FR2927950A1 - Ensemble diffuseur-redresseur pour une turbomachine - Google Patents
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Abstract
Ensemble diffuseur-redresseur (12) destiné à être monté en sortie d'un compresseur centrifuge dans une turbomachine, comprenant deux parois radialement interne (26) et externe (28) de révolution, caractérisé en ce que les parois interne (26) et externe (28) sont sensiblement parallèles l'une à l'autre dans une partie amont du redresseur (18) et s'écartent l'une de l'autre dans une partie aval du redresseur (18) pour former un cône de diffusion.
Description
1 ENSEMBLE DIFFUSEUR-REDRESSEUR POUR UNE TURBOMACHINE
L'invention se rapporte à un ensemble diffuseur-redresseur destiné à l'alimentation en air d'une chambre annulaire de combustion dans une turbomachine telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion. Les turbomachines à chambre annulaire de combustion peuvent être équipées de compresseurs haute-pression du type centrifuge, ce qui permet notamment de réduire la dimension axiale des compresseurs et donc la masse des turbomachines. La sortie de ces compresseurs, comprend un diffuseur radial raccordé à un redresseur annulaire formé de deux parois radialement interne et externe de révolution sensiblement parallèles. Le redresseur débouche en aval sur l'entrée de la chambre de combustion qui est montée dans une enceinte annulaire délimitée extérieurement par un carter externe. Le carburant est amené par des injecteurs régulièrement répartis sur le fond annulaire de la chambre et qui sont accrochés sensiblement radialement au carter externe. Les performances de la chambre de combustion sont dépendantes des performances du système d'injection qui permettent de produire une puissance maximale avec une consommation minimale de carburant et une émission minimale de composés polluants. En effet, le système d'injection contribue à l'atomisation du carburant, c'est-à-dire à sa dispersion sous forme de fines gouttelettes, et permet de stabiliser la combustion du carburant grâce à la formation d'une zone de recirculation. L'atomisation du carburant est favorisée par une perte de charge importante dans le système d'injection, et le contrôle de la zone de recirculation est favorisé par une alimentation en air uniforme du système d'injection. Ces critères sont respectés dans le cas où la turbomachine comprend un compresseur axial associé à un diffuseur qui alimente une chambre de combustion axiale, car l'écoulement en sortie du diffuseur est dirigé directement sur le système d'injection.
2 Toutefois, dans le cas d'un diffuseur radial, la sortie du redresseur n'est pas alignée avec le système d'injection, ce qui ne permet pas d'uniformiser l'alimentation en air du système d'injection. L'écoulement d'air en sortie du redresseur annulaire présente des hétérogénéités circonférentielles du nombre de Mach lesquelles peuvent être encore plus importantes en présence d'aubes radiales entre les parois interne et externe du redresseur. Ces hétérogénéités induisent un nombre de Mach efficace supérieur à celui correspondant à un écoulement homogène, d'où il résulte des pertes de charge élevées de l'alimentation du système d'injection et une irrégularité qui affecte la stabilité de la combustion. L'invention a notamment pour but d'apporter à ce problème une solution simple, efficace et économique. Elle propose à cet effet, un ensemble diffuseur-redresseur destiné à être monté en sortie d'un compresseur centrifuge dans une turbomachine, comprenant deux parois radialement interne et externe de révolution, caractérisé en ce que les parois interne et externe sont sensiblement parallèles l'une à l'autre dans une partie amont du redresseur et s'écartent l'une de l'autre dans une partie aval du redresseur.
L'utilisation de deux parties aval du redresseur qui s'écartent en aval l'une de l'autre permet de former un cône de diffusion qui diminue les hétérogénéités circonférentielles du nombre de Mach en sortie du redresseur et diminue également les nombres de Mach efficace et moyen. L'écoulement d'air alimentant le système d'injection est ainsi uniformisé et ralenti, ce qui permet de contrôler la formation de la zone de recirculation afin d'assurer la stabilité de la combustion et de diminuer la perte de charge globale du foyer de la chambre de combustion. Ce cône permet également de mieux diriger l'écoulement en sortie du redresseur. Le positionnement parallèle des parois amont interne et externe du 30 redresseur permet de conserver une section de passage d'air constante dans cette partie du redresseur.
