FR 2736708 A1 19970117 FR 8910978 A 19890817 Chambre de combustion annulaire pour moteur de turbine à gaz. L'invention concerne les moteurs de turbine à gaz et, plus particulièrement, les chambres de combustion annulaires. Comme il est bien connu dans la technique, les chambres de combustion pour moteurs de turbines à gaz, ont progressé de façon significative, au cours des dernières années, d'un point de vue technique, par rapport à la technique antérieure. L'efficacité des chambres de combustion, par exemple, pour des moteurs de réacteurs aériens, se situent dans la zone supérieure des 90%. De plus, la technologie a fait des progrès significatifs en réduisant ou en éliminant les polluants et/ou la fumée provenant du processus de combustion. Cependant, les exigences requises des chambres de combustion destinées à répondre aux besoins de la technique aérienne future impliquent de nouveaux progrès dans la technologie des chambres de combustion. De façon évidente, on peut prévoir que le fonctionnement des moteurs aériens impliquera des températures d'admission élevées à la turbine. Une température d'admission élevée à la turbine, dans certaines limites, se traduira par des rapports poussée-poids et une consommation spécifique de carburant améliorés, avec une amélioration concomitante du fonctionnement du moteur. Par conséquent, les besoins futurs exigeront que les systèmes de combustion avancés coopérant avec ces moteurs à hautes performances devront fonctionner avec une élévation de température à haute puissance qui est significativement plus élevée que celle des chambres de combustion de l'état de la technique. Cependant, il est d'une importance primordiale que la configuration de la chambre de combustion réponde aux exigences d'une montée accrue de températures sans entraîneur une dégradation des niveaux de densité de fumée en provenance du moteur obtenus jusqu a présent. Outre les exigences accrues déjà mentionnées, la chambre de combustion doit être capable d'ion lumg q des altitudes spécifiées. Et quand ces moteurs sont utilisés avec des aéronefs légers, on envisage que la chambre de combustion puisse fonctionner à des niveaux de température plus faibles que ceux associés aux chambres de combustion de l'état de la technique, durant la décélération du moteur et sa marche au ralenti et qu'elle soit suffisamment stable pour faciliter sa manipulation au sol. Pour mieux saisir la complexité des problèmes de fonctionnement posés par les chambres de combustion à augmentation élevée de température, il est peut-être utile de comparer les exigences de la chambre de combustion avec les caractéristiques de stabilité du processus de combustion. Dans ce but, le graphique de la figure 1, qui représente une courbe du rapport combustible/air en fonction du paramètre de corrélation de stabilité, est représenté sur la figure 1. Comme on le sait, comme la plus grande partie de la combustion se produit dans la zone ou région primaire de la chambre de combustion, cette partie de la chambre de combustion est choisie en vue de l'étude du problème.Le paramètre de corrélation de stabilité, qui est devenu une mesure standard dans la technique des chambres de combustion, contient les termes suivants, appliqués à la zone primaire: - V = vitesse moyenne d'écoulement, - P = valeur de pression, - T = température d'entrée d'air. Quand ces termes sont combinés en un paramètre dimensionnel (V/PT2), une vitesse accrue, une pression qui diminue et/ou une température qui diminue se traduisent par un accroissement du paramètre de stabilité au niveau élevé. De façon analogue, ils affectent de façon inverse le processus de combustion en le rendant plus difficile pour assurer la combustion. En le présentant d'une autre façon, des valeurs plus élevées du paramètre de stabilité sont significatives de conditions de fonctionnement de la chambre de combustion plus sévères et plus exigeantes. Comme on le voit en examinant la figure 1, la courbe définit une limite de stabilité qui résulte de l'accroissement de la sévérité des conditions de fonctionnement de la chambre de combustion et, par conséquent, du paramètre de stabilité, jusqu'à ce que se produise une extinction pour un domaine du rapport combustible/air. Par conséquent, les conditions de fonctionnement de la chambre de combustion situées à l'intérieur de la portion de gauche de la courbe A de limite