Brevet FR3071545A1 — publié le 20190329

Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine général des chambres de combustion de turbomachines d'aéronef, et plus 5 particulièrement à un système de combustion à volume constant comprenant une ou plusieurs chambres de combustion. L'invention s'applique à tout type de turbomachines, en particulier aux turboréacteurs, turbopropulseurs, et turbomachines à soufflantes non carénées, aussi connues en anglais sous la dénomination 10 « Open Rotor ». Une turbomachine d'aéronef conventionnelle comporte de manière connue une ou plusieurs chambres de combustion. Une telle chambre de combustion est alimentée en air sous pression par un module 15 de compresseur. La chambre de combustion comporte un injecteur de carburant qui est apte à injecter du carburant dans le flux d'air admis pour le brûler et provoquer ainsi l'émission de gaz chauds. Ces gaz chauds peuvent ensuite être utilisés pour entraîner une turbine, qui entraîne à son tour le module de compresseur et qui peut également entraîner une 20 soufflante de la turbomachine. La chambre de combustion comprend au moins un port d'admission au travers duquel l'air est introduit à l'intérieur de la chambre, et un port d'échappement au travers duquel les gaz chauds sont évacués à l'extérieur de la chambre. Dans une telle chambre, le débit de carburant est généralement 25 continu et la combustion fonctionne classiquement selon un cycle dit de Brayton, c'est-à-dire selon un cycle de combustion à pression constante ou « CPC ». Néanmoins, pour obtenir des gains de consommation spécifiques, il a été envisagé de remplacer la chambre de combustion 30 fonctionnant selon un cycle de Brayton par une pluralité de chambres de combustion fonctionnant selon un cycle de Humphrey, c'est-à-dire selon un cycle de combustion à volume constant ou « CVC ». Le cycle de combustion à volume constant comprend un temps de combustion (désigné par l'expression « phase de combustion »), un 35 temps d'échappement (désigné par l'expression « phase d'échappement »), et un temps d'admission d'air frais et de balayage des 2 gaz brûlés (désigné par l'expression « phase de balayage »). Durant la phase de combustion, les ports d'admission et d'échappement sont tous les deux fermés. Durant la phase d'échappement, le port d'admission est fermé et le port d'échappement ouvert. Lors de la phase de balayage, les ports d'admission et d'échappement sont tous les deux ouverts. La chambre de combustion est ainsi communément munie d'un mécanisme d'admission et d'échappement permettant de contrôler l'ouverture et la fermeture des ports d'admission et d'échappement afin d'assurer la réalisation des trois phases du cycle précitées. Il existe toutefois un besoin pour simplifier les mécanismes existants d'admission de l'air dans les chambres de combustion fonctionnant selon un cycle de combustion à volume constant. Objet et résumé de l'invention La présente invention a notamment pour but de fournir un système de combustion à volume constant CVC ne présentant pas les inconvénients précités. A cet effet, l'invention propose une chambre de combustion à volume constant pour turbomachine, la chambre de combustion comprenant un port d'admission, un port d'échappement, et un premier obturateur rotatif disposé en regard des ports d'admission et d'échappement et configuré pour tourner autour d'un axe de rotation dans un premier sens de rotation, le premier obturateur comprenant une lumière destinée à coopérer alternativement avec le port d'admission et le port d'échappement lors de la rotation du premier obturateur. Selon une caractéristique générale de l'invention, la chambre de combustion comprend en outre au moins un second obturateur rotatif disposé en regard des ports d'admission et d'échappement et configuré pour tourner autour dudit axe de rotation dans un second sens de rotation opposé au premier sens de rotation, ledit second obturateur comprenant une lumière destinée à coopérer alternativement avec le port d'admission et le port d'échappement lors de la rotation dudit au moins un second obturateur, lesdits premier et second obturateurs étant synchronisés et configurés pour que leur lumière respective se croisent une première fois 3 en regard du port d'admission et une seconde fois en regard du port d'échappement. La chambre de combustion à obturateur tournant permet ainsi de piloter l'ouverture et la fermeture de la chambre de combustion sans 5 contact et de manière plus performante qu'une chambre de combustion à simple obturateur rotatif. L'utilisation d'au moins un second obturateur ajouré permet d'alimenter la chambre de combustion en améliorant la rapidité d'ouverture et de fermeture. 