3 Selon une autre caractéristique de l'invention, les parties aval des parois interne et externe ont un angle d'inclinaison par rapport aux parties amont des parois qui augmente progressivement ou qui est constant d'amont en aval.
L'angle d'inclinaison de l'une des parties aval interne ou externe peut par exemple augmenter progressivement d'amont en aval, l'autre partie aval interne ou externe ayant un angle d'inclinaison constant d'amont en aval. Les parties aval interne et externe peuvent avoir une même longueur depuis les parties amont ou bien avoir des longueurs différentes. Le choix des angles d'inclinaison ainsi que des longueurs des parties aval des parois interne et externe du redresseur dépend du type d'écoulement entrant dans le redresseur et de la répartition des pertes de charge souhaitée.
En faisant varier les angles d'inclinaison, il est également possible d'orienter de façon privilégiée l'écoulement d'air en sortie du redresseur. Préférentiellement, le redresseur comprend des aubes radiales reliant entre elles les parties amont des parois interne et externe, ce qui limite les vibrations du redresseur en fonctionnement et permet un meilleur contrôle de l'orientation de l'air sortant du redresseur, les parties aval des parois interne et externe s'étendant vers l'aval à partir des extrémités aval des aubes. Les parties aval interne et externe du redresseur peuvent être formées d'une seule pièce avec les parties amont interne et externe du redresseur ou bien elles peuvent être soudées avec celles-ci. Selon une autre caractéristique de l'invention, les extrémités aval des parties aval interne et externe du redresseur comprennent des échancrures permettant une translation vers l'amont des injecteurs dans les échancrures pour leur démontage.
L'invention concerne également une turbomachine telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur, comprenant un ensemble
4 diffuseur-redresseur tel que décrit précédemment. L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif, en référence aux dessins annexés dans lesquels : la figure 1 est une demi-vue schématique en coupe axiale d'un ensemble diffuseur-redresseur selon la technique antérieure et d'une chambre de combustion dans une turbomachine ; la figure 2 est une vue semblable à la figure 1, mais avec un premier mode de réalisation d'un ensemble diffuseur-redresseur selon l'invention ; les figures 3 et 4 sont des vues semblables à la figure 2 pour deux autres modes de réalisation d'un ensemble diffuseur-redresseur selon l'invention.
On se réfère d'abord à la figure 1 qui représente une partie d'une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comportant d'amont en aval, dans le sens de l'écoulement des gaz à l'intérieur de la turbomachine, un étage centrifuge de compresseur 10, un ensemble diffuseur-redresseur 12 coudé en L et une chambre annulaire de combustion 14. L'ensemble diffuseur-redresseur 12 comprend une partie annulaire amont sensiblement radiale 16 qui forme le diffuseur, reliée à sa périphérie externe à une partie annulaire aval tronconique ou cylindrique qui forme le redresseur 18.
Le diffuseur 16 comporte une paroi annulaire amont 20 et une paroi annulaire aval 22, qui sont parallèles et s'étendent radialement autour de l'axe de rotation 24 de la turbomachine. Le redresseur comprend deux parois tronconiques sensiblement parallèles interne 26 et externe 28 à section se réduisant vers l'aval qui sont reliées entre elles par une pluralité d'aubes 30 sensiblement radiales régulièrement réparties autour de l'axe 24 de la turbomachine. L'entrée du diffuseur 16 est radialement alignée avec la sortie du dernier étage centrifuge 10 du compresseur haute pression et la sortie du redresseur 18 alimente en air une enceinte annulaire 32 délimitée extérieurement par un carter externe 34. 5 La chambre de combustion 14 a une forme générale annulaire et comporte deux parois de révolution coaxiales 36, 38 s'étendant l'une à l'intérieur de l'autre. La paroi de révolution externe 38 de la chambre est reliée à son extrémité aval à une bride annulaire 40 radialement externe de fixation à une bride annulaire 42 du carter externe 34. La paroi de révolution interne 36 de la chambre 14 est reliée à son extrémité aval à une bride annulaire 44 radialement interne de fixation à une bride annulaire 46 prévue à l'extrémité aval d'un flasque annulaire aval 48 de support de l'ensemble diffuseur-redresseur 12. L'extrémité amont du flasque 48 est raccordée à l'extrémité radialement interne de la paroi annulaire aval 22 du diffuseur 16. Le fond annulaire de la chambre 14 comporte des orifices de montage de moyens d'injection 50 d'un mélange d'air et de carburant à l'intérieur de la chambre 14, l'air provenant de l'ensemble diffuseur-redresseur 12 et le carburant étant amené par des injecteurs 52 fixés au carter externe 34 et régulièrement répartis autour de l'axe 24 de la turbomachine. Chaque injecteur 52 comprend un conduit 54 qui s'étend vers l'intérieur depuis le carter externe 34 et qui est raccordé à une tête d'injection 56 qui s'étend vers l'aval dans un système d'injection 50.
