Brevet FR2933765A1 — publié le 20100115

B09-2232FR Société dite : GENERAL ELECTRIC COMPANY STRUCTURE DE SYSTÈME DE COMBUSTION Invention de CHEN Wei JOHNSON David Martin CHILA Ronald CITENO Joseph Priorité d'une demande de brevet déposée aux Etats-Unis d'Amérique le 11 juillet 2008 sous le n° 12/171.386 STRUCTURE DE SYSTÈME DE COMBUSTION La présente invention est relative aux turbomachines. Plus particulièrement, la présente invention est relative à une construction de 5 système de combustion pour turbomachine. Dans une turbomachine classique, par exemple une turbine à gaz, un système de combustion convertit en énergie thermique l'énergie chimique d'un combustible ou d'un mélange de combustible et d'air. L'énergie thermique est transportée par un fluide, souvent de l'air issu d'un 10 compresseur, jusqu'à une turbine où l'énergie thermique est convertie en énergie mécanique. De nombreuses caractéristiques de la turbine à gaz ont une incidence sur le rendement de ces conversions d'énergies. Parmi ces caractéristiques figurent les fréquences de passage des aubes mobiles, les fluctuations de l'alimentation en combustible, le volume direct du système de 15 combustion, la conception des injecteurs de combustible, les profils air/combustible, le débit d'air de purge, la forme de la flamme et la stabilisation de la flamme. On citera comme exemple la fréquence vibratoire ou acoustique, la fréquence de passage des aubes (FPA), produite à la sortie du compresseur par une rangée d'aubes mobiles passant devant une rangée 20 d'aubes fixes à la sortie du compresseur. Ces phénomènes acoustiques conduisent à des variations et des oscillations de pression et de température dans l'air fourni au système de combustion, et ultérieurement à des problèmes de capacités de fonctionnement de la turbine à gaz, tels que la limite d'extinction pauvre, la dynamique du système de combustion, l'augmentation 25 des émissions et autres problèmes de capacités de fonctionnement d'une turbine à gaz. Les problèmes de dynamique d'un système de combustion sont ordinairement réglés à l'aide de l'une des solutions suivantes : emploi d'un résonateur dans la chambre de combustion, réglage des angles des aubes directrices 30 d'entrée (ADE), changement du nombre d'injecteurs dans le dernier étage du compresseur, introduction d'un système de redistribution d'air ou modification du circuit de combustible du système de combustion, ou autre. Le moyen employé pour résoudre le problème de dynamique dépend évidemment du facteur, ou de la cause, conduisant au problème. En outre, ces solutions s'appliquent a posteriori puisqu'elles ne sont appliquées qu'après la découverte d'un problème par des essais et/ou le fonctionnement de la turbine à gaz. Selon un premier aspect de l'invention, un système de combustion comprend au moins une chemise de système de combustion définissant une chambre de combustion apte à diriger des produits de combustion vers une turbine. Au moins un manchon de système de combustion est situé hors de la chambre de combustion et est apte à réduire l'amplitude d'ondes acoustiques dans la chambre de combustion. La/les chemises de système de combustion et le/les manchons de système de combustion définissent entre eux au moins un canal d'écoulement. Le/les manchons de système de combustion comporte(nt) une pluralité d'ouvertures aptes à diriger le flux de fluide jusque dans le/les canaux d'écoulement. Le flux de fluide passant par la pluralité d'ouvertures frappe la/les 15 chemise(s) de système de combustion. La pluralité d'ouvertures sont aptes à amortir les ondes acoustiques en comprimant le flux de fluide passant par celles-ci. Un espacement entre les ouvertures de la pluralité d'ouvertures est amené à varier. 20 Une dimension d'ouverture de la pluralité d'ouvertures est amenée à varier. Selon un autre aspect de l'invention, un système de combustion comprend au moins une chemise de système de combustion définissant une chambre de combustion apte à diriger des produits de combustion vers une 25 turbine. Au moins un manchon de système de combustion est situé hors de la chambre de combustion et est apte à commander la répartition de l'écoulement du fluide dans le système de combustion afin de modifier l'uniformité de l'écoulement du fluide vers la chambre de combustion. La/les chemises de système de combustion et le/les manchons de système de 30 combustion définissent entre eux au moins un canal d'écoulement. La modification de l'uniformité du flux de fluide accroît ou réduit l'uniformité du flux de fluide. L'invention sera mieux comprise à l'étude de la description détaillée d'un mode de réalisation pris à titre d'exemple non limitatif et illustré par les dessins annexés sur lesquels : la Fig. 1 est une vue en coupe d'une forme de réalisation de 5 turbomachine ; la Fig. 2 est une vue en plan d'une forme de réalisation d'un manchon de système de combustion de la turbomachine de la Fig. 1 ; la Fig. 3 est une vue en plan d'une autre forme de réalisation d'un manchon de système de combustion de la turbomachine de la Fig. 1 ; et 10 la Fig. 4 est une vue en coupe d'une forme de réalisation de système de combustion de la turbomachine