FR 2930628 A1 20091030 FR 0802295 A 20080424 1 Chambre annulaire de combustion pour turbomachine L'invention concerne une chambre annulaire de combustion pour turbomachine, ainsi qu'une turbomachine, telle notamment qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, équipé de cette chambre de combustion. Une chambre annulaire de combustion d'une turbomachine comprend des parois annulaires de révolution, respectivement interne et externe, formées à l'une de leurs extrérnités avec des brides annulaires par lesquelles la chambre est fixée, par boulonnage, sur des carters interne et externe respectivement de la turbomachine. Les raideurs de ces brides annulaires doivent être suffisamment élevées pour que les fréquences propres de la chambre de combustion soient supérieures aux fréquences vibratoires de la turbomachine en fonctionnement. Cette raideur des brides impose leur dimensionnement et donc leur masse, qui, si elle est trop réduite, peut créer des phénomènes vibratoires sur la chambre de combustion avec des risques d'incidents mécaniques graves. La raideur des brides est également la cause de contraintes importantes dans ces brides pendant le fonctionnement de la turbomachine : en effet, la chambre de combustion est alors soumise à des températures élevées et est fixée par les brides à des carters dont la température est nettement inférieure à celle de la chambre, de sorte que les contraintes qui sont dues aux différentiels de dilatations thermiques de la chambre et des carters sont localisées dans les brides, au détriment de leur durée de vie. La présente invention a notamment pour but de limiter les contraintes de ces brides de fixation tout en évitant les problèmes de tenue vibratoire des chambres de combustion. Corollairement, elle a également pour but de réduire les masses des brides de fixation. 2 Elle propose à cet effet une chambre annulaire de combustion pour turbomachine, comprenant deux parois annulaires de révolution, respectivement interne et externe, dont l'une comporte une bride annulaire destinée à la fixation de la chambre sur un carter de la turbomachine, caractérisée en ce que l'autre paroi annulaire de révolution comporte des moyens d'appui destinés à être écartés à froid d'un autre carter de la turbomachine et à s'appliquer radialement, à chaud, sur cet autre carter. La chambre de combustion selon l'invention est donc fixée par une seule bride annulaire, interne ou externe, à un carter de la turbomachine et, à chaud, sa dilatation thermique supérieure génère un appui supplémentaire sur un autre carter de la turbomachine. Les contraintes qui sont générées par le différentiel de dilatation thermique de la chambre par rapport au carter n'apparaissent dans lies brides qu'à partir du moment où l'appui supplémentaire sur l'autre carter est créé. Globalement, les contraintes dans les brides annulaires de fixation de la chambre de combustion sont inférieures à celles que l'on constatait dans la technique antérieure. Selon une autre caractéristique de l'invention, les moyens d'appui sont reliés à la paroi de la chambre annulaire de combustion par au moins 20 une zone flexible ou élastiquement déformable. Ainsi, lorsque l'appui supplémentaire sur l'autre carter de la turbomachine est créé, la flexibilité de cette zone permet de limiter l'augmentation des contraintes dans la bride annulaire de fixation sur le premier carter. 25 Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, les moyens d'appui comprennent une paroi cylindrique d'extrémité, reliée à la paroi annulaire de révolution de la chambre par une paroi inclinée par rapport à l'axe de cette chambre. Cette paroi inclinée peut comporter des orifices de passage d'air de 30 ventilation. 3 Dans une première forme de réalisation, la bride annulaire de fixation est portée par la paroi annulaire externe de révolution de la chambre et les moyens d'appui par la paroi annulaire interne de cette chambre. En variante, la bride annulaire de fixation est portée par la paroi annulaire interne de révolution de la chambre de combustion et les moyens d'appui par sa paroi annulaire externe. L'invention concerne également une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou turbopropulseur d'avion, caractérisée en ce qu'elle comprend une chambre de combustion du type décrit ci-dessus. Avantageusement, cette turbomachine comprend un carter comportant une partie cylindrique sur laquelle les moyens d'appui de la chambre de combustion sont destinés à s'appliquer à chaud. De préférence, les moyens d'appui à chaud de la chambre sont en contact glissant sur cette partie cylindrique du carter. Cette disposition permet à la chambre de combustion de se dilater en fonctionnement pour venir en contact sur un carter de la turbomachine. Typiquement, le jeu à froid entre les moyens d'appui de la chambre de combustion et le carter de la turbomachine sont de l'ordre du dixième de millimètre. L'invention sera mieux comprise et d'autres caractéristiques, détails et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui suit, faite à titre d'exemple en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 est une demi-vue schématique en coupe axiale d'une chambre annulaire de combustion selon la technique