pallier de tels inconvénients en proposant une architecture de chambre de combustion annulaire de montage facilité et ayant une souplesse suffisante pour éviter la formation de criques tout en gardant une efficacité de serrage utile.
A cet effet, il est prévu une chambre de combustion annulaire de turbomachine, comportant des parois longitudinales reliées par un fond de chambre transversal et un carénage monobloc, le fond de chambre et le carénage comprenant chacun une bride interne et une bride externe percées chacune d'une pluralité de trous pour le passage de systèmes de fixation pour la fixation du carénage sur le fond de chambre, caractérisée en ce que, à chaque système de fixation, est associée au moins une fente tangentielle formée sur la bride correspondante du fond de chambre et/ou sur la bride correspondante du carénage, chaque fente étant formée au voisinage immédiat du système de fixation correspondant.
La présence d'au moins une fente tangentielle au niveau de chaque système de fixation permet, d'une part, d'augmenter la souplesse d'accostage entre les trois composants principaux de la chambre de combustion assurant ainsi un meilleur serrage entre ces composants, et, d'autre part, de réduire les contraintes mécaniques au niveau des systèmes de fixation. De ce fait, le couple de serrage total sera diminué pour se rapprocher de celui utile uniquement au passage des efforts en service. Le montage de la chambre de combustion s'en trouve facilité et sa durée de vie en service augmentée. L'invention a également pour objet une turbomachine 35 comportant une chambre de combustion annulaire telle que définie précédemment.
Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures : - la figure 1 est une vue en coupe longitudinale d'une chambre de combustion de turbomachine selon l'invention ; - la figure 2 est une vue partielle et en perspective de la chambre de combustion de la figure 1 avant son assemblage ; et - la figure 3 est une vue partielle et en perspective de la chambre de combustion de la figure 2 après son assemblage.
Description détaillée d'un mode de réalisation Les figures 1 à 3 illustrent une chambre de combustion pour turbomachine selon l'invention. Une telle turbomachine, par exemple aéronautique, comporte notamment une section de compression (non représentée) dans laquelle de l'air est comprimé avant d'être injecté dans un carter de chambre 2, puis dans une chambre de combustion 4 montée à l'intérieur de celui-ci. L'air comprimé est introduit dans la chambre de combustion et mélangé à du carburant avant d'y être brûlé. Les gaz issus de cette combustion sont alors dirigés vers une turbine haute-pression 5 disposée en sortie de la chambre de combustion.
La chambre de combustion 4 est de type annulaire. Elle est formée d'une paroi annulaire interne 6 et d'une paroi annulaire externe 8 qui s'étendent selon une direction sensiblement longitudinale par rapport à l'axe longitudinal X-X de la turbomachine. Ces parois longitudinales 6, 8 sont réunies en amont (par rapport au sens d'écoulement des gaz de combustion dans la chambre de combustion) par une paroi transversale 10 formant fond de chambre. La chambre de combustion comporte également un carénage monobloc 12 (c'est-à-dire réalisé en une seule et même pièce) couvrant le fond de chambre 10.
Les composants principaux de la chambre de combustion (à savoir ; les parois longitudinales 6, 8, le fond de chambre 10 et le carénage 12) sont assemblés entre eux à l'aide d'une pluralité de systèmes de fixation 14 régulièrement répartis sur toute la circonférence de la chambre de combustion et formés chacun d'une vis 14a et d'un écrou de serrage 14b.