On voit en figure 1 que l'écoulement d'air sortant du redresseur 18 n'est pas directement orienté vers les têtes d'injection 56 mais vers la périphérie externe de la chambre de combustion 14, ce qui rend difficilement maîtrisable le flux d'air entrant dans la chambre de combustion 14.
L'invention permet d'orienter, d'uniformiser et de ralentir l'écoulement d'air sortant du redresseur 18 grâce à des parties aval du
6 redresseur qui s'écartent l'une de l'autre vers l'aval à partir des extrémités aval des aubes 30 et qui forment un cône de diffusion. Comme représenté aux figures 2 à 4, les parois interne 26 et externe 28 sont sensiblement parallèles l'une à l'autre dans une partie amont du redresseur 18, afin d'y conserver une section de passage d'air constante, et s'écartent l'une de l'autre dans une partie aval du redresseur 18. Dans un premier mode de réalisation représenté en figure 2, la longueur de la partie aval 58 de la paroi interne 26, noté L; , est identique à la longueur de la partie aval 60 de la paroi externe 28, notéL1, les longueurs étant mesurées depuis les extrémités des aubes 30. Les parties aval interne 58 et externe 60 du redresseur 18 sont inclinées vers l'intérieur et vers l'extérieur, respectivement, par rapport aux parties amont interne 62 et externe 64 du redresseur 18. Les angles d'inclinaison des parties aval interne 58 et externe 60, 15 notés a, et ae, , par rapport aux parties amont des parois interne 62 et externe 64, respectivement, sont ici identiques. Dans l'exemple de réalisation de l'invention représenté à la figure 3, l'angle d'inclinaison a, de la partie aval interne 58 est supérieur à l'angle d'inclinaison a1, de la partie aval externe 60. La longueur de la partie aval 20 interne 58 de la paroi interne 26 du redresseur 18 est inférieure à celle de la partie aval externe 60 du redresseur 18. Dans un autre mode de réalisation représenté en figure 4, la longueur de la partie aval interne 58 est supérieure à celle de la partie aval externe 60 et l'angle d'inclinaison de la partie aval interne 58 augmente 25 progressivement d'amont en aval tandis que l'angle d'inclinaison de la partie aval externe 60 est constant d'amont en aval. L'utilisation de ces parties aval interne 58 et externe 60 qui s'écartent l'une de l'autre, permet de diminuer le nombre de Mach efficace, ce qui diminue les pertes de charge en amont des injecteurs 52 et facilite le 30 contrôle de la zone de recirculation. Les hétérogénéités circonférentielles
7 sont également pratiquement totalement supprimées et l'alimentation en air de l'entrée de la chambre de combustion 14 et des systèmes d'injection 50 se fait de manière uniforme, ce qui améliore et stabilise la combustion. Selon d'autres variantes possibles de l'invention, l'angle d'inclinaison ac de la partie aval externe 60 peut augmenter progressivement d'amont en aval tandis que l'angle d'inclinaison a, de la partie aval interne 58 est constant, les longueurs L, et L(, , des parties aval interne 58 et externe 60 étant différentes ou bien identiques. Il est également possible que les deux angles d'inclinaison a, et ae des parties aval interne 58 et externe 60 augmentent progressivement ou soient constants d'amont en aval. Dans un exemple particulier de réalisation d'un ensemble diffuseur-redresseur 12 selon l'invention dont le redresseur est incliné de 25° vers l'intérieur par rapport à l'axe 24 de la turbomachine, les angles d'inclinaison des parties aval interne 58 et externe 60 sont de 12,5° et les longueurs de ces mêmes parties sont de 18 mm, ce qui permet de diminuer d'environ 60% les pertes de charge. De façon plus générale, les longueurs des parties aval interne 58 et externe 60 sont comprises entre 10 mm et 50 mm et les angles d'inclinaison de ces parties sont compris entre 2° et 15°.
