FR 3115325 A1 20220422 FR 2010653 A 20201016 Une turbomachine permettant d’accomplir sans perte importante de rendement un procédé de combustion à volume constant de la chambre de combustion (5) est construite de manière que la veine (3) comprend un contournement (19) entre le compresseur (4) et la turbine (6), qui est ouvert pendant la phase de combustion au moyen d’obturateurs (11) qui ferment alors l’ouverture de sortie (8) la chambre de combustion. Figure pour l’abrégé : Figure 3. Turbomachine à chambre de combustion à volume constant, comprenant un contournement entre le compresseur et la turbine L’invention présente concerne une turbomachine comprenant une chambre de combustion à volume constant, et un contournement entre le compresseur et la turbine. Les turbomachines les plus usuelles, utilisées notamment dans les moteurs d’aéronefs, sont du type comprenant une chambre de combustion à pression constante ou CPC, constamment ouverte aux jonctions avec le compresseur et la turbine. On a toutefois envisagé des machines où le gaz entré dans la chambre de combustion, mélangé au carburant, est maintenu à un volume constant (CVC) pendant la phase de combustion du mélange. Chaque cycle de fonctionnement se compose alors de trois phases : la phase de combustion, dans laquelle des obturateurs isolent la chambre de combustion du compresseur et de la turbine afin de maintenir constant le volume de combustion ; puis une phase d’échappement où la communication est rétablie entre la chambre de combustion et la turbine, et les gaz d’échappement peuvent s’échapper vers l’extérieur de la machine par la turbine en se détendant ; puis une phase de balayage pendant laquelle la communication est également rétablie entre la chambre de combustion et le compresseur, afin de finir d’enlever les gaz de combustion de la chambre et de pouvoir commencer une autre phase de combustion. Le cycle de fonctionnement effectué avec une chambre CVC, dit de Humphrey, devrait procurer des gains de consommation de carburant supérieurs à 15 % par rapport à une turbine à gaz classique obéissant au cycle habituel de Brayton avec une CPC, mais on constate que ces gains sont difficiles à obtenir en pratique à cause du manque de flexibilité du système d’obturation, qui ne permet pas d’ajuster les phases du cycle de fonctionnement de la chambre de combustion en fonction du point de fonctionnement de la turbomachine. Et l’obturation périodique de la veine dégrade les performances du compresseur et de la turbine, avec notamment le risque de produire un pompage du compresseur, qui est un fonctionnement instable pouvant conduire à sa destruction, avec un mauvais ajustement des phases d’obturation. On a ainsi proposé, d’après le document FR 3068075 A1, de diviser la chambre de combustion en portions distinctes et réparties sur la circonférence de la machine, et fonctionnant avec des déphasages entre elles de manière à permettre à tout instant une admission dans certains des volumes composant la chambre, et éviter ainsi des fermetures complètes de la sortie du compresseur. Les premiers obturateurs peuvent alors être, d’après ce document, formés par un disque muni de lumières irrégulièrement réparties sur sa circonférence, et qui ouvrent donc les volumes de chambres de combustion avec les déphasages voulus. Ce système est toutefois relativement complexe à concevoir et à fabriquer. De plus, il génère d’intenses distorsions de l’écoulement en entrée de turbine, ce qui entraîne une perte de rendement notable. Un perfectionnement des turbomachines à CVC a donc été proposé d’après l’invention. Sous une forme générale, celle-ci concerne une turbomachine comprenant une chambre de combustion à volume constant, un compresseur, une turbine, la chambre de combustion étant en amont de la turbine et en aval du compresseur, d’après un sens d’écoulement des gaz de combustion dans la turbomachine ; des premiers obturateurs obturant et ouvrant alternativement une première jonction, entre le compresseur et la chambre de combustion, et des seconds obturateurs obturant et ouvrant alternativement une seconde jonction entre la chambre de combustion et la turbine ; caractérisée en ce qu’elle comprend un contournement reliant directement le compresseur à la turbine en évitant la chambre de combustion, et les seconds obturateurs obturent le contournement quand ils ouvrent la seconde jonction, et ouvrent le