De façon plus précise, comme illustré sur les figures 2 et 3, le fond de chambre 10 comporte une bride interne 16 et une bride externe 18 s'étendant longitudinalement vers l'amont et munie chacune de trous, respectivement 16a et 18a, pour le passage de vis de fixation 14a. De même, le carénage monobloc 12 comprend une bride interne 20 et une bride externe 22 qui s'étendent longitudinalement vers l'aval et qui sont chacune munie de trous, respectivement 20a et 22a, pour le passage des vis de fixation 14a. Quant aux parois longitudinales 6, 8 de la chambre de combustion, elles sont également percées à leur extrémité amont d'une pluralité de trous, respectivement 6a et 8a, pour le passage des vis de fixation 14a. L'assemblage de ces composants de la chambre de combustion s'effectue en intercalant les parois longitudinales 6, 8 entre les brides respectives du fond de chambre 10 et du carénage 12 comme représenté sur les figures 1 et 3. L'ensemble est alors maintenu par les vis de fixation 14a sur lesquelles sont serrées les écrous 14b, ces derniers pouvant éventuellement être soudés sur le fond de chambre 10. Par ailleurs, le fond de chambre 10 et le carénage 12 de la chambre de combustion sont chacun pourvus d'une pluralité d'ouvertures, respectivement 24 et 26, pour le passage de systèmes d'injection de carburant 28. Selon l'invention, à chaque système de fixation 14, est associée au moins une fente tangentielle 30 formée sur la bride correspondante 16, 18 du fond de chambre 10 et/ou sur la bride correspondante 20, 22 du carénage 12, chaque fente tangentielle étant formée au voisinage immédiat du système de fixation correspondant. Par fente tangentielle, il faut entendre une fente qui s'étend selon une direction sensiblement tangentielle (ou circonférentielle) par rapport à la géométrie générale annulaire de la chambre de combustion.
Une fente tangentielle permet en effet de réduire les contraintes tangentielles au niveau de chaque système de fixation et ainsi de réduire les risques de formation de criques. Dans l'exemple de réalisation illustré par les figures 1 à 3, si l'on considère l'un des systèmes de fixation 14 destiné au montage de la paroi longitudinale interne 6 sur le fond de chambre 10, à la fois la bride interne 16 du fond de chambre et la bride interne 20 du carénage 12 sont munies d'une fente tangentielle 30 formée au voisinage immédiat du système de fixation. De même, en considérant l'un des systèmes de fixation 14 destiné au montage de la paroi longitudinale externe 8 sur le fond de chambre 10, la bride externe 18 du fond de chambre et la bride externe 22 du carénage 12 sont chacune munies d'une fente tangentielle 30 aménagée au voisinage immédiat du système de fixation. Alternativement, pour chaque système de fixation, seule l'une 15 des brides correspondantes du fond de chambre et du carénage pourraient être munies d'une telle fente tangentielle. Les fentes tangentielles 30 sont formées au voisinage immédiat des systèmes de fixation 14, c'est-à-dire qu'elles ne sont pas destinées à être disposées entre deux systèmes de fixation adjacents par exemple. En 20 effet, la présence de ces fentes permet d'apporter une souplesse au niveau des systèmes de fixation qui sont à l'origine d'une trop grande rigidité de l'assemblage des composants de la chambre de combustion. On notera également que les parois longitudinales 6, 8 de la chambre de combustion sont dépourvues de telle fentes tangentielles ce qui élimine 25 tous risques de défaut d'étanchéité et de manque de rigidité de ces parois. Sur l'exemple de réalisation des figures 1 à 3, les fentes 30 s'étendent tangentiellement sur une distance qui est sensiblement la même de part et d'autre des systèmes de fixation 14. A titre informatif, elles peuvent avoir une longueur (mesurée tangentiellement) d'environ II 30 (3,14) fois le diamètre d'assemblage divisé par 2 fois le nombre de fentes (la longueur rainurée est égale à la longueur non rainurée). Les paramètres géométriques de chaque fente (dimensions et forme) sont définis selon le degré de souplesse que l'on souhaite introduire lors de l'assemblage de la chambre de combustion. Les fentes 35 sont par exemple obtenues par un perçage au jet d'eau ou par découpe au fil, ces opérations étant pilotées par une commande numérique.

Claims (2)

REVENDICATIONS
1. Chambre de combustion annulaire de turbomachine, comportant des parois longitudinales (6, 8) reliées par un fond de chambre transversal (10) et un carénage (12) monobloc, le fond de chambre (10) et le carénage (12) comprenant chacun une bride interne (16, 20) et une bride externe (18, 22) percées chacune d'une pluralité de trous (16a à 22a) pour le passage de systèmes de fixation (14) pour la fixation du carénage sur le fond de chambre, caractérisée en ce que, à chaque système de fixation (14), est associée au moins une fente tangentielle (30) formée sur la bride (16, 18) correspondante du fond de chambre (10) et/ou sur la bride (20, 22) correspondante du carénage (12), chaque fente (30) étant formée au voisinage immédiat du système de fixation (14) correspondant.