de la Fig. 1. Sur la Fig. 1 est représentée une turbomachine, par exemple une turbine à gaz 10. La turbine à gaz 10 comprend un compresseur 12 qui fournit un fluide comprimé à une pluralité de systèmes de combustion 14. Un 15 combustible est injecté dans le système de combustion 14, se mélange à l'air comprimé et est enflammé. Le produit de la combustion, sous la forme de gaz chauds, s'écoule jusqu'à une turbine 16 qui extrait un travail des gaz chauds afin d'entraîner un arbre 18 de rotor qui entraîne à son tour le compresseur 12. La pluralité de systèmes de combustion 14 peut être disposée sur le 20 pourtour de l'arbre 18 de rotor et, dans certaines formes de réalisation, peut compter 10 ou 14 systèmes de combustion 14. Une pièce de transition 20 est reliée, en une extrémité amont 22, au système de combustion 14 sur une chemise 24 de système de combustion et, en une extrémité aval 26, à un cadre arrière 28 de la turbine 16. La pièce de transition 20 transporte le flux de gaz 25 chauds de la chemise 24 de système de combustion à la turbine 16. Le système de combustion 14 comprend un manchon 30 de système de combustion espacé radialement vers l'extérieur de la chemise de système de combustion en définissant entre eux un canal d'écoulement 32 de système de combustion. Une coiffe 34 de système de combustion est montée à une 30 extrémité amont 36 de la chemise 24 de système de combustion et comporte au moins un injecteur 38 disposé dans celle-ci et s'étendant jusque dans une chambre de combustion 40 définie par la coiffe 34 de système de combustion et la chemise 24 de système de combustion. Un manchon d'impact 42 est relié au manchon 30 de système de combustion et est espacé radialement de la pièce de transition 20 en définissant entre eux un canal d'écoulement de transition 44. Le manchon d'impact 42 comporte une pluralité d'ouvertures 50 par lesquelles le flux est introduit dans le canal d'écoulement de transition 44. Le canal d'écoulement de transition 44 s'étend d'une extrémité 46 côté turbine au niveau de la turbine 16 à une extrémité 48 côté tête au niveau de la coiffe 34 du système de combustion. Le flux, illustré par des flèches 52, part du compresseur 12, passe par un diffuseur 54 et entre dans une chambre de refoulement 56 de compresseur. Le flux 52 sortant du compresseur 12 présente des variations dynamiques telles que des ondes acoustiques provoquées, dans certains cas, par un phénomène de fréquence de passage d'aubes. Le flux 52 passe par le canal d'écoulement de transition 44 et entre dans la chambre de combustion 40 pour la combustion. Pendant le fonctionnement du compresseur 12, des impulsions des ondes acoustiques peuvent être amenées à se propager vers l'aval du compresseur 12, en direction du système de combustion 14. Les ondes acoustiques présentes dans le flux 52 qui atteignent le système de combustion 14 risquent d'avoir une incidence négative sur les rendements de combustion, accroître les émissions et/ou endommager du matériel dans la turbine à gaz 10. Dans la chambre de combustion 40, des effets thermo-acoustiques tels qu'un écoulement turbulent, l'instabilité de réactions chimiques et des tourbillons emportés par le courant sont imputables à des variations de pression et de température dans le flux 52 dans la chambre de combustion 40. Par ailleurs, en raison de la grande quantité d'énergie libérée lors du processus de combustion, tout manque d'uniformité dans le flux 52 est facilement amplifié par le processus de combustion. Les problèmes de combustion tels que la limite d'extinction pauvre, la dynamique et les émissions sont également très sensibles aux rapports combustible/air locaux dans la chambre de combustion, laquelle variation étant au moins partiellement provoquée par un manque d'uniformité du flux 52 à l'extrémité 48 côté tête de la chambre de combustion 40. Le manchon d'impact 42 représenté sur la Fig. 1 sert d'amortisseur pour réduire l'amplitude des ondes acoustiques entrant dans la chambre de combustion 40. Dans certaines formes de réalisation, la pluralité d'ouvertures 50 sont agencées et disposées afin de protéger la chemise 24 de système de combustion et la pièce de transition 20 contre les ondes acoustiques. Lorsque le flux 52 passe par la pluralité d'ouvertures 50, le flux 52 se comprime à son entrée dans chaque ouverture 50, se détend à sa sortie de chaque ouverture 50 et frappe la pièce de transition 20 et/ou la chemise 24 de système de combustion. La compression, la détente et l'impact du flux 52 amortissent les ondes acoustiques. Par ailleurs, une partie du flux 52, après son passage par les ouvertures 50, continue à passer sur le pourtour du système de combustion 13 afin d'accroître l'uniformité du flux 52 sur le pourtour du système de combustion 14. Dans certaines formes de réalisation, comme illustré sur la fig. 2, le manchon d'impact 42 comporte une pluralité d'oeillets 58, d'ouïes 60 et/ou de barres de guidage d'écoulement 62 afin d'interrompre le flux 52 sur toute une surface extérieure 64 du manchon d'impact 42, ce qui amortit encore les ondes acoustiques. Dans certaines formes de réalisation, la configuration de la pluralité