antérieure ; - les figures 2 et 3 sont deux vues semblables à la figure 1 et représentent deux modes de réalisation de l'invention. En figure 1, la référence 10 désigne un carter externe d'une turbomachine telle qu'un turboréacteur d'avion, la référence 12 désignant une chambre annulaire de combustion logée à l'intérieur du carter 10 en aval d'un compresseur (non représenté) qui alimente la chambre de combustion 12 en air sous pression par l'intermédiaire d'un diffuseur 14. La chambre 12 comprend une paroi annulaire de révolution radialement externe 16 et une paroi annulaire de révolution radialement interne 18 qui sont réunies à leurs extrémités amont par un fond de chambre 20 et par un carénage 22 comportant des orifices de passage d'injecteurs de carburant 24 portés par le carter 10 et représentés en traits pointillés. Les extrémités aval des parois 16, 18 de révolution de la chambre 12 comprennent chacune une bride annulaire 26, 28 respectivement, permettant de fixer la chambre 12 sur une bride annulaire correspondante 30 du carter externe 10 et sur une bride annulaire 32 d'un carter interne 34 qui s'étend depuis le diffuseur 14 le long de la paroi interne 18 de la chambre de combustion. Dans l'exemple représenté, les brides annulaires 26, 28 sont raccordées aux extrémités aval des parois de révolution 16, 18 par des parois de liaison annulaires 36, 38 respectivement. Les brides annulaires 26, 28 et leurs parois 36, 38 de liaison aux parois 16, 18 de la chambre 12 doivent présenter une raideur suffisante pour que les fréquences propres de la chambre de combustion soient supérieures aux fréquences vibratoires de la turbomachine en fonctionnement. Toutefois, plus ces brides et les parois 36, 38 sont rigides, plus les contraintes qui s'y développent en fonctionnement du fait de la différence de dilatation thermique de la chambre 12 et des carters 10, 34, sont importantes et susceptibles de réduire la durée de vie de ces brides et parois de liaison. L'invention permet de résoudre ce problème d'une façon simple, économique et satisfaisante, qui va êl:re décrite ci-dessous en référence aux figures 2 et 3. On a représenté schématiquement en figure 2 une demi-vue en coupe axiale d'une chambre de combustion 42 selon l'invention, qui est alimentée en air sous pression, non plus par un diffuseur axial 14 comme la chambre de combustion 12 de la figure 1, mais par un diffuseur radial 44 associé à un redresseur annulaire 46, le diffuseur 44 étant monté en sortie d'un étage de compression centrifuge (non représenté). 5 On notera que la présente invention est bien entendu applicable à des chambres annulaires de combustion du type de celles représentées en figure 1. La chambre annulaire 42 de la figure 2 comporte deux parois annulaires de révolution externe 48 et interne 50, respectivement, qui sont de forme générale tronconique et dont les extrémités amont sont raccordées par un fond de chambre annulaire 52 comportant des moyens connus de réception des têtes 54 d'injecteurs de carburant portés par un carter externe 40 de la turbomachine. L'extrémité aval de la paroi de révolution interne 50 est raccordée par une paroi annulaire tronconique 56 à une bride annulaire 58 de fixation par boulonnage sur une bride annulaire correspondante 60 d'un carter interne 62 portant le diffuseur-redresseur 44, 46. L'extrémité aval de la paroi de révolution externe 48 est raccordée par une paroi tronconique 64 à une paroi cylindrique d'extrémité 66 qui s'étend le long d'une partie aval cylindrique 68 du carter externe 40. La paroi d'extrémité cylindrique 66 et la partie cylindrique 68 du carter externe sont dans cet exemple, sensiblement parallèles à l'axe longitudinal 70 de la turbomachine, qui est l'axe de rotation des compresseurs et des turbines de cette turbomachine. La paroi d'extrémité cylindrique 66 de la chambre de combustion 42 est parallèle à la partie cylindrique 68 du carter externe 40 et en est séparée par un jeu faible à froid, comme représenté en figure 2. Ce jeu est déterminé pour subsister au démarrage de la turbomachine et au régime de ralenti. Quand la vitesse de rotation augmente, par exemple pour le décollage de l'avion équipé de cette turbomachine, la dilatation thermique 6 radiale de la chambre de combustion 42 est nettement supérieure à celle du carter externe 40, de sorte que le jeu radial entre la paroi d'extrémité 66 de la chambre de combustion et la partie cylindrique 68 du carter externe 40 s'annule, la paroi d'extrémité 66 de la chambre s'appliquant radialement sur la partie cylindrique 68 du carter 40. Cet appui réalise une fixation supplémentaire de la chambre de combustion sur la turbomachine et rigidifie cette fixation, de telle sorte que la fréquence propre de la chambre de combustion augmente, pour rester supérieure aux fréquences vibratoires de la turbomachine en fonctionnement. La souplesse ou flexibilité des parois tronconiques 56 et 64 ainsi que le jeu à froid entre l'appui 66 et la partie cylindrique 68 sont déterminés pour, autant que possible, réduire le développement des contraintes dans les zones de raccordement entre la bride 58 et la paroi 50 et entre l'appui 66 et la paroi 48, tout en assurant un appui ferme de la paroi cylindrique 