2. Turbomachine caractérisée en ce qu'elle comporte une chambre de combustion annulaire (4) selon la revendication 1.
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US11/670,510 US7673457B2 (en) 2006-02-08 2007-02-02 Turbine engine combustion chamber with tangential slots
RU2007104723/06A RU2422730C2 (ru) 2006-02-08 2007-02-07 Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя с тангенциальными щелями и газотурбинный двигатель, содержащий такую камеру сгорания
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Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2911668B1 (fr) * 2007-01-18 2009-03-20 Snecma Sa Chambre de combustion d'une turbomachine
FR2914399B1 (fr) * 2007-03-27 2009-10-02 Snecma Sa Carenage pour fond de chambre de combustion.
FR2918443B1 (fr) * 2007-07-04 2009-10-30 Snecma Sa Chambre de combustion comportant des deflecteurs de protection thermique de fond de chambre et moteur a turbine a gaz en etant equipe
US20090090110A1 (en) * 2007-10-04 2009-04-09 Honeywell International, Inc. Faceted dome assemblies for gas turbine engine combustors
FR2929689B1 (fr) * 2008-04-03 2013-04-12 Snecma Propulsion Solide Chambre de combustion de turbine a gaz a parois interne et externe sectorisees
US20100186234A1 (en) * 2009-01-28 2010-07-29 Yehuda Binder Electric shaver with imaging capability
US8511089B2 (en) * 2009-07-31 2013-08-20 Rolls-Royce Corporation Relief slot for combustion liner
FR2964725B1 (fr) * 2010-09-14 2012-10-12 Snecma Carenage aerodynamique pour fond de chambre de combustion
JP5762558B2 (ja) * 2011-11-16 2015-08-12 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器
US9133722B2 (en) * 2012-04-30 2015-09-15 General Electric Company Transition duct with late injection in turbine system
WO2014189568A2 (fr) * 2013-03-13 2014-11-27 United Technologies Corporation Système d'entraînement d'aubes variables
FR3015639B1 (fr) * 2013-12-20 2018-08-31 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion dans une turbomachine
FR3017693B1 (fr) * 2014-02-19 2019-07-26 Safran Helicopter Engines Chambre de combustion de turbomachine
DE102015212573A1 (de) * 2015-07-06 2017-01-12 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammer mit integriertem Turbinenvorleitrad sowie Verfahren zu deren Herstellung
DE102015213629A1 (de) * 2015-07-20 2017-01-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Abdeckteil und Brennkammerbaugruppe für eine Gasturbine
DE102015224990A1 (de) * 2015-12-11 2017-06-14 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zur Montage einer Brennkammer eines Gasturbinentriebwerks
JP6763519B2 (ja) * 2016-03-31 2020-09-30 三菱パワー株式会社 燃焼器およびガスタービン
GB201613110D0 (en) 2016-07-29 2016-09-14 Rolls Royce Plc A combustion chamber
US11015812B2 (en) * 2018-05-07 2021-05-25 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Combustor bolted segmented architecture
CN111561713B (zh) * 2020-04-16 2021-08-06 中国航发湖南动力机械研究所 直流燃烧室火焰筒
WO2021219445A1 (fr) 2020-04-30 2021-11-04 Tk Airport Solutions, S.A. Procédé d'accostage automatisé d'une passerelle d'embarquement de passagers à un aéronef
CN115183277B (zh) * 2022-06-02 2024-05-17 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种火焰筒

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB648493A (en) * 1947-08-06 1951-01-03 Westinghouse Electric Int Co Improvements in or relating to combustion apparatus for gas turbines
DE4223733A1 (de) * 1992-07-18 1994-01-20 Gutehoffnungshuette Man Wärmeelastische Verbindung von Misch- und Flammrohr einer Gasturbine
WO1996018850A1 (fr) * 1994-12-15 1996-06-20 United Technologies Corporation Refroidissement de cloison dans un carenage
EP0924458A1 (fr) * 1997-12-22 1999-06-23 Asea Brown Boveri AG Brûleur
US6779268B1 (en) * 2003-05-13 2004-08-24 General Electric Company Outer and inner cowl-wire wrap to one piece cowl conversion
EP1479975A1 (fr) * 2003-05-20 2004-11-24 Snecma Moteurs Chambre de combustion ayant une liason souple entre un fond de chambre et une paroi de chambre

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3854285A (en) * 1973-02-26 1974-12-17 Gen Electric Combustor dome assembly
US4433214A (en) * 1981-12-24 1984-02-21 Motorola, Inc. Acoustical transducer with a slotted piston suspension
US5181377A (en) * 1991-04-16 1993-01-26 General Electric Company Damped combustor cowl structure
FR2686683B1 (fr) * 1992-01-28 1994-04-01 Snecma Turbomachine a chambre de combustion demontable.