de stabilité en forme de parabole seront stables et toute condition de fonctionnement à droite de la courbe sera instable. En outre, la courbe B définit une limite supérieure du rapport combustible/air et un fonctionnement au-dessus de cette limite se traduira par des émissions excessives de fumée. Par conséquent, il ressort des considérations cidessus sur le fonctionnement des chambres de combustion conventionnelles de l'état de la technique, que les rapports combustible/air de la zone primaire sont fixés de façon à se situer au-dessous de la courbe B et que les exigences du moteur à la décélération, à bas régime et pour un réallumage en altitude, se situent à l'intérieur de la portion de gauche (fonctionnement stable) de la courbe A. Ceci est représenté par la courbe C et l'opération de réallumage en altitude est définie par le point de fonctionnement E, utilisant comme altitude standard une altitude de 30 000 pieds, et une vitesse de vol de l'aéronef de Mach 0,8 comme point de réallumage. La courbe F représente les conditions de fonctionnement de la chambre de combustion à des niveaux plus élevés de température envisagés pour les moteurs futurs d'une technologie avancée. I1 est clair que, pour s'assurer que l'opération de combustion se situe audessous de la limite de fumée (courbe B), le flux d'air de la chambre de combustion doit être accru de façon similaire, en rapprochant la courbe F de fonctionnement de la chambre de combustion de la courbe A de limite de stabilité, ce qui illustre clairement la sévérité accrue des exigences de fonctionnement de I la chambre de combustion. Et, comme on le voit, la décélération et l'allumage en altitude, représentés par le point G, peuvent se situer en dehors des limites de stabilité (courbe A).Et, ce qui est clairement apparent, la tendance est telle que, si l'élévation de température s' accroît jusqu a une valeur plus élevée, la ligne de fonctionnement de la chambre de combustion se déplace en direction d'exigences encore plus sévères, de telle sorte que même le fonctionnement au ralenti (points H et J des courbes C et F, respectivement) peut aussi se situer en dehors de la limite de stabilité (courbe A). Les ingénieurs et les scientifiques se sont confrontés à ce problème pendant quelque temps et ont tenté de le résoudre sous différentes approches. Certaines de ces approches, qui ont toutes montré des désavantages significatifs, comprennent des étages variables d'alimentation de combustible, une géométrie variable, et une chambre de combustion annulaire double. Il n' existe pas de solution connue prouvée de la technique antérieure qui résolve de façon satisfaisante les problèmes que l'on vient de mentionner. La séparation en étages du combustible envisage de fournir le combustible à la chambre de combustion par des buses de combustible dont certaines fournissent plus de combustible que les autres, de sorte que le débit de combustible est prévu pour deux types ou davantage de buses à combustible. Avec une programmation appropriée, il est par conséquent possible de fournir un enrichissement local de combustible dans une portion de la chambre de combustion, en maintenant ainsi les conditions de décélération et de ralenti de la courbe F dans les limites de stabilité, comme représenté par la ligne en traits interrompus K s'étendant à partir du bas de la courbe F. Ces systèmes ne résolvent pas les exigences de base de la stabilité et peuvent toujours avoir le problème d'allumage en altitude montré par le point G' du dessin de la figure 1. Une chambre de combustion à géométrie variable offre une approche plus réaliste pour résoudre les problèmes énumérés ci-dessus, mais seulement au prix de coûts, d'un poids et d'une complexité additionnels, associés avec l'ossature nécessaire pour rendre la géométrie variable. Dans cette approche, on fait varier le flux d'air de la zone primaire en ajustant mécaniquement les orifices de débit d'air. Ainsi, le rapport combustible/air et le paramètre de stabilité en des points déterminés de fonctionnement de la chambre de combustion sont modifiés de façon que les exigences de fonctionnement restent dans la région stable qui est à la gauche de la courbe A. La dernière approche suggérée est la chambre de combustion annulaire double et cet arrangement de chambre de combustion utilise un étagement des débits d'air pour résoudre les problèmes