10 En outre, l'utilisation d'une superposition d'obturateurs permet d'allonger la distance et de complexifier le chemin à parcourir aux gaz de combustion pour fuir et ainsi d'améliorer l'étanchéité de la chambre de combustion. L'invention permet en outre de réaliser de faibles pertes de 15 charge à l'échappement et d'obtenir une haute réactivité entre l'ouverture et la fermeture des ports d'admission et d'échappement. Selon un aspect de l'invention, les obturateurs peuvent être en matériaux composite à matrice céramique. Un autre objet de l'invention propose un système de 20 combustion à volume constant pour turbomachine comprenant au moins une chambre de combustion telle que défini ci-dessus et au moins une unité de commande configurée pour commander la rotation de obturateurs desdites au moins une chambre de combustion. Un autre objet de l'invention propose une turbomachine 25 comprenant un compresseur axial ou centrifuge et une turbine axiale ou centripète, la turbomachine comprenant en outre un système de combustion telle que définie ci-dessus, le système de combustion étant présent entre le compresseur et la turbine. Encore un autre objet de l'invention propose un aéronef 30 comprenant au moins un turbopropulseur, le turbopropulseur comprenant une turbomachine. 35 4 Brève description des dessins L'invention sera mieux comprise à la lecture faite ci-après, à titre indicatif mais non limitatif, en référence aux dessins annexés sur lesquels : 5 la figure 1 illustre, de manière schématique, une vue en coupe d'une chambre de combustion utilisable dans le cadre de l'invention, la figure 2 présente, une vue schématique d'un obturateur de la chambre de combustion de la figure 1. 10 Description détaillée de modes de réalisation L'exemple illustré sur la figure 1 concerne une chambre de combustion dans laquelle la vanne d'admission d'air 10 est sous la forme de deux obturateurs rotatifs 11 et 12 dont l'axe de rotation R est fixé sur 15 une paroi de la chambre de combustion. La chambre de combustion 1 comprend une enceinte 2 qui délimite un volume intérieur V. Le volume intérieur V est délimité et entouré par l'enceinte 2. L'enceinte 2 a ici une forme sensiblement cylindrique. L'enceinte 2 peut, plus généralement, avoir une forme 20 symétrique de révolution. D'autres formes sont toutefois envisageables pour l'enceinte 2 comme une forme parallélépipédique, par exemple. La figure 1 représente une vue en coupe selon un plan comprenant l'axe de révolution de la chambre de combustion 1 selon l'invention, l'axe de révolution de la chambre 1 étant confondu avec l'axe 25 de rotation R des obturateurs 11 et 12. L'enceinte 2 comprend une paroi circonférentielle 3 qui est située autour du volume intérieur V de la chambre 1. L'enceinte 2 comprend en outre un premier fond 4 et un deuxième fond 5. Le premier fond 4 et le deuxième fond 5 délimitent chacun le volume intérieur V. Le 30 premier fond 4 et le deuxième fond 5 sont situés de part et d'autre de la paroi circonférentielle 3. La chambre de combustion 1 est munie d'un injecteur 13 de carburant placé ici sur le premier fond 4. La combustion peut être initiée de façon connue soit par un allumeur à étincelle (bougie), soit par un 35 allumeur thermique à gaz (non représentés). 5 Dans l'exemple illustré, l'enceinte 3 définit un port d'admission 6 et un port d'échappement 7. On ne sortirait toutefois pas du cadre de l'invention si la chambre comprenait une pluralité de ports d'admission et/ou une pluralité de ports d'échappement. Le port d'admission 6 et le 5 port d'échappement sont ici ménagés au travers du deuxième fond 5. Ils pourraient également être ménagés au travers de la paroi circonférentielle 3. Dans cet exemple, chaque obturateur 11 et 12 est en matériau CMC, c'est-à-dire en un matériau comprenant un renfort fibreux densifié 10 par une matrice au moins partiellement en céramique. L'enceinte 2 peut elle aussi être en matériau CMC ou, en variante, être en matériau métallique. Dans un matériau CMC, le renfort fibreux peut être en fibres de carbone (C) ou en fibres de céramique, par exemple en fibres de carbure 15 de silicium (SiC). Des fibres utilisables pour constituer ce renfort fibreux sont produites par la société japonaise Nippon Carbon sous la référence « Nicalon » ou « Hi-Nicalon » ou « Hi-Nicalon Type-S », ou par la société japonaise Ube Industries sous la référence « Tyranno-ZMI ». Les fibres de carbone utilisables sont, par exemple, fournies sous la dénomination 20 Torayca T300 3K par la société Toray. Les fibres peuvent être revêtues d'une mince couche d'interphase en carbone pyrolytique (PyC), en nitrure de bore (BN) ou en carbone dopé au bore (BC, avec 5% at. à 20% at. de B, le complément étant C). Dans un matériau CMC, la matrice au moins partiellement en céramique. La matrice peut être composée à plus de 25 50% en masse par un matériau céramique. La matrice peut être constituée d'un matériau céramique. La matrice peut comporter au moins une phase de carbure de silicium, par exemple. La matrice peut être formée de manière connue en soi par infiltration chimique en phase gazeuse, ou CVI ("Chemical Vapor Infiltration"). La matrice peut aussi être 30 au moins en partie formée par introduction de poudres, notamment poudres de carbone et éventuellement de céramique et infiltration par une composition métallique à base de silicium à l'état fondu, pour former une matrice de type SiC-Si. Un tel processus est bien connu et désigné couramment processus MI ("Melt Infiltration"). 