contournement quand ils obturent la seconde jonction. Le dispositif permet de bloquer les gaz du compresseur seulement pendant la phase d’échappement, et de les envoyer directement à la turbine pendant la phase de combustion, en renonçant à les faire intervenir dans la combustion, mais en les faisant participer immédiatement à l’entraînement de la turbine, sans bloquer le compresseur. Le fonctionnement des deux autres phases du cycle n’est pas modifié. L’effet de l’invention est une réduction significative de la durée pendant laquelle le flux en sortie du compresseur est obturé, ce qui réduit les fluctuations de pression en aval du compresseur, les fluctuations de débit de celui-ci et son risque d’entrée en pompage. Contrairement à la solution décrite dans le document FR 3068075 A1, cet effet est obtenu sans générer de fortes distorsions spatiales de l’écoulement en entrée de la turbine, ce qui permet d’en améliorer le rendement. D’après une disposition importante de l’invention, la veine d’écoulement des gaz a des sections concentriques dont l’une est du côté du compresseur (en amont de la chambre de combustion) et l’autre du côté de la turbine (en aval de la chambre de combustion), les gaz de combustion circulant en sens inverses dans lesdites sections d’après une direction axiale de la turbomachine, et le contournement consiste en des ouvertures à travers une paroi de séparation desdites sections ; les seconds obturateurs peuvent consister en des volets tournants autour d’articulations. Cette disposition à flux inversés pour le compresseur et la turbine amène en effet à une construction où la veine possède un volume libre important entre la sortie du compresseur et les premiers obturateurs, qui amortit encore mieux les fluctuations de pression en aval du compresseur occasionnées par la fermeture des premiers obturateurs pendant la phase d’échappement, régularise ainsi davantage le débit du compresseur et réduit encore plus les risques de pompage. Un meilleur refroidissement de la chambre de combustion par ce volume libre, adjacent à elle, est aussi assuré. Ces avantages sont renforcés si la veine (en aval du compresseur et en amont de la chambre de combustion) comprend des sections dont la forme d’ensemble est coudée, comprenant une première section entourant la chambre de combustion et devant laquelle sont placés les premiers obturateurs, et une seconde section située devant un fond de la chambre de combustion, opposé à la seconde jonction. Une construction favorable est obtenue si, parmi lesdites sections concentriques, ladite section du côté du compresseur entoure ladite section du côté de la turbine, les seconds obturateurs sont situés sur des prolongements de ladite paroi de séparation entre le contournement et la chambre de combustion, et des actionneurs des seconds obturateurs sont situés à travers la veine en amont de la chambre de combustion. On peut toutefois préconiser aussi une construction différente de la précédente, où les gaz de combustion circulent dans un même sens dans le compresseur et la turbine, et la chambre de combustion entoure le contournement, ou plus généralement est située extérieurement au contournement dans une direction radiale de la turbomachine. La structure de la turbomachine est alors plus simple, surtout pour la vanne du contournement, mais des déperditions de chaleur plus importantes peuvent être subies, puisque la chambre de combustion est à une position radiale extérieure de la machine, en dehors de la veine des gaz. Une division de la chambre de combustion en volumes distincts peut alors être adoptée. Il est avantageux que les premiers obturateurs aient des instants de commutation d’état adaptés aux conditions d’écoulement pour chaque point de fonctionnement du moteur, afin de toujours réaliser le cycle de fonctionnement souhaité avec la chambre de combustion CVC. Cela peut être accompli si les premiers obturateurs sont des clapets passifs, dépourvus d’actionneur et sensibles à des différences de pression entre la chambre de combustion et la veine en amont, côté compresseur. Les seconds obturateurs ont ainsi des instants de commutation d’état indépendants d’instants de commutation d’état des premiers obturateurs. On va maintenant décrire l’invention en détail, au moyen des figures suivantes, annexées à titre purement illustratif, et qui permettent de découvrir ses différents aspects, caractéristiques et