FR 2121496 A1 19720825 FR 7135687 A 19711004 71 35687 1 2121496 La présente invention concerne les systèmes de combustion des moteurs à turbine à gaz, et plus particulièrement, un système de carburation d'air et de carburant du type à fente annulaire, utilisable pour les dispositifs de combustion annulaires. 5 Les fabricants de moteurs à turbine à gaz recherchent constamment des procédés et des moyens permettant de construire plus efficacement et plus économiquement des installations de turbines à gaz relativement compactes, dont les rapports puissance à poids sont élevés. Un problème important en ce qui concerne la production de turbines à gaz consiste à 10 prévoir des machines plus petites et plus légères que les machines classiques, sans affecter le rendement ou la vie du moteur. Si un tel moteur pouvait être produit, il présenterait un certain nombre d'avantages de base, tels que la réduction du poids total du moteur, ainsi que la possibilité pour un aéronef pourvu de ce moteur de transporter une charge payante supérieure. 15 En outre, ce moteur nécessiterait moins de paliers principaux, et, par conséquent, serait moins compliqué et moins coûteux que les moteurs actuels. Les moteurs à turbine à gaz du type considéré dans cette description comportent généralement un compresseur, un système de combustion primaire, une tuyère d'éjection (pouvant comporter un système de combustion 20 augmenteur), et une tuyère d'éjection à section variable. L'air pénètre généralement par une entrée, et est comprimé dans le compresseur, puis enflammé par un carburant à haute énergie dans le système de combustion primaire, puis travaille tout en se dilatant dans la turbine, et sort par la tuyère d'éjection à section variable. L'énergie élevée associée à l'éjection 25 du gaz de la tuyère peut être utilisée pour la poussée d'un avion équipé de ce moteur, pour la poussée disponible sur l'arbre, dans les applications à la marine, pour la commande de générateurs produisant de l'énergie électrique, etc. La section des turbines à gaz qui pose continuellement des 30 problèmes aux fabricants de moteurs tentant de réduire la longueur hors tout des moteurs à turbine à gaz est la section de combustion primaire. Dans les applications avancées des moteurs, les températures de fonctionnement augmentant constamment, les longueurs réduites et le système de combustion compact ont de plus en plus d'importance. Les systèmes de combustion de 35 courte longueur réduisent non seulement les problèmes associés au refroidissement des chemises des systèmes de combustion, qui définissent la zone de combustion primaire, mais encore réduisent le poids du moteur et la longueur de l'arbre, comme il a été dit précédemment. En outre, de nombreuses 71 35687 2 2121496 applications avancées des moteurs utilisent des températures de sortie di dispositif de combustion de 1371°C et davantage. A ces températures, le contrôle précis de la température de sortie, à la fois radialement et circonférentiellement, présente une grande importance. Les répartitions précises de la température 5 contrôlée sont essentielles pour réduire les gradients de température inverse et pour éliminer les points chauds de potentiel dans les chemises de combustion et les aubes de distribution de la turbine. Une autre condition importante pour les systèmes de combustion des applications avancées est que l'émission de fumée et de pollution doit 10 être réduite le plus possible. Pour cela, il est nécessaire d'aboutir à des conditions de combustion presque stoechiométriques, à l'intérieur de la zone de combustion. Ceci nécessite des profils de température pratiquement uniformes dans la zone de combustion. Les problèmes décrits ci-dessus ont conduit à de nombreux 15 concepts de systèmes de combustion, dans lesquels le carburant à haute énergie est mélangé une première fois à une partie de l'air de combustion, avant le procédé de combustion, pour obtenir un mélange complet de carburant et d'air, avant cette combustion. Ceci a permis d'obtenir des dispositifs