auxquels on s'est référé. Un exemple d'une chambre de combustion annulaire double est décrit dans le brevet U.S. 3 934 409 délivré à H.A. Quillevere et col. le 27 Janvier 1976. Dans ces chambres de combustion la zone primaire est réalisée avec un anneau interne et un anneau externe. L'un de ces anneaux (primaire) est dessiné pour accepter un débit relativement faible, qui manifestera de bonnes caractéristiques de stabilité. L'autre anneau (secondaire) accepte un débit d'air relativement plus élevé et peut dépasser les limites de stabilité à basse puissance et aux conditions de fonctionnement d'allumage en altitude. Compte tenu du fait que l'anneau primaire assurera et propagera la combustion à l'anneau secondaire, la combustion sera maintenue et la chambre de combustion sera réallumable dans des conditions d'altitude. Cependant, la construction annulaire double exige de façon inhérente un surplus de dispositifs d'admission d'air et de buses de fluide dans un système de combustion plus lourd et plus coûteux. Les types d'approche qui viennent d'être décrits, de même que les systèmes conventionnels de combustion de la technique antérieure fournissent tous une distribution de flux d'air uniforme circonférentiellement . Dans certains cas, la distribution de flux d'air peut être ajustée localement d'une certaine manière autour des buses à combustible ou des supports du diffuseur pour fournir une distribution uniforme de la température d'évacuation. Un exemple d'ajustement local du débit d'air autour de la buse à combustible est décrit dans le brevet US NO 4 696 157 délivré à G.Y.G. Barbier et col. le 29 Septembre 1987.Ce système breveté, aussi bien que les autres systèmes que l'on a mentionnés, répète la distribution de flux d'air autour de la chambre de combustion et cette distribution est une fonction des buses de combustible ou une fonction des supports de diffuseurs, dans le cas où l'on essaie de compenser les supports de diffuseurs. Dans tous les cas, le concepteur cherche à fournir une distribution circonférentielle de flux d'air qui soit uniforme ou répétitive. De plus, la distribution du flux d'air est uniforme de buse à buse pendant le fonctionnement à grande puissance. Une autre approche qui mérite d'être mentionnée est celle décrite dans le brevet U.S. 4 720 970, délivré à D. A. Hudson et col. le 26 Janvier 1988 et cette approche est semblable à l'approche à géométrie variable mentionnée cidessus. Dans ce brevet 4 720 970, le dôme de la chambre de combustion annulaire est divisé circonférentiellement en un secteur ou en des secteurs. Des vannes de contrôle du débit d'air font varier le débit d'air dans un ou des secteurs déterminés pour définir une région dans la zone primaire pour faire varier le rapport combustible/air et pour commander la combustion dans ce ou ces secteurs. Cependant, comme l'approche à géométrie variable mentionnée ci-dessus, ce système entraîne les mêmes désavantages. On a maintenant établi que l'on peut remédier aux désavantages mentionnés ci-dessus tout en étendant les limites d'extinction à fonctionnement pauvre dans la chambre de combustion et les limites de stabilité. Un but de la présente invention est par conséquent de fournir une chambre annulaire améliorée pour une turbine à gaz, qui soit capable de fonctionner à des niveaux élevés d'augmentation de température, tout en obtenant une stabilité et en présentant des possibilités de réallumage à haute altitude. Une caractéristique de la présente invention est de fournir une chambre de combustion à zone circonférentielle, comprenant un secteur ayant une distribution de débit d'air différente, pour maintenir un domaine de fonctionnement stable pour toutes les conditions de fonctionnement du moteur. De façon analogue, le flux de combustible est distribué non uniformément autour de la circonférence pour compenser la distribution de flux d'air et fournir un ensemble uniforme de température d'échappement. D'autres caractéristiques de 1 invention sont de pouvoir utiliser la technologie et le matériel des chambres de combustion existantes et de minimiser la complexité, la taille, le poids et le coût des systèmes de combustion. Ces caractéristiques ainsi que d'autres caractéristiques et avantages de l'invention, apparaîtront plus clairement dans la description suivante, dans laquelle on se réfèrera aux dessins annexés. Sur ces dessins: La