35 6 Comme illustré sur la figure 2 qui présente une vue schématique d'un obturateur de la chambre de combustion de la figure 1, chaque obturateur 11 et 12 possède une forme de disque avec une lumière 110 et 120 présentant une forme d'arc. La lumière 110 et 120 de 5 chaque obturateur 11 et 12 est positionnée sur un cercle de même rayon, c'est-à-dire à une même distance du centre de rotation de l'obturateur 11 et 12 pour que les lumières 110 et 120 puissent se superposer lors de la rotation des obturateurs 11 et 12 Lors du fonctionnement de la chambre de combustion, les 10 obturateurs 11 et 12 sont continuellement en rotation dans des sens de rotation opposé. Avant le début de la combustion, les obturateurs 11 et 12 sont positionnés de sorte que les lumières 110 et 120 des obturateurs 11 et 12 soient alignées en regard du port d'amission 6. Ainsi, le volume intérieur V 15 est en communication avec l'extérieur E de la chambre 1 avant initiation de la combustion permettant notamment l'injection d'air dans le volume intérieur V de la chambre de combustion 1. Cette communication est assurée par le port d'admission 6. Le port d'échappement 7 est, quant à lui, obturé par les obturateurs 11 et 12 avant le début de la combustion. 20 On a illustré un exemple où il y a un unique port d'échappement 7. On ne sort toutefois pas du cadre de l'invention lorsque la chambre 1 est munie de plusieurs ports d'échappement 7. La combustion est ensuite initiée par injection de carburant (flèche C) et allumage. L'initiation de la combustion conduit à faire 25 augmenter la pression dans le volume intérieur V alors que les obturateurs continuent de pivoter jusqu'à ce que le port d'admission 6 ne soit plus ouvert sur l'extérieur E, c'est-à-dire jusqu'à ce qu'aucune des portions des lumières 110 et 120 ne soient en regard d'une portion de la lumière de l'autre obturateur. 30 Lorsque la combustion est terminée, le port d'échappement 7 est ouvert afin d'évacuer les gaz brûlés à l'extérieur de la chambre 1. Le port d'échappement 7 est ouvert par la superposition des lumières 110 et 120 des obturateurs 11 et 12 en regard du port d'échappement 7. 35 Le système de combustion qui vient d'être décrit peut être adapté à l'alimentation en gaz d'une turbomachine. Les gaz générés par le 7 système de combustion peuvent permettre d'alimenter une turbine, comme une turbine de moteur d'aéronef. L'invention fournit un système de combustion avec des mécanismes simplifiés d'admission et d'échappement de l'air REVENDICATIONS1. Chambre de combustion à volume constant (1) pour turbomachine, la chambre de combustion (1) comprenant un port d'admission (6), un port d'échappement (7), et un premier obturateur (11) rotatif disposé en regard des ports d'admission et d'échappement (6, 7) et configuré pour tourner autour d'un axe de rotation (R) dans un premier sens de rotation, le premier obturateur (11) comprenant une lumière (110) destinée à coopérer alternativement avec le port d'admission (6) et le port d'échappement (7) lors de la rotation du premier obturateur (11), caractérisé en ce qu'elle comprend en outre au moins un second obturateur (12) rotatif disposé en regard des ports d'admission et d'échappement (6, 7) et configuré pour tourner autour dudit axe de rotation (R) dans un second sens de rotation opposé au premier sens de rotation, ledit second obturateur (12) comprenant une lumière (120) destinée à coopérer alternativement avec le port d'admission (6) et le port d'échappement (7) lors de la rotation dudit au moins un second obturateur (12), lesdits premier et second obturateurs (11, 12) étant synchronisés et configurés pour que leur lumière respective (110, 120) se croisent une première fois en regard du port d'admission (6) et une seconde fois en regard du port d'échappement (7). 2. Chambre de combustion (1) selon la revendication 1, dans lequel les obturateurs (11, 12) sont en matériaux composite à matrice 25 céramique. 3. Système de combustion à volume constant pour turbomachine comprenant au moins une chambre de combustion (1) selon l'une des revendications 1 ou 2 et au moins une unité de commande 30 configurée pour commander la rotation de obturateurs (11, 12) desdites au moins une chambre de combustion (1). 4. Turbomachine comprenant un compresseur axial ou centrifuge et une turbine axiale ou centripète, la turbomachine 35 comprenant en outre un système de combustion (1) selon la revendication 9 3, le système de combustion étant présent entre le compresseur et la turbine. 5. Aéronef comprenant au moins un turbopropulseur, le 5 turbopropulseur comprenant une turbomachine selon la revendication 4.