compacts, de faible longueur, et avec des répartitions de température de 20 sortie bien contrôlées. De nombreux systèmes de combustion de ce type fonctionnent sans gicleurs, et fonctionnent avec de sfimples dispositifs d'injection de carburant à basse pression. Dans les systèmes de ce type, l'énergie cinétique de l'écoulement d'air de combustion est utilisée pour pulvériser le carburant. Ceci permet d'obtenir non seulement des systèmes 25 de combustion plus courts, mais encore une émission de fumée de gaz de sortie très faible. .Dans les systèmes de combustion existants, comportant des systèmes de combustion de carburant, celui-ci est normalement introduit dans la chambre annulaire de ce système, en un certain nombre de points. Généralement, 30 chaque dispositif d'injection du carburant est placé dans une cuve tourbillon-naire, ou autre dispositif de mélange. Ces cuves sont alors placées dans une chambre annulaire, fixée au dôme du système de combustion. Ainsi, chaque cuve constitue une source de mélange carburant-air qui constitue, en partie, une région de stabilisation de la flamme autour de la chambre de 35 combustion annulaire. Chaque cuve étant séparée, les répartitions du rapport carburant-air et des températures du gaz autour de la chambre annulaire de combustion tendent à être non uniformes. Des bandes localisées de gaz à température élevée 71 35687 3 212149b sont observables dans de nombreux cas, en aval des cuves tourbillonnaires. Les températures circonférentielles et les variations du rapport carburant-air de ce type peuvent entraîner des points chauds localisés et des gradients de température importants dans les parties chaudes situées en aval des 5 cuves tourbillonnaires. Dans de nombreux systèmes de combustion, il est possible de rëdiire les effets de ces températures de gaz circonférentielles non uniformes, par ceci nécessite souvent des proportions considérables d'air, utilisables pour le refroidissement, ce qui entraîne des compromis dans le rendement 10 total du système de combustion. L'invention propose un système de combustion annulaire dont le profil des températures est uniforme à la fois radialement et circnnfé-rentiellement. L'invention propose un système de combustion dans lequel le 15 carburant est introduit uniformément dans la zone de combustion primaire autour de la chambre annulaire de combustion. Le système de combustion comporte une chambre annulaire de pré-mélange, située immédiatement en amont de la zone de combustion primaire. Le carburant est mélangé dans cette chambre avec une partie de l'air de combustion, et le mélange résultant 20 est introduit dans la zone de combustion primaire à travers une fente annulaire continue. L'air est introduit dans la chambre de pré-mélange par un certain nombre d'entrées placées autour de la chambre annulaire ; le carburant est introduit par ces entrées à l'aide de dispositifs d'injection de carburant. Le mélange de carburant et d'air créé à l'intérieur 25 des entrées d'air tourne d'environ 90° et est déchargé dans la chambre de pré-mélange. Plusieurs cuves tourbillonnaires sont placées autour de la chambre de pré-mélange, pour diriger le mélange résultant carburant-air dans la zone de combustion primaire, par les fentes annulaires continues. Puis l'air de combustion primaire supplémentaire est introduit dans la 30 zone de combustion primaire à l'aide d'anneaux d'aubes contre-tourbillonnaires, placés concentriquement autour de la fente annulaire. Cet air permet un mélange efficace et rapide du carburant et de l'air sortant de la chambre de pré-mélange, avec l'air de combustion primaire supplémentaire. Le contre-écoulement d'air permet également la création de régions de stabilisa-35 tion de la flamme autour de toute la fente annulaire. