Brevet FR3152863A1 — publié le 20250314

Chambre de combustion Le présent document concerne une chambre de combustion (18) pour turbomachine d’axe longitudinale (L) comprenant une paroi annulaire externe (24) et une paroi annulaire interne reliées par une paroi annulaire de fond de chambre, l’une au moins des parois annulaire interne et externe (24) comprenant des orifices de dilution, lesdits orifices de dilution (26a, 26b) comportant au moins une première série d’orifices (26a) et une seconde série d’orifices (26b) et des moyens d’ouverture/fermeture des orifices (26a, 26b) desdites première et secondes série d’orifices de manière à autoriser sélectivement le passage d’air dans les orifices de l’une seule de la première série d’orifices (26a) et de la seconde série d’orifices (26b), la section efficace des orifices de la première série d’orifices étant égale à la section efficace des orifices de la seconde série d’orifices. Figure de l’abrégé : Figure 2 Chambre de combustion La présente divulgation relève du domaine des chambres de combustion pour aéronef, et concerne plus précisément l’alimentation en air de dilution de la chambre de combustion. Plus particulièrement, l'invention porte plus particulièrement sur une optimisation de la position des trous de dilution présents sur les parois de la chambre de combustion. Dans la suite de la description, les termes "amont" ou "aval" seront utilisés pour désigner les positions des éléments de structure les uns par rapport aux autres en direction axiale, en prenant pour référence le sens d'écoulement des gaz. De même, les termes "interne" ou "radialement interne" et "externe" ou "radialement externe" seront utilisés pour désigner les positions des éléments de structure les uns par rapport aux autres en direction radiale, en prenant pour référence l'axe de rotation de la turbomachine. Une turbomachine comprend un ou plusieurs compresseur(s) délivrant de l'air sous pression à une chambre de combustion où l'air est mélangé à du carburant et allumé afin de générer des gaz de combustion chauds. Ces gaz s'écoulent vers l'aval de la chambre vers une ou plusieurs turbine(s) qui transforme(nt) l'énergie ainsi reçue afin d'entraîner en rotation le ou les compresseur(s) et fournir l'énergie nécessaire, par exemple, à la motorisation d'un avion. Classiquement, une chambre de combustion d’une turbomachine d’axe longitudinale comprend deux parois annulaires radialement interne et externe reliées l’une à l’autre par une paroi annulaire de fond de chambre comportant des ouvertures réparties circonférentiellement autour de l’axe longitudinale et chacune traversée par un dispositif d’injection qui permet l’amenée d’un mélange d’air et de carburant dans la chambre entre les parois interne et externe. Ces parois interne et externe définissent ensemble un tube à flamme qui est annulaire et dans lequel la combustion du carburant est réalisée. De façon générale, une chambre de combustion doit répondre à plusieurs impératifs et est dimensionnée en conséquence. Elle doit tout d'abord permettre d'utiliser le carburant de façon optimale, c'est à dire atteindre des rendements de combustion les plus élevés possibles. Elle doit de plus fournir à la turbine des gaz chauds, dont la répartition de température en sortie de chambre doit être d'une part compatible avec la fiabilité demandée et, d'autre part la plus uniforme possible. Elle doit par ailleurs dégrader le moins possible l'énergie de l'écoulement, et donc générer une perte de pression entre son entrée et sa sortie minimale. Les pièces constitutives de la chambre de combustion doivent enfin avoir une bonne tenue mécanique, ce qui nécessite de diminuer la température des parois de la chambre. A l'intérieur de la chambre, la combustion s'effectue en deux phases principales, auxquelles correspondent physiquement deux zones. Pour réaliser le mélange air/carburant, l'air est injecté à la fois au niveau des injecteurs, du fond de chambre ainsi qu'à travers les parois de la chambre par une première rangée d'orifices appelés trous primaires. La température atteinte par les gaz issus de la combustion dans la zone primaire est très élevée. Elle peut atteindre par exemple 2000 C, température incompatible avec la bonne tenue mécanique des matériaux de la turbine et de la chambre. Il est donc nécessaire de refroidir ces gaz, ce qui est réalisé dans une seconde zone. Généralement, la zone primaire représente environ le premier tiers de la longueur de la chambre. Dans la seconde zone, encore appelée zone de dilution, de l'air frais, appelé air de dilution, issu du compresseur, est injecté dans la chambre à travers ses parois grâce à des orifices appelés trous de dilution. L'air de dilution permet de refroidir les gaz issus de la combustion ainsi que les parois de la chambre. L'air de dilution, en refroidissant les gaz, et d’homogénéiser la température des gaz chauds entrant dans la turbine haute pression en aval de la chambre de