d'ouvertures 50 varie afin d'établir une impédance sensiblement constante des ondes acoustiques dans le but d'accentuer l'amortissement des ondes acoustiques. Comme représenté sur la fig. 2, la pluralité d'ouvertures 50 ont des dimensions et une forme qui peuvent varier sur le manchon d'impact 42. Dans certaines formes de réalisation, un espacement 66 entre des ouvertures 50 de la pluralité d'ouvertures 50 est amené à varier, soit dans une ou plusieurs zones localisées, soit globalement autour du manchon d'impact 42. Comme représenté sur la Fig. 2, ces variations peuvent être utilisées séparément ou en combinaison afin d'accroître l'amortissement de fréquences voulues. Dans certaines formes de réalisation, comme représenté sur la Fig. 3, une dimension 68 d'ouverture des ouvertures 50 est plus grande pour les ouvertures 50 à une extrémité aval 70 du manchon d'impact 42 qu'une dimension 68 d'ouverture d'ouvertures situées à une extrémité amont 72 du manchon d'impact 42. Dans la forme de réalisation représentée sur la Fig. 4, la dimension 68 d'ouverture augmente d'autant plus que les ouvertures 46 sont situées plus près de l'extrémité aval 70. Cela permet une augmentation dans une zone d'impédance constante dans le flux 52 passant par le canal d'écoulement de transition 44. Dans certaines formes de réalisation, comme représenté sur la fig. 4, une largeur 74 du canal d'écoulement de transition 44 varie de l'extrémité aval 70 à l'extrémité amont 72. Cette variation permet encore une augmentation dans la zone d'impédance constante dans le flux 52 passant par le canal d'écoulement de transition 44. En ce qui concerne la Fig. 4, la chemise 24 de système de combustion et/ou la pièce de transition peut/peuvent comporter un ou plusieurs nervures 76, ailettes 78, creux 80, une rugosité de surface (non représentée) et/ou d'autres reliefs analogues qui accentuent la diffusion, le mélange et la redistribution du flux d'air pour accroître ou réduire l'uniformité du flux 52 à l'extrémité aval 70 du canal d'écoulement de transition 44 qui entre dans la chambre de combustion 40. La présence de la pluralité d'ouvertures 50 et d'autres améliorations décrites plus haut est un moyen efficace pour amortir les ondes acoustiques entrant dans le système de combustion 14 depuis le compresseur 12 et également pour accroître l'uniformité du flux 52 entrant dans le système de combustion 14. REVENDICATIONS1. Système de combustion (14) comprenant : au moins une chemise (24) de système de combustion définissant une chambre de combustion (40) apte à diriger des produits de combustion vers 5 une turbomachine ; et au moins un manchon (30) de système de combustion disposé hors de la chambre de combustion (40) et apte à réduire l'amplitude d'ondes acoustiques dans la chambre de combustion (40), la/les chemises (24) de système de combustion et le/les manchons (30) de système de combustion 10 définissant entre eux au moins un canal d'écoulement (32). 2. Système de combustion (14) selon la revendication 1, dans lequel le/les manchons (30) de système de combustion comporte(nt) une pluralité d'ouvertures (50) aptes à diriger le flux (52) de fluide jusque dans le/les canaux d'écoulement (32). 15 3. Système de combustion (14) selon la revendication 2, dans lequel le flux (52) de fluide passant par la pluralité d'ouvertures (50) frappe la/les chemise(s) (24) de système de combustion. 4. Système de combustion (14) selon la revendication 2, dans lequel la pluralité d'ouvertures (50) sont aptes à amortir les ondes acoustiques en 20 comprimant le flux (52) de fluide passant par celles-ci. 5. Système de combustion (14) selon la revendication 2, dans lequel un espacement (66) entre les ouvertures (50) de la pluralité d'ouvertures (50) est amené à varier. 6. Système de combustion (14) selon la revendication 2, dans lequel 25 une dimension (68) d'ouverture (50) de la pluralité d'ouvertures (50) est amenée à varier. 7. Système de combustion (14) comprenant : au moins une chemise (24) de système de combustion définissant une chambre de combustion (40) apte à diriger des produits de combustion vers 30 une turbomachine ; et au moins un manchon (30) de système de combustion disposé hors de la chambre de combustion (40) et apte à commander la répartition du flux (52) de fluide dans le système de combustion (14) afin de modifierl'uniformité du flux (52) de fluide vers la chambre de combustion (40), la/les chemises (24) de système de combustion et le/les manchons (30) de système de combustion définissant entre eux au moins un canal d'écoulement (32). 8. Système de combustion (14) selon la revendication 7, dans lequel la modification de l'uniformité du flux (52) de fluide accroît ou réduit l'uniformité du flux (52) de fluide. 9. Système de combustion (14) selon la revendication 7, dans lequel le/les manchon(s) (30) de système de combustion comporte(nt) une pluralité d'ouvertures (50) aptes à diriger le flux (52) de fluide jusque dans le/les canaux découlement (32). 10. Système de combustion (14) selon la revendication 9, dans lequel le flux (52) de fluide passant par la pluralité d'ouvertures (50) frappe la/les chemises (24) de système de combustion.