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple non limitatif, en référence aux dessins annexés sur lesquels : 71 35687 4 2121496 - la figure 1 est un schéma d'un moteur à turbine à gaz conforme à l'invention, quelques parties étant supprimées ; - la figure 2 est une vue en coupe axiale agrandie d'un système de combustion conforme à l'invention ; 5 - la figure 3 est une vue en coupe prise le long de la ligne 3-3 de la figure 2 ; - la figure 4 est une vue en perspective d'une partie du système de combustion de la figure 2 ; et - la figure 5 est une vue en perspective de la sortie du sjstème 10 de combustion représenté sur la figure 2. Sur les dessins, les mêmes références se rapportent aux mêmes éléments. La figure 1 représente un moteur à turbine à gaz 10 comportant un carter 12 formant une entrée 14, un compresseur 16 comportant des rangées d'aubes de rotor 18 placées entre des rangées d'aubes de stator 20, fixées 15 à leurs extrémités extérieures à la surface interne du carter 12. A l'extrémité amont du compresseur 16 se trouve une rangée d'aubes de guidage extérieure du compresseur 22, suivie par un passage de diffuseur annulaire ou passage de décharge du compresseur référencé 24. Le passage 24 comporte deux parois concentriques extérieure et 20 intérieure 25 et 26, divergeant dans le sens aval, comme représenté sur la figure 2. Le passage 24 permet à l'air pressurisé provenant du compresseur 16 de pénétrer dans le système de combustion, représenté en 37, dans lequel l'air pressurisé est mélangé à du carburant à haute énergies, et allumé pour obtenir un courant de gaz chaud à vitesse élevée, dans une turbine 28, 25 Cette turbine 28 extrait l'énergie du courant de gaz chaud pour entraîner le compresseur 16 à l'aide d'un arbre 30 sur lequel deux composants sont montés. Le courant de gaz chaud quitte alors le moteur à travers une tuyère d'éjection 32, qui peut être du type à section réglable. La description ci-dessus se rapporte principalement à un type 30 de moteur à turbine à gaz auquel est applicable le système de combustion de l'invention. Comme il apparaîtra clairement de la description détaillée suivante, le système de combustion de l'invention peut être utilisé avec tout autre type de moteur à turbine à gaz. Il apparaît sur la figure 2 que le système de combustion 27 35 comporte une paroi de carter extérieure 34 et une paroi intérieure 36, qui sont des prolongements des parois du diffuseur 25 et 26. Les parois extérieure et intérieure sont espacées par, deux chemises de chambre à combustion externe et interne, indiquées en 38 et 40, et placées à l'intérieur 71 35687 5 2121496 du système de combustion. Comme il a déjà été décrit, les chemises 38 et 40 coopèrent avec les parois de carter extérieure et intérieure 34 et 3 6 pour former trois passages annulaires pour l'écoulement, un passage extérieur de refroidissement 42,-un passage intérieur de refroidissement 44, et une 5 zone de combustion primaire 46. L'extrémité amont de la zone de combustion primaire 46 est clairement définie par une paroi en dôme 38, qui peut être reliée aux chemises de combustion 38 et 40, d'une manière convenable. Un dispositif de carburation 50 est situé immédiatement en amont de la paroi du dôme 48, et est relié à celle-ci de manière appropriée. 10 Comme représenté sur la figure 3 à 5, le dispositif 50 comporte une chambre 52 annulaire de pré-mélange, formée d'une paroi amont 54, d'une paroi extérieure 56 et d'une paroi intérieure 58. Comme représenté sur la figure 4, laparoi extérieure 56 et la paroi intérieure 58 convergent lorsqu'elles font saillie axialement de la paroi amont 54, pour former une fente de sortie 15 annulaire 60. Plusieurs aubes tourbillonnaires radiales 62, également espacées autour de la fente annulaire 60, et reliées rigidement à la paroi extérieure 56 et à la paroi intérieure 58 de manière convenable, sont situées à l'intérieur de la fente annulaire 60. Comme il .est représenté sur les dessins, la chambre 52 est 20 alimentée par de l'air passant par un certain nombre d'entrées 64, reliées rigidement et également espacées autour de la paroi amont 54. Ces entrées 64 comportent une entrée légèrement arrondie 66, une sortie 68 à l'intérieur de la chambre de pré-mélange 52, et des parois courbes 69 et 70, qui