combustion. Actuellement, le dimensionnement, le positionnement et le nombre de trous de dilution ainsi que le dimensionnement des aubages statoriques et rotoriques de la turbine haute pression sont déterminés de manière à ce que le fluage des aubages soient minimisés à toutes les phases de fonctionnement de la turbomachine. Le choix du nombre de trou de dilution et leur positionnement détermine une fois pour toute la portion radiale de la géométrie d’un aubage qui sera soumise à un maximum de température en fonctionnement. Or, il est souhaitable de pouvoir faire évoluer cette portion radiale soumise à une température maximale (et donc au fluage) au cours du fonctionnement de la turbomachine. Cela conduit à ne pas solliciter mécaniquement les aubages de manière optimale et peut avoir un impact négatif sur leur durée de vie. Une augmentation de la durée de vie des pièces est souhaitable pour limiter l’incidence climatique, en particulier les émissions de gaz à effet de serre consécutives de la production desdites pièces. La déposante porte une attention particulière au développement de méthodes et techniques visant à augmenter la durée de vie des pièces dans le but de réduire son empreinte carbone. A cet effet, l'invention proposée ci-après s’inscrit dans les programmes de recherche et développement visant à améliorer de manière très significative les performances des avions et, en ce sens, contribue à la réduction de l’impact environnemental des avions. Résumé Il est proposé une chambre de combustion pour turbomachine d’axe longitudinale comprenant une paroi annulaire externe et une paroi annulaire interne reliées par une paroi annulaire de fond de chambre, l’une au moins des parois annulaire interne et externe comprenant des orifices de dilution, lesdits orifices de dilution comportant au moins une première série d’orifices et une seconde série d’orifices et des moyens d’ouverture/fermeture des orifices desdites première et seconde série d’orifices de manière à autoriser sélectivement le passage d’air dans les orifices de l’une seule de la première série d’orifices et de la seconde série d’orifices, la section efficace des orifices de la première série d’orifices étant égale à la section efficace des orifices de la seconde série d’orifices. Selon l’invention, l’ouverture simultanée des orifices de la première série permet d’obtenir un premier champ de température en sortie de la chambre de combustion, les orifices de la seconde série étant fermés. L’ouverture simultanée des orifices de la seconde série permet d’obtenir un second champ de température en sortie de la chambre de combustion, les orifices de la première série étant fermés. Ces deux configurations d’ouvertures des orifices de dilution permettent de faire travailler en fluage une partie radiale plus importante des aubages statoriques et rotoriques de la turbine haute pression. La conservation de la section efficace globale de la chambre garantit de ne pas modifier le fonctionnement de la chambre mais uniquement l’écoulement en amont des deux rangées de trous de dilution. Ladite première série d’orifices peut comprendre une première rangée annulaire d’orifices amont et ladite seconde série d’orifices comprend une seconde rangée annulaire d’orifices aval. Les moyens d’ouverture/fermeture desdites séries d’orifices peuvent comprendre au moins un anneau d’axe longitudinale relié à une pluralité de biellettes chacune reliée à une came dont la périphérie est en contact avec un actionneur d’ouverture/fermeture simultanée des orifices de la première série d’orifices et des orifices de la seconde série. L’actionneur peut comprendre un support articulé en rotation entre une première position dans laquelle les orifices de la première série d’orifices sont à l’état ouvert et les orifices de la seconde série d’orifices sont à l’état fermé et une seconde position dans laquelle les orifices de la première série d’orifices sont à l’état fermé et les orifices de la seconde série d’orifices sont à l’état ouvert. Des moyens de rappel peuvent réaliser un contact permanent du support avec les cames. L’ouverture/fermeture des orifices de la première série et de la seconde série peuvent être commandés par un dispositif électrique. Le présent document concerne également une turbomachine comprenant une chambre de combustion telle que décrite précédemment. Ce document concerne encore un procédé d’utilisation de la chambre de combustion ou de la turbomachine décrite précédemment, comprenant une étape de sélection de l’ouverture des orifices de l’une des première et secondes séries d’orifices en fonction d’un paramètre thermodynamique de la chambre de combustion qui peut être par exemple une température de sortie de la chambre de combustion, et/ou d’un paramètre de la turbomachine destinée à comprendre ladite chambre de combustion qui peut être par exemple le régime de rotation du compresseur haute pression ou de compresseur basse pression. D’autres