66 sur la partie cylindrique 68 du carter externe 40 à chaud. L'appui glissant de la paroi cylindrique 66 sur la partie 68 du carter 40 favorise cette réduction globale des contraintes. Comme représenté, la paroi tronconique 64 peut comporter des orifices 65 de passage d'air de ventilation, qui contribuent à sa flexibilité. L'ordre de grandeur du jeu radial à froid entre la paroi cylindrique 66 et la partie cylindrique 68 du carter est le dixième de millimètre. La figure 3 représente une variante de réalisation de l'invention, dans laquelle la chambre de combustion 42 est fixée au carter externe 40 par une bride annulaire 72 reliée à l'extrémité aval de sa paroi externe de révolution 48 par une paroi tronconique 64. Sa paroi interne de révolution 50 est raccordée par une paroi de liaison 74 à une paroi cylindrique d'extrémité 76 dont l'axe de révolution est confondu avec l'axe longitudinal 70 de la turbomachine. Cette paroi cylindrique d'extrémité 76 s'étend vers l'amont dans l'exemple représenté et est engagée dans une gorge annulaire cylindrique formée par un rebord 78 d'une paroi 80 solidaire du carter interne 62 de la 7 turbomachine. Selon la place disponible, la paroi cylindrique 76 peut s'étendre vers l'aval. La paroi 80 comprend une partie cylindrique 82 parallèle à la paroi cylindrique d'extrémité 76 de la chambre de combustion et qui en est écartée à froid d'un jeu radial dont l'ordre de grandeur est le dixième de millimètre. A chaud, ce jeu radial est annulé et la paroi cylindrique d'extrémité 76 de la chambre de combustion s'applique radialement sur le rebord 78 du carter interne. La bride annulaire 72 est reliée à la paroi externe de révolution 48 de la chambre par une paroi tronconique 64 semblable à celle décrite en référence à la figure 2, et dont la raideur est déterminée pour assurer un support et un positionnement corrects de la chambre de combustion 42 à froid et au régime de ralenti de la turbomachine. La flexibilité de la paroi 74 reliant la paroi d'extrémité 76 à la paroi interne de révolution 50 de la chambre est déterminée pour que, à chaud, l'appui sur le rebord 78 du carter interne, combiné à la raideur de la paroi de liaison 64, confère à la chambre de combustion 42 une fréquence propre supérieure aux fréquences vibratoires de la turbomachine en fonctionnement. Pour le reste, les moyens essentiels de la variante de réalisation de la figure 3 sont les mêmes que ceux décrits et représentés en figure 2.20 REVENDICATIONS1. Chambre annulaire de combustion pour turbomachine, comprenant deux parois annulaires de révolution, respectivement externe (48) et interne (50), dont l'une comporte une bride annulaire (58, 72) destinée à la fixation de la chambre sur un carter (40, 80, 62) de la turbomachine, caractérisée en ce que l'autre paroi annulaire de révolution comporte des moyens d'appui (66, 76) destinés à être écartés à froid d'un autre carter (80, 40) de la turbomachine et à s'appliquer radialement, à chaud, sur ce carter. 2. Chambre annulaire de combustion selon la revendication 1, caractérisée en ce que les moyens d'appui sont reliés à la paroi de la chambre par au moins une zone (64) élastiquement déformable. 3. Chambre annulaire de cornbustion selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que les moyens d'appui comprennent une paroi cylindrique d'extrémité (66, 76) reliée à la paroi de révolution de la chambre par une paroi (64) inclinée sur l'axe de la chambre. 4. Chambre annulaire de combustion selon la revendication 3, caractérisée en ce que la paroi inclinée sur l'axe de la chambre comprend des orifices de passage d'air de ventilation. 5. Chambre annulaire de cornbustion selon la revendication 3 ou 4, caractérisée en ce que la paroi (64, 72) inclinée sur l'axe de la chambre est flexible. 6. Chambre annulaire de combustion selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce que la bride annulaire de fixation (72) porte la paroi externe (48) de révolution ainsi que la paroi interne (50) de révolution et les moyens d'appui (76) via un fond de chambre (52). 7. Chambre annulaire de combustion selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que la bride annulaire de fixation 9 (58) porte la paroi interne (50) de révolution ainsi que la paroi externe (48) de révolution et les moyens d'appui (66) via un fond de chambre (52). 8. Turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, caractérisé en ce qu'elle comprend une chambre annulaire de combustion selon l'une des revendications précédentes. 9. Turbomachine selon la revendication 8, caractérisée en ce qu'elle comprend un carter (40, 62) comportant une partie cylindrique (68, 78) sur laquelle les moyens d'appui (66, 76) de la chambre de combustion sont destinés à s'appliquer à chaud. 10. Turbomachine selon la revendication 8 ou 9, caractérisée en ce que, à chaud, les moyens d'appui (66, 76) de la chambre de combustion sont en contact glissant sur la partie cylindrique (68, 78) du carter. 11. Turbomachine selon l'une des revendications 8 à 10, caractérisée en ce que le jeu à froid entre les moyens d'appui (66, 76) de la chambre de combustion et les parties cylindriques d'appui (68,78) du carter (40, 80) sont de l'ordre du dixième de millimètre.