rejoignent l'entrée 66 et la sortie 68. Comme représenté sur les figurœ 2 et 25 3, chacune des entrées d'air 64 est équipée d'un dispositif d'injection de carburant 72, qui, dans le cas présent, comporte un simple tube d'injection de carburant à basse pression. Comme représenté sur la figure 2, dans certaines applications, une quantité supérieure d'air de décharge du compresseur peut être dirigée vers les entrées 64 par un conduit annulaire 73, qui peut 30 être placé à l'intérieur du passage diffuseur 24. Les parois courbes 69 et 70 de l'entrée d'air 64 ont une configuration telle que le mélange d'air et de carburant créé à l'intérieur de ces entrées est porté à approximativement 90°, et se décharge dans la chambre de pré-mélange 52, par les sorties 68, selon une direction généralement 35 tangentielle. De préférence, la partie amont de la chambre de pré-mélange 52 et les extrémités de décharge des entrées d'air 64 ont une configuration telle que les régions de stagnation entre les entrées 64 sont supprimées. C'est-à-dire que chacune des parois courbes 69 et 70 a une configuration telle que 71 35687 6 2121496 les sorties 68 des entrées d'air 64 se trouvent généralement dans un seul plan comme représenté sur la figure 3. De cette manière, un mélange continu et tangentiel d'air et de carburant est introduit dans la chambre 52. Comme représenté sur la figure 3, les bords d'attaque 74 des aubes radiales 62 5 sont espacés axialement du plan de sortie des entrées d'air 64. Le mélange résultant d'air et de carburant qui pénètre dans la chambre 52 traverse une certaine distance tout autour de la chambre 52, avant d'être affecté par les aubes radiales 62. La distance réelle parcourue et, par conséquent, le temps durant lequèl'le mélange carburant-air se trouve à l'intérieur 10 de la chambre 52 sont réglés en faisant varier l'espace compris entre les plans de sortie des entrées d'air 64 et les bords d'attaque 74 des aubes radiales 62, selon l'axe. Les aubes radiales 62 ont généralement un profil symétrique, leurs bords de fuite 7 6 se trouvant dans le plan de sortie de la fente 15 annulaire 60, comme représenté sur la figure 3. Les aubes tourbillonnaires 62 sont placées dans la fente annulaire 60 de manière que le mélange carburant et air passe d'une première direction d'écoulement tangentiel à une direction d'écoulement plus axial. Les aubes 62 sont placées de manière que la vitesse du mélange carburant et air sortant de la fente annulaire 60 soit presque 20 uniforme. C'ëst-à-dire que les aubes 62 sont placées de manière qu'il y ait un angle d'attaque avec le mélange carburant-air, et qu'il n'y ait aucune séparation dans la longueur du profil. La convergence radiale de la paroi extérieure 56 et de la paroi intérieure 58 concourt à rendre uniforme la vitesse de l'écoulement dans la fente annulaire 60. Lorsque cet écoulement 25 a une vitesse uniforme, il est possible de supprimer pratiquement complètement le retour de la zone de combustion primaire 46 dans h chambre 52. Ce retour se produit normalement s'il existe une région de basse pression, à cause des variations dans l'écoulement entre la zone de combustion primaire et le dispositif de carburation. Lorsque l'écoulement a une vitesse uniforme, 30 il est également possible que cette région de basse pression soit supprimée. Comme représenté sur les figures 3 à 5, un écoulement d'air de combustion primaire supplémentaire est introduit dans la zone de combustion primaire 46 par des aubes contre-tourbillonnaires78, placées concentriquement autour de la fente annulaire 60. De préférence, l'écoulement d'air de 35 combustion primaire supplémentaire est dirigé par les aubes 78 dans un sens d'écoulement circonférentiel, inverse de celui du mélange carburant et air sortant de la chambre 60, comme représenté par les flèches de la figure 5. Pour cela, les aubes 78 sont cambrées, et comportent une contre-courbure par 71 35687 7 2121496 rapport à celle des aubes tourbillonnaires radiales 62. L'air pénètre dans les aubes 78 à travers un