caractéristiques, détails et avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée ci-après, et à l’analyse des dessins annexés, sur lesquels : FIG. 1 est une vue schématique d’une turbomachine selon la technique connue ; FIG. 2 illustre une réalisation d’une chambre de combustion selon le présent document, en particulier des moyens d’ouverture/fermeture des orifices de dilution ; FIG. 3 est une vue schématique des moyens d’ouverture/fermeture des orifices de dilution selon le présent document ; FIG. 4 est une vue schématique d’une autre réalisation de l’invention. On se réfère maintenant à la FIG. 1 qui représente une turbomachine 10 d’axe longitudinale L selon la technique connue comprenant d’amont en aval selon le sens d’écoulement d’air, un compresseur basse pression 12, un compresseur centrifuge 14 comportant un diffuseur annulaire radial 16 dont l’extrémité aval alimente en air une chambre annulaire de combustion 18, une turbine haute pression 20 puis une turbine basse pression 22. La chambre de combustion 18 est ici à écoulement inverse c’est-à-dire que l’on observe que l’écoulement d’air s’écoule selon l’axe longitudinale dans un sens inverse de celui selon lequel l’air s’écoule dans les compresseurs basse 14 pression et haute pression 16. Evidemment, le présent document s’applique à tout type de chambre et également à celle ayant un écoulement de gaz chauds dans le même sens que celui de l’air s’écoulant dans les compresseurs. Comme mentionné précédemment, une chambre de combustion comprend une paroi annulaire interne et une paroi annulaire externe 24 reliée l’une à l’autre à une paroi annulaire de fond de chambre. Sur la FIG. 2 , seule la paroi annulaire externe est représentée. La chambre de combustion radialement à l’intérieur d’un carter 26 l’entourant extérieurement. La paroi annulaire externe 24 comprend des orifices de dilution de l’air 26a, 26b lesquels sont de préférence agencés en aval d’orifices primaires servant à réaliser un apport d’air nécessaire à la bonne combustion du carburant amené par les injecteurs. Selon le présent document, la paroi annulaire externe 24 comprend au moins une première série d'orifices 26a et une seconde série d'orifices 26b et des moyens d'ouverture/fermeture des orifices desdites première et secondes série d'orifices de manière à autoriser sélectivement le passage d'air dans les orifices de l'une seule de la première série d'orifices 26a et de la seconde série d'orifices 26b, la section efficace des orifices de la première série d'orifices 26a étant égale à la section efficace des orifices de la seconde série d'orifices 26b. Dans la réalisation représentée, les orifices de la première série d’orifices sont arrangés suivant une première rangée annulaire et les orifices de la seconde série d’orifices sont arrangés suivant une seconde rangée annulaire. La première rangée est agencée en amont de la seconde rangée. L’ouverture simultanée des orifices 26a de la première série permet d’obtenir un premier champ de température en sortie de la chambre de combustion, les orifices de la seconde série 26b étant fermés. L’ouverture simultanée des orifices 26b de la seconde série permet d’obtenir un second champ de température en sortie de la chambre de combustion, les orifices 26a de la première série étant fermés. Ces deux configurations d’ouvertures des orifices de dilution permettent de faire travailler en fluage une partie radiale différente des aubages statoriques et rotoriques de la turbine haute pression 20. Par ailleurs, le décalage radial du point le plus chaud en sortie de chambre peut également permettre de faire évoluer favorablement les performances de la turbomachine via une diminution des jeux entre parties rotorique et statorique. En effet en décalant radialement vers l’intérieur le point chaud, cela favorise la fermeture du jeu via une balance des déplacements thermomécaniques. La première série d’orifices 26a pourrait comprendre un même nombre d’orifices 26b que la seconde série d’orifices. Il serait encore possible d’avoir un nombre différent d’orifices entre la première série et la seconde série pour autant que la section efficace entre lesdites deux séries est identique. Selon le présent document, les moyens d'ouverture/fermeture desdites séries ou rangées d'orifices comprennent au moins un anneau 28 d'axe longitudinale lequel est agencé à l’extérieur du carter 26 ( FIG. 3 ). Cet anneau 28 est relié à une pluralité de biellettes 30 articulée en rotation sur l’anneau 28 à une première extrémité et solidaire d’une came 32 à une seconde extrémité. Chaque came 32 comprend une tige 34 apte à tourner autour de son axe A. La surface périphérique externe de la came 32 présente une forme non circulaire relativement à l’axe A. La surface périphérique peut être elliptique par exemple comme représenté en FIG. 3 . De cette manière, la rotation de la came 32 permet de réaliser un déplacement radial d’un support 36. En pratique, toutes les cames 32 