L'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci-dessus et le dimensionnement des parties aval interne 58 et externe 60 du redresseur 18, c'est-à-dire le choix des angles d'inclinaison des parties aval interne 58 et externe 60, qui augmentent progressivement ou qui sont constants d'amont en aval, ainsi que le choix des longueurs des parties aval interne 58 et externe 60 du redresseur 18 sont réalisés en fonction de l'orientation souhaitée du jet en sortie du redresseur 18 et également en fonction de la diminution des pertes de charge souhaitée en amont des injecteurs 52. On peut également envisager de former des parties aval interne 58 et externe 60 de redresseur 18 qui s'écartent l'une de l'autre sans
8 nécessairement avoir des aubes radiales reliant les parties amont 62, 64 des parois interne 26 et externe 28. Les parties aval interne 58 et externe 60 peuvent être formées d'une seule pièce avec les parties amont interne 62 et externe 64 du redresseur 18 ou être soudées sur ces mêmes parties amont. Des échancrures ou des encoches (non représentées) peuvent être formées dans le bord périphérique aval des parties aval interne 58 et externe 60 du redresseur 18 en alignement avec les injecteurs 52. Lors du démontage des injecteurs de la chambre 14, leur translation d'aval vers l'amont sur une distance suffisante est rendue possible par les échancrures dans lesquelles les conduits 54 des injecteurs 52 peuvent être engagés.
Claims (11)
1. Ensemble diffuseur-redresseur (12) destiné à être monté en sortie d'un compresseur centrifuge dans une turbomachine, comprenant deux parois radialement interne (26) et externe (28) de révolution, caractérisé en ce que les parois interne (26) et externe (28) sont sensiblement parallèles l'une à l'autre dans une partie amont du redresseur (18) et s'écartent l'une de l'autre dans une partie aval du redresseur (18).
2. Ensemble diffuseur-redresseur (12) selon la revendication 1, caractérisé en ce que les parties aval (58, 60) des parois interne (26) et externe (28) ont un angle d'inclinaison par rapport aux parties amont (62, 64) des parois (26, 28) qui augmente progressivement ou qui est constant d'amont en aval.
3. Ensemble diffuseur-redresseur (12) selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'angle d'inclinaison de l'une des parties aval interne (58) ou externe (60) augmente progressivement d'amont en aval, l'autre partie aval interne (58) ou externe (60) ayant un angle d'inclinaison constant d'amont en aval.
4. Ensemble diffuseur-redresseur (12) selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que les parties aval interne (58) et externe (60) ont une même longueur depuis les parties amont (62, 64).
5. Ensemble diffuseur-redresseur (12) selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que les parties aval (58, 60) des parois interne (26) et externe (28) ont des longueurs différentes depuis les parties amont (62, 64).
6. Ensemble diffuseur-redresseur (12) selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que le redresseur (18) comprend des aubes radiales (30) reliant entre elles les parties amont (62, 64) des parois ?'0 interne (26) et externe (28).
7. Ensemble diffuseur-redresseur (12) selon la revendication 6, caractérisé en ce que les parties aval (58, 60) des parois interne (26) et externe (28) s'étendent vers l'aval à partir des extrémités aval des aubes (30).
8. Ensemble diffuseur-redresseur (12) selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les parties aval interne (58) et externe (60) du redresseur (18) et les parties amont interne (62) et externe (64) du redresseur (18) sont formées d'une seule pièce.