figure 1 est un schéma typique illustrant le fonctionnement de la chambre de combustion, la limite de stabilité et la limite de fumée de la zone primaire de la chambre de combustion, le rapport combustible/air étant représenté en fonction du paramètre de stabilité; La figure 2 est une vue partielle, partiellement en coupe et partiellement schématique, illustrant une chambre de combustion conventionnelle susceptible d'être adaptée pour incorporer l'invention; La figure 3 est un schéma montrant l'arrangement des buses à combustible et la distribution d'un débit d'air autour du dôme de la chambre de combustion;; La figure 4 est un graphique identique à la figure 1, modifié pour illustrer le système de fonctionnement de la chambre de combustion selon la présente invention; La figure 5 est une représentation graphique du débit de combustible des tuyères dans le dôme sectorisé de la chambre de combustion, le débit de combustible (Wf) étant représenté en fonction de la chute de pression à la buse (t P). L'invention sera décrite dans une forme de mise en oeuvre préférée. Bien que, dans cette forme de mise en oeuvre préférée, l'invention soit décrite dans son application à une unique chambre de combustion annulaire classique, il sera clair pour l'homme de l'art que 1 invention peut également être utilisée avec tout système de combustion à multi-buses. Bien que la chambre de combustion annulaire soit décrite comme utilisant un fourreau de combustion annulaire classique fabriqué avec une feuille métallique dans une configuration à auvents, il doit être entendu que des détails particuliers de construction de la chambre de combustion et de son fourreau peuvent être tels que ceux des autres constructions bien connues de la technique. On se réfèrera maintenant à la figure 2, qui montre une chambre de combustion désignée par la référence générale 10, ayant une caisse externe 12 de chambre de combustion et une caisse interne 14 de chambre de combustion, assemblée de façon convenable aux autres organes de l'ossature du moteur (non représentés). Dans un souci de simplicité et de commodité, les détails de la chambre de combustion annulaire et du moteur de turbine à gaz seront éliminés de cette description et, pour les détails de ceux-ci, on se réfèrera à la famille des moteurs F 100 et JT 9 fabriqués par la division Pratt & Whitney de United Technologies Corporation, titulaire de la présente demande. Il suffira de dire que la zone 16 de configuration annulaire est définie par le fourreau externe 18 à auvents et par le fourreau interne 20 à auvents, tous deux étant séparés des éléments 12 et 14 adjacents de la chambre de combustion et définissant avec ceux-ci des passages annulaires 22 et 24. De l'air frais du compresseur du moteur (non représenté) est admis dans les passages 22 et 24 par le prédiffuseur 26 et le diffuseur de décharge 28, de façon telle qu'une partie de l'air s'écoule par les ouvertures 30 formées par le fourreau à auvents pour refroidir en film le fourreau, et une autre partie de l'air est admise dans la chambre de combustion en vue de la combustion par les orifices 32 d'air de combustion, tandis qu'une autre portion est admise (par les orifices de dilution d'air 34) pour refroidir des gaz de combustion.Une partie de l'air est admise par des ouvertures 30 formées dans le dôme 40, ces ouvertures pouvant prendre la forme de buses à tourbillon d'air fabriquées dans les buses à combustible. Les tailles de toutes ces ouvertures déterminent la distribution axiale et circonférentielle du flux d'air qui pénètre dans la chambre de combustion et fixe en même temps le rapport combustible/air de la zone primaire formée adjacente au dôme 40. Le combustible est admis à la chambre de combustion par toute buse appropriée de combustible, généralement désignée par la référence 42. Une pluralité de buses à combustible 42 (dont une seule est représentée) sont circonférentiellement espacées de façon équidistante et supportées par le dôme 40. Conformément à l'invention, au moins un secteur de la chambre de combustion à l'intérieur de la zone primaire fonctionne dans une condition stable durant la totalité de l'enveloppe de fonctionnement de la chambre de combustion. Par conséquent, pour atteindre la plus haute augmentation de température, la zone circonférentielle restante aura une distribution plus élevée d'air que l'autre secteur et