coopèrent avec une première surface 38 radialement externe du support 36, une seconde surface opposée du support comportant une première série de tiges 40a et une seconde série de tiges 40b. Les tiges 40a portent chacune un organe 42a d’obturation des orifices de la première série ou première rangée 26a. Les tiges 40b portent chacune un organe 42b d’obturation des orifices de la seconde série ou seconde rangée 26b. Comme représenté en FIG. 3 , l’anneau est actionné en rotation autour de l’axe longitudinale L par l’intermédiaire d’un vérin 41. La FIG. 2 illustre le support en contact avec les cames 32 au niveau d’une première extrémité laquelle portent par exemple les première tiges 40a. Le support comprend un pivot autour duquel le support peut pivoter entre une première position dans laquelle les orifices de la première série d'orifices 26a sont à l'état ouvert et les orifices de la seconde série d'orifices 26b sont à l'état fermé et une seconde position dans laquelle les orifices 26a de la première série d'orifices sont à l'état fermé et les orifices 26b de la seconde série d'orifices sont à l'état ouvert. Afin que le contact entre les cames 32 et le support 36 soit permanent, on peut avoir recours à des moyens de rappel 44 tel que par exemple un ressort comprimé entre la seconde surface 40 du support et une face externe du carter 26. De cette manière, le ressort sollicite le support de manière à toujours forcer un positionnement du support dans la seconde position (illustré en FIG. 2 ). En fonctionnement, le vérin 41 actionne le déplacement de l’anneau 28 qui autorise la rotation des cames 32 par l’intermédiaire des biellettes 30, les cames actionnant le déplacement du support 36 et par suite le déplacement de tiges 40a, 40b et donc réalise l’ouverture/fermeture des orifices 26a, 26b. Dans une autre réalisation de l’invention représentée en FIG. 4 , il serait encore possible de piloter le déplacement de chaque organe d’obturation par l’intermédiaire d’un vérin 41 dédié. Il serait également possible de réaliser ce pilotage par l’intermédiaire d’un moteur électrique. Chambre de combustion (18) pour turbomachine d’axe longitudinale (L) comprenant une paroi annulaire externe (24) et une paroi annulaire interne reliées par une paroi annulaire de fond de chambre, l’une au moins des parois annulaire interne et externe (24) comprenant des orifices de dilution, lesdits orifices de dilution (26a, 26b) comportant au moins une première série d’orifices (26a) et une seconde série d’orifices (26b) et des moyens d’ouverture/fermeture des orifices (26a, 26b) desdites première et secondes série d’orifices de manière à autoriser sélectivement le passage d’air dans les orifices de l’une seule de la première série d’orifices (26a) et de la seconde série d’orifices (26b), la section efficace des orifices de la première série d’orifices étant égale à la section efficace des orifices de la seconde série d’orifices. Chambre de combustion selon la revendication 1, dans lequel ladite première série d’orifices comprend une première rangée annulaire d’orifices amont et ladite seconde série d’orifices comprend une seconde rangée annulaire d’orifices aval. Chambre de combustion selon la revendication 1 ou 2, dans lequel les moyens d’ouverture/fermeture desdites séries d’orifices comprennent au moins un anneau (28) d’axe longitudinale (L) relié à une pluralité de biellettes (28) chacune reliée à une came (32) dont la périphérie est en contact avec un actionneur (36) d’ouverture/fermeture simultanée des orifices de la première série d’orifices (26a) et des orifices (26b) de la seconde série. Chambre de combustion selon la revendication 3, dans lequel l’actionneur comprend un support (36) articulé en rotation entre une première position dans laquelle les orifices de la première série d’orifices (26a) sont à l’état ouvert et les orifices (26b) de la seconde série d’orifices sont à l’état fermé et une seconde position dans laquelle les orifices de la première série d’orifices sont à l’état fermé et les orifices de la seconde série d’orifices sont à l’état ouvert. Chambre de combustion selon la revendication 4, dans lequel des moyens de rappel réalisent un contact permanent du support (36) avec les cames (32). Chambre de combustion selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’ouverture/fermeture des orifices (26a, 26b) de la première série et de la seconde série sont commandés par un dispositif électrique. Turbomachine comprenant une chambre de combustion selon l’une des revendications précédentes. Procédé d’utilisation de la chambre de combustion selon l’une des revendications 1 à 6 ou de la turbomachine selon la revendication 7, comprenant une étape de sélection de l’ouverture des orifices de l’une des première et secondes séries d’orifices (26a, 26b) en fonction d’un paramètre thermodynamique de la chambre de combustion et/ou d’un paramètre de la turbomachine destinée à comprendre ladite chambre de combustion.