cône 80 placé à l'amont, comme représenté sur la figure 2. Les prolongements axiaux du cône 80 forment des anneaux 82 auxquels peuvent être reliées de façon rigide les extrémités extérieures des 5 aubes 78. Les extrémités intérieures de ces aubes 78 sont d'autre part reliées de façon rigide soit à la paroi extérieure 56 sdt à la paroi intérieure 58 de la chambre de pré-mélange 52. Le contre-écoulement d'air émanant des aubes 78 constitue une région de cisaillement important à la fois sur la surface intérieure et 10 sur la surface extérieure de la fente annulaire 60. Ce cisaillement important permet un rapide mélange du carburant et de l'air provenant de la chambre 52, avec l'air de combustion primaire supplémentaire, et forme également des régions de stabilisation de la flamme à l'extrémité amont de la zone de combustion primaire 46. 15 Lors du fonctionnement, une partie de l'écoulement d'air de décharge du compresseur provenant du passage 24 pénètre dans chacune des entrées 64, et est mélangée avec du carburant à haute énergie provenant de dispositifs d'injection de carburant 72. Le mélange résultant de carburant et d'air tourne d 'approximativement 90°, et circule dans la chambre de 20 pré-mélange 52 sous la forme d'un écoulement tangentiel continu. Le mélange de carburant et d'air se déplace d'une certaine distance autour de la chambre de pré-mélange 52, avant d'être capté par les aubes radiales tourbillonnaires 62, et dirigé vers la fente annulaire 60. Une autre partie de l'air de décharge du compresseur circule dans 25 le cône 80 et traverse les aubes contre-tourbillonnaires 78, dans la zone de combustion primaire 46. L'air de décharge du compresseur restant circule autour des chemises de combustion 38 et 40, et traverse les passages 42 et 44 pour refroidir ces chemises. Une partie de cet air pénètre ensuite dans la zone de combustion primaire 46 sous la forme d'air secondaire, en passant 30 par des ouvertures pratiquées dans les chemises de combustion. Le mélange de carburant et d'air qui se trouve à l'intérieur de la zone de combustion primaire 46 est alors allumé à l'aide d'un dispositif d'allumage convenable (non représenté), et l'écoulement de gaz à haute énergie ainsi formé sort de la zone de combustion primaire, et entraîne la turbine 28, de façon 35 connue. Le carburant (sous la forme d'un mélange de carburant et d'air) étant uniformément introduit dans la zone de combustion primaire 46 autour de toute la chambre de combustion annulaire, celle-ci permet une répartition 71 35687 8 2121496 très uniforme circonférentielle de la température du gaz. De cette manière, la chambre de combustion annulaire permet de réduire les problèmes de bande chaude et les problèmes inhérantsaux chemises et aux tuyères rencontrés.actuellement dans de nombreux dispositifs de combustion. L.ant 5 donné cette répartition uniforme de la température, les facteurs de la tempé-rateur de sortie sont réduits par rapport à ceux des dispositifs de combustion existants. En outre, l'utilisation d'une chambre de carburation entièrement annulaire permet de réaliser des dispositifs de combustion compacts et de longueur réduite, ainsi que d'améliorer la propagation de la flamme dans 10 des conditions de marche. Finalement, l'utilisation d'une chambre de mélange annulaire continue offre essentiellement un moyen pour réduire de façon significative le nombre de dispositifs d'injection de carburant nécessaire? . Toute réduction de la quantité de dispositifs d'injection du carburant nécessaire représente un gain significatif car elle permet d'obtenir des 15 systèmes perfectionnés en ce qui concerne le poids, le coût, la sûreté de fonctionnement, et la limite de contamination. Il est également évident pour les spécialistes que certaines modifications peuvent être apportées au dispositif de carburation décrit ci-dessus, sans s'écarter de l'esprit de l'invention. Par exemple, dans 20 certaines applicati ns, il peut être souhaitable de remplacer les tubes de carburant par un dispositif différent