il y aura une non uniformité de flux d'air autour de toute la circonférence. De façon analogue, le débit de combustible à la chambre de combustion est circonférentiellement non uniforme, pour compenser la distribution d'air et fournir un modèle uniforme d'échappement de la chambre de combustion. Ceci est obtenu en dimensionnant les orifices d'air dans le dôme pour fournir le flux d'air désiré exigé. Toujours de façon analogue, les tailles des orifices des buses de combustible peuvent être choisies pour fournir la distribution de combustible requise. De ce qui précède, il ressort que les chambres de combustion annulaires classiques peuvent facilement être modifiées pour utiliser l'invention. La distribution de débit sera mieux appréciée en se référant à la figure 3, qui montre schématiquement les orifices d'air autour de la circonférence de la chambre de combustion. Les orifices d'air 38 correspondent aux orifices d'air 38 de la figure 2. Comme indiqué ci-dessus, l'invention envisage un secteur à faible débit d'air, à l'intérieur de la chambre de combustion, identifié par la lettre de référence S. Le graphique représenté sur la figure 3 montre la distribution d'air autour de la circonférence de la chambre de combustion annulaire.La courbe T représente la distribution d'air et la partie dépendante de la courbe T montre le débit d'air dans le secteur à débit d'air réduit, qui reçoit son air par la partie des orifices d'air 38 et la partie des orifices d'air de combustion 32 qui sont dimensionnés pour fournir un flux d'air réduit par rapport aux orifices d'air à dimension non réduite. Comme il ressort de ce qui précède, la distribution de débit dans le secteur S est réduite par rapport au débit dans la partie circonférentielle de la chambre de combustion. Les buses de débit de combustible qui sont disposées en alignement central de ces orifices d'air seront aussi choisies pour fournir le débit nécessaire de combustible pour obtenir le rapport désiré combusti-ble/air.On appréciera que 1 invention englobe un ou plusieurs secteurs de façon telle que, par exemple, il puisse être souhaitable de disposer un secteur à débit d'air réduit adjacent à chacun des allumeurs de la chambre de combustion, de manière à assurer un fonctionnement stable à l'emplacement où l'allumage se produit. L'omportance de prévoir des secteurs tels que ceux de la présente invention ressort mieux de la figure 4, qui est un graphique similaire à celui de la figure 1. Comme représenté, la courbe X illustre le fonctionnement de la chambre de combustion dans le secteur à bas débit d'air et la courbe Y illustre le fonctionnement dans l'autre secteur. Il est clair que le point d'allumage X' dans le secteur à bas débit d'air tombe dans la zone stable de fonctionnement, alors que le point d'allumage Y' du secteur à débit d'air plus élevé est en dehors de la zone de stabilité. Comme le point d'allumage du secteur à faible débit d'air est dans la région stable, il sera capable d'assurer la combustion et de propager la combustion aux régions à débit d'air plus élevé. Pour obtenir une uniformité, comme mentionné cidessus, le flux de combustible est distribué de façon à compenser ou contre-balancer le flux d'air dans chacun des secteurs, de façon à fournir un rapport uniforme d'échappement combustible/air ou une élévation de température uniforme. Ceci, non seulement, favorisera le fonctionnement du moteur, mais tendra aussi à prolonger la vie de la turbine. De façon évidente, le flux de combustible réduit peut être obtenu de différentes manières, telles que, par exemple, en réduisant les programmes de débit dans la région de débit d'air réduit ou en mesurant séparément le débit de combustible aux deux zones en utilisant la commande de combustible. Cependant, dans la forme de réalisation préférée, il est envisagé d'utiliser des buses à combustible de dimensions différentes. Le programme de débit de combustible est représenté sur la figure 5, où la courbe AA montre le programme de débit de combustible pour la zone à haut débit d'air et la courbe BB illustre le débit de combustible dans la zone à bas débit d'air. I1 est également envisagé, dans le cadre de la présente invention, que la programmation du débit de combustible peut être combinée avec la mise en étage du combustible, comme décrit ci-dessus, en particulier pendant le fonctionnement où le débit de