9. Ensemble diffuseur-redresseur (12) selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que les parties aval interne (58) et externe (60) du redresseur (18) sont soudées aux parties amont (62, 64) des parois interne (26) et externe (28) du redresseur (18).
10. Ensemble diffuseur-redresseur (12) selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les extrémités aval des parties aval interne (58) et externe (60) du redresseur (18) comprennent des échancrures permettant une translation vers l'amont des injecteurs (52) dans les échancrures pour leur démontage.
11.Turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur, caractérisée en ce qu'elle comprend un ensemble diffuseur-redresseur (12) selon l'une des revendications 1 à 10.
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20200325911A1 (en) * | 2019-04-12 | 2020-10-15 | Rolls-Royce Corporation | Deswirler assembly for a centrifugal compressor |
| DE102021125045A1 (de) | 2021-09-28 | 2023-03-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Triebwerk mit Zentrifugalverdichter, Ringbrennkammer und einer unterschiedliche Leitkanalelemente aufweisenden Leitkanalanordnung |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2151390A5 (fr) * | 1971-08-24 | 1973-04-13 | Gen Electric | |
| US4598544A (en) * | 1983-04-28 | 1986-07-08 | Williams International Corporation | Medium bypass turbofan engine |
| US5094069A (en) * | 1989-06-10 | 1992-03-10 | Mtu Motoren Und Turbinen Union Muenchen Gmbh | Gas turbine engine having a mixed flow compressor |
| DE4438611A1 (de) * | 1994-10-28 | 1996-05-02 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Radialverdichter oder Radialturbine mit einem Leitschaufeln aufweisenden Diffusor oder Turbinenleitkranz |
| EP1788310A2 (fr) * | 2005-11-22 | 2007-05-23 | Honeywell International Inc. | Système pour turbines à gaz permettant de coupler le flux d'air issu du compresseur centrifuge à la chambre de combustion axiale |
| EP1790828A2 (fr) * | 2005-11-29 | 2007-05-30 | United Technologies Corporation | Séparateur de saletés pour un diffuseur pour compresseur dans une turbine à gaz |
-
2008
- 2008-02-27 FR FR0801063A patent/FR2927950B1/fr active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2151390A5 (fr) * | 1971-08-24 | 1973-04-13 | Gen Electric | |
| US4598544A (en) * | 1983-04-28 | 1986-07-08 | Williams International Corporation | Medium bypass turbofan engine |
| US5094069A (en) * | 1989-06-10 | 1992-03-10 | Mtu Motoren Und Turbinen Union Muenchen Gmbh | Gas turbine engine having a mixed flow compressor |
| DE4438611A1 (de) * | 1994-10-28 | 1996-05-02 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Radialverdichter oder Radialturbine mit einem Leitschaufeln aufweisenden Diffusor oder Turbinenleitkranz |
| EP1788310A2 (fr) * | 2005-11-22 | 2007-05-23 | Honeywell International Inc. | Système pour turbines à gaz permettant de coupler le flux d'air issu du compresseur centrifuge à la chambre de combustion axiale |
| EP1790828A2 (fr) * | 2005-11-29 | 2007-05-30 | United Technologies Corporation | Séparateur de saletés pour un diffuseur pour compresseur dans une turbine à gaz |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20200325911A1 (en) * | 2019-04-12 | 2020-10-15 | Rolls-Royce Corporation | Deswirler assembly for a centrifugal compressor |
| US11098730B2 (en) * | 2019-04-12 | 2021-08-24 | Rolls-Royce Corporation | Deswirler assembly for a centrifugal compressor |
| DE102021125045A1 (de) | 2021-09-28 | 2023-03-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Triebwerk mit Zentrifugalverdichter, Ringbrennkammer und einer unterschiedliche Leitkanalelemente aufweisenden Leitkanalanordnung |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
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Owner name: SAFRAN HELICOPTER ENGINES, FR Effective date: 20170727 Owner name: SNECMA, FR Effective date: 20170727 |
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| CD | Change of name or company name |
Owner name: SNECMA, FR Effective date: 20170713 Owner name: SAFRAN HELICOPTER ENGINES, FR Effective date: 20170713 |
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| PLFP | Fee payment |
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