avantages, au moyen de réalisations particulières ; représentation en coupe méridienne de la machine d’une première réalisation de l’invention pendant la phase d’échappement ; même représentation pendant la phase de balayage ; même représentation pendant la phase de combustion ; représentation d’une deuxième réalisation de l’invention en phase d’échappement ; même représentation en phase de balayage ; même représentation en phase de combustion ; illustration des premiers obturateurs. On commence la description de la . La turbomachine comprend un rotor 1 entouré par un stator 2. Une veine 3 est délimitée par une paroi interne et une paroi externe qui sont réparties entre le rotor 1 et le stator 2 ; elle est affectée au passage des gaz à travers la turbomachine et contient les aubes fixes et mobiles d’un compresseur 4 et d’une turbine 6. Les gaz de la turbomachine passent successivement, d’amont en aval, par le compresseur 4, une chambre de combustion 5 et la turbine 6. Le compresseur 4, la chambre de combustion 5 et la turbine 6 se succèdent dans la direction axiale de la plupart des turbomachines, et la veine 3 est approximativement annulaire malgré des variations de son diamètre intérieur et de son diamètre extérieur. Sa disposition géométrique est plus compliquée dans l’invention : on peut distinguer, composant la veine 3 côté compresseur, une première section 3a annulaire à l’endroit du compresseur 4, une deuxième section 3b annulaire et s’épanouissant vers l’aval, entourant la turbine 6, une troisième section 3c annulaire entourant la chambre de combustion 5, une section coudée 3d à angle droit, et une section de fond 3e de forme plane, s’étendant à l’extérieur d’une paroi de fond 7 de la chambre de combustion 5. La chambre de combustion 5 se joint à la turbine 6 par une ouverture de sortie 8 opposée à la paroi de fond 7. Et la veine 3 reprend côté turbine, en aval de l’ouverture de sortie 8, avec une autre section annulaire, dite quatrième section annulaire 3f, à l’endroit de la turbine 6, puis éventuellement des bras divergents 3g qui infléchissent l’écoulement radialement vers l’extérieur, et coupent la deuxième section 3b. Cette construction aux bras divergents 3g peut être appréciée pour réaliser un échappement radial, pour un hélicoptère par exemple. L’air de la veine 3 peut entrer dans la chambre de combustion 5 par des ouvertures d’entrée 9 traversant une paroi périphérique 14 de celle-ci non loin de la paroi de fond 7. Pendant la phase d’échappement, ces ouvertures d’entrée 9 sont toutefois closes par des premiers obturateurs qui sont ici des clapets 10. La communication entre la deuxième section 3b et la troisième section 3c de la veine 3 est alors libre. Des actionneurs 11 sont placés à leur jonction. Ils peuvent consister en des vérins articulés à leurs extrémités respectivement au stator 2 et à des seconds obturateurs qui sont ici des volets 12, dont l’extrémité arrière est liée à la paroi périphérique 14 de la chambre de combustion 5 par une articulation 13 et l’extrémité avant s’étend, dans la position de la , devant une portion de stator 15 qui délimite l’extérieur de la quatrième section annulaire 3f de la veine 3. Dans cette position, les volets 12 établissent une continuité entre la portion de stator 15 et la paroi latérale 14, tout en laissant l’ouverture de sortie 8 ouverte. La représente enfin un dispositif d’allumage 16 de la chambre de combustion 5, comprenant un injecteur 17 et une bougie 18. Ces deux équipements traversent la paroi de fond 7 et s’étendent dans la section de fond 3e plane de la veine 3. Dans la phase d’échappement du cycle de fonctionnement que représente la et qui succède à une combustion dans la chambre de combustion 5, une forte surpression est apparue dans celle-ci, qui s’écoule maintenant par l’ouverture de sortie 8 vers la turbine 6 et l’aval de la turbomachine. On passe au commentaire de la . Quand la surpression dans la chambre de combustion 5 a disparu, la portion amont de la veine 3 est en surpression à cause de la poursuite de la compression, et les clapets 10 s’ouvrent alors en faisant entrer l’air comprimé environnant la chambre de combustion 5, présent en particulier dans la troisième section 3c et la section plane 3e, à l’intérieur de la chambre de combustion 5. Les gaz brûlés que celle-ci contient encore finissent alors d’être évacués par l’ouverture de sortie 8. La phase de