d'injection du carburant, tel qu'un simple gicleur. En outre, il est évident que la position du dispositif d'injection de carburant 72 peut être modifiée sans s'écarter des concepts décrits ci-desgus. L'expérience a montré que la position des tubes de carburant 25 n'est pas critique pour le fonctionnement total du dispositif. Cependant, dans quelques applications, le tube de carburant peut être placé au fond de l'entrée d'air 64, pour agir de façon inverse sur l'effet de l'écoulement tourbillonnaire sur le mélange carburant et air. Finalement, la forme réelle des aubes tourbillonnaires 62 et des aubes contre-tourbillonnaires 78, et 30 l1,espacement entre elles ainsi que leurs dimensiais peuvent varier sans s'écarter de l'esprit de l'invention. Il \a de soi que l'invention décrite est susceptible de nombreuses modifications ou variantes sans pour autant sortir de son cadre. 71 35687 9 2121496 REVENDICATIONS 1. Dispositif de carburation utilisable dans un moteur à turbine à gaz, comportant une zone de combustion dans laquelle est engendré un 5 courant de gaz à haute énergie, ce dispositif étant caractérisé en ce qu'il comporte une chambre de pré-mélange annulaire, ayant une fente de sortie annulaire continue; plusieurs aubes tourbillonnaires placées à l'intérieur de la fente de sortie ; un dispositif délivrant un mélange de carburant et d'air dans la chambre de pré-mélange, sous la forme d'un 10 écoulement amont tangentiel par rapport aux aubes tourbillonnaires ; et un dispositif pour engendrer un écoulement d'air contre-tourbillonnaire autour de la fente de sortie, de manière qu'un mélange annulaire et continu de carburant et d'air soit introduit dans la zone de combustion. 2. Dispositif de carburation selon la revendication 1, caractérisé 15 en œque la chambre de pré-mélange annulaire comporte une paroi amont généralement radiale, une paroi interne et une paroi externe, les parois interne et externe étant axiales avec la paroi amont, et convergeant pour former la fente de sortie annulaire. 3. Dispositif de carburation selon la revendication 2, caractérisé 20 en ce que le dispositif délivrant le mélange de carburant et d'air comporte plusieurs admissions d'air dans la paroi amont. 4. Dispositif deloarburation selon la revendication 3, caractérisé en ce que chacune des admissions d'air comporte une sortie délivrant le mélange de carburant et d'air dans la chambre de pré-mélange,ces sorties 25 se trouvant généralement dans un seul plan. 5. Dispositif de carburation selon la revendication 4, caractérisé en ce que les admissions d'air font tourner l'écoulement d'air à approximativement 90° par rapport à la direction axiale. 6. Dispositif de carburation selon la revendication 5, caractérisé 30 en ce que des admissions d'air sont prévies avec un dispositif pour injecter le carburant dans la chambre de pré-mélange. 7. Dispositif de carburation selon la revendication 6, caractérisé en ce que le dispositif d'injection de carburant comporte des tubés de carburant à basse pression. 35 8. Dispositif de carburation selon la revendication 7, caractérisé en ce que les aubes tourbillonnaires ont une configuration telle qu'elles fassent passer l'écoulement tangentiel dans une direction axiale, et sont placées de façon que le mélange de carburant et d'air reste fixé sur toute la longueur de ces aubes. 71 35687 2121496 9. Dispositif de carburation selon la revendication 8, caractérisé en ce que le dispositif engendrant l'écoulement d'air contre-tourbillonnaire comporte plusieurs aubes contre-tourbillonnaires qui entourent la fente annulaire. 5 10. Dispositif de carburation selon la revendication 9, caractérisé en ce que les aubes contre-tourbillonnaires sont placées de manière à délivrer de lteir de combustion primaire dans la zone de combustion, dans un sens inverse par rapport à celui du ^mélange carburant et air. 11. Dispositif de carburation selnn la revendication 9, caractérisé 10 en ce que les aubes contre-tourbillonnaires sont placées au-dessus et au-dessous de la fente annulaire.