CA2089272C (fr) * 1992-03-23 2002-09-03 James Norman Reinhold, Jr. Chambre de combustion presentant une resistance aux chocs
CA2089302C (fr) * 1992-03-30 2004-07-06 Joseph Frank Savelli Chambre de combustion annulaire double
US6148600A (en) * 1999-02-26 2000-11-21 General Electric Company One-piece sheet metal cowl for combustor of a gas turbine engine and method of configuring same
US6397603B1 (en) * 2000-05-05 2002-06-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Conbustor having a ceramic matrix composite liner
US6449952B1 (en) * 2001-04-17 2002-09-17 General Electric Company Removable cowl for gas turbine combustor
US6655146B2 (en) * 2001-07-31 2003-12-02 General Electric Company Hybrid film cooled combustor liner
US6513331B1 (en) * 2001-08-21 2003-02-04 General Electric Company Preferential multihole combustor liner
US6672067B2 (en) * 2002-02-27 2004-01-06 General Electric Company Corrugated cowl for combustor of a gas turbine engine and method for configuring same
US7222488B2 (en) * 2002-09-10 2007-05-29 General Electric Company Fabricated cowl for double annular combustor of a gas turbine engine
US6895761B2 (en) * 2002-12-20 2005-05-24 General Electric Company Mounting assembly for the aft end of a ceramic matrix composite liner in a gas turbine engine combustor
US6904757B2 (en) * 2002-12-20 2005-06-14 General Electric Company Mounting assembly for the forward end of a ceramic matrix composite liner in a gas turbine engine combustor
US7062920B2 (en) * 2003-08-11 2006-06-20 General Electric Company Combustor dome assembly of a gas turbine engine having a free floating swirler
US7121095B2 (en) * 2003-08-11 2006-10-17 General Electric Company Combustor dome assembly of a gas turbine engine having improved deflector plates
US7093441B2 (en) * 2003-10-09 2006-08-22 United Technologies Corporation Gas turbine annular combustor having a first converging volume and a second converging volume, converging less gradually than the first converging volume
US7765809B2 (en) * 2006-11-10 2010-08-03 General Electric Company Combustor dome and methods of assembling such

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB648493A (en) * 1947-08-06 1951-01-03 Westinghouse Electric Int Co Improvements in or relating to combustion apparatus for gas turbines
DE4223733A1 (de) * 1992-07-18 1994-01-20 Gutehoffnungshuette Man Wärmeelastische Verbindung von Misch- und Flammrohr einer Gasturbine
WO1996018850A1 (fr) * 1994-12-15 1996-06-20 United Technologies Corporation Refroidissement de cloison dans un carenage
EP0924458A1 (fr) * 1997-12-22 1999-06-23 Asea Brown Boveri AG Brûleur
US6779268B1 (en) * 2003-05-13 2004-08-24 General Electric Company Outer and inner cowl-wire wrap to one piece cowl conversion
EP1479975A1 (fr) * 2003-05-20 2004-11-24 Snecma Moteurs Chambre de combustion ayant une liason souple entre un fond de chambre et une paroi de chambre

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