combustion commence par la commutation des volets 12 par les actionneurs 11, ce qui ferme l’ouverture de sortie 8, mais ouvre un contournement 19 entre la portion de stator 15 et la paroi périphérique 14 de la chambre de combustion 5 ; il permet à l’air comprimé de passer directement de la deuxième section 3b à la quatrième section annulaire 3f de la veine 3 par un écoulement radial, sans s’accumuler excessivement dans la troisième section 3c ni la section de fond 3e environnant la chambre de combustion 5. Comme la surpression dans la troisième section 3c par rapport à l’intérieur de la chambre de combustion 5 a cessé, les clapets 10 se ferment. La chambre de combustion 5 est parfaitement close, et une mise à feu se produit par le dispositif d’allumage 16, qui injecte du carburant avant de l’enflammer. La combustion produit une grande quantité de gaz et une pression élevée dans la chambre de combustion 5 close. Le dispositif revient ensuite à l’état de la pour une nouvelle phase d’échappement. Quelques remarques et explications vont maintenant être données. Le contournement 19, ouvert seulement pendant la phase de combustion, évite de bloquer la veine 3 pendant cette phase et de générer une surpression en aval du compresseur 4, ce qui réduirait son débit et pourrait le faire entrer en pompage. Un fonctionnement plus stable du compresseur 4 est donc obtenu. La surpression dans la troisième section de la veine 3c, utilisée pour le balayage, commence seulement pendant la phase d’échappement tout en atteignant un niveau suffisant. Les clapets 10 sont passifs et ils peuvent consister, comme ici, en des lames élastiques fixées à la face interne de la paroi annulaire 14, comme le montre la . Ils cèdent à une surpression suffisante à l’extérieur de la paroi annulaire 14, permettant alors le balayage de la chambre de combustion 5, et reviennent à leur état initial le reste du temps, pendant les phases d’échappement et de combustion. Le choix des clapets 10 sans actionneur, commandés seulement par une différence de pression, évite de devoir régler une synchronisation délicate avec le fonctionnement des actionneurs 11 et des volets 12, et améliore le déroulement du procédé en rapprochant son rendement de la valeur théorique. La troisième section 3c et la section de fond 3e de la veine 3 sont de volumes assez vastes, afin que la surpression qui s’établit dans la veine 3 pendant la phase d’échappement soit modérée et que les clapets 10 s’ouvrent seulement quand la plus grande partie des gaz de combustion a été évacuée. Les actionneurs 11 et volets 12 sont répartis autour de la circonférence de la veine 3 en nombre suffisant pour réduire les inégalités de fonctionnement en azimut. Les actionneurs 11 sont peu sollicités thermiquement, s’étendant à travers une portion relativement froide de la veine 3. Ils peuvent consister en des vérins ou n’importe quel dispositif connu. Cette réalisation implique une inversion du sens d’écoulement des gaz entre les sections 3a, 3b et 3c et la quatrième section annulaire 3f de la veine 3. En enveloppant presque toute la surface de la chambre de combustion 5, les trois sections 3a, 3b et 3c emplies de gaz imbrûlés facilitent le refroidissement de sa paroi. Une autre réalisation de l’invention est décrite au moyen des figures 4, 5 et 6. Alors que la chambre de combustion 5 de la réalisation précédente était placée à une extrémité axiale de la machine, on revient ici à une conception plus traditionnelle, où le compresseur 104, la chambre de combustion 105 et la turbine 106 se succèdent dans la direction axiale de la machine, la veine 103 restant à peu près annulaire et animant le gaz d’un mouvement à composante axiale constamment vers l’arrière de la machine. La chambre de combustion 105 est toutefois en proéminence radiale vers l’extérieur. Ses parois sont en général continues, sauf une paroi radialement intérieure 120 qui les sépare de la veine 103. Dans sa partie proche du compresseur 104, la paroi intérieure 120 comprend des ouvertures de sortie 109 munies de clapets 110 semblables à ceux de la réalisation précédente, sauf qu’ils s’appliquent sur une face plane au lieu d’une surface circulaire. Et la paroi intérieure 120 est interrompue, devant la turbine 106, par une ouverture d’entrée 108 analogue à l’ouverture d’entrée 8. Un contournement 119 joint les portions de la veine 103 qui sont respectivement côté compresseur 104 