combustible est à un faible niveau, dans la région à bas débit d'air. Dans ce régime de fonctionnement, il peut être désirable d'augmenter le débit de combustible. Comme il ressort de ce qui précède , invention permet une utilisation à des températures accrues, tout en évitant les limitations de coût , de poids et de stabilité, décrites en relation avec la configuration annulaire double et sans entraîner le coût, le poids et la complexité élevés des configurations à géométrie variable. Bien que l'invention ait été exposée et décrite en se référant à des formes de réalisation détaillées, il sera clair, pour l'homme de l'art, que divers changements de formes et de détails peuvent être apportés sans s'écarter de l'esprit et de la portée de l'invention revendiquée. REVENDICATIONS 1.- Chambre de combustion annulaire pour moteur de turbine a gaz comprenant un fourreau annulaire externe allongé et un tourreau annulaire interne allongé, un dôme fermant l'extrémité avant de la chambre annulaire de combustion étant supporté par ledit fourreau annulaire externe (18) et ledit fourreau annulaire interne (20), qui définissent ensemble une chambre de combustion (1U), une pluralité d'ouvertures (42) circonférentiellement espacées sur ledit dôme (40) pour admettre de l'air dans ladite chambre de combustion, au moins une rangee d'ouvertures fixes (32) dans ledit fourreau annulaire interne et dans ledit fourreau anlaire externe externe espacées circonférentiellement dans un plan transversal pour adttre de I'air radialement dans ladt dans ladite zone de combustion, une partie de ladite pluralité d'ouvertures dudit dôme et une partie de ladite rangée d'ouvertures fixes étant dimensionnées pour admettre un niveau reduit d'air dans un secteur déterminé de ladite zone de combustion par rapport au niveau en dehors dudit secteur, de façon que ledit secteur fonctionne de façon stable dans toutes les conditions de fonctionnement de la chambre de combustion et quand ladite portion en dehors dudit secteur fonctionne dans une condition non stable. 2. - Chambre de combustion annulaire selon la revendication 1, caractérisee en ce qu'elle comprend une pluralité de buses à combustible (38) montées dans ledit dôme et c i r c o n t é r e n t i e I I e m e n t espacées dans celui-ci, et en ce que lesdites ouvertures dans ledit dôme comprennent des systèmes à tourbil lon d'air dans lesdites buses à combustible. 3. - Chambre de combustion annulaire pour moteur de turbine à gaz comprenant un fourreau annulaire externe (18), un fourreau annu'laire interne (20), disposés concentriquement l'un par rapport à 1'autre et definissant une zone de combustion, des moyens liés auxdits fourreaux interne et externe comprenant un dôme (40) qui ferme une extrémité de la zone de combustion, une pluralité d'ouvertures (42) circonferentiel'ìement espacées dans ledit dôme pour admettre de l'air dans ladite zone de combustion, au moins une rangée d'ouvertures fixes (32) circonfQrentiel lement espacées dans ledit fourreau annulaire interne et dans ledit fourreau annulaire externe, qui sont disposées axialement par rapport audit dôme pour admettre de I 'air additionnel dans ladite zone de combustion, une pluralité de buses à combustible (38) disposées dans ledit dôme pour alimenter en combustible ladite zone de combustion afin de produire des produits d combustion utilisabìes dans ledit moteur de turbine à gaz, un secteur (S) déterminé etant forme dans 'ladite zone de combustion pour fournir une partie desdites ouvertures dans ledit dôme à une zone reduite et une partie desdites ouvertures fixes dans ledit fourreau annulaire interne et ledit fourreau annulaire externe à une zone réduite, et des moyens pour prédéterminer le débit de combustible pour faire correspondre le débit de combustible à la distribution de débit d'aire dans ledit secteur et dans le partie en dehors dudit secteur de ladite zone de combustion pour obtenir un rapport uniforme combustib'le/air dans toute la zone de combustion. 4. - C h a m b r e de combustion annulaire selon la revendication 3, caractérisée en ce quelle comprend des moyens pour programmer le flux de combustible de façon tel le que la quantité de combustible tournie audit secteur (S) est accrue jusqu'à une valeur plus é i e v é e pendant le fonctionnement de la chambre de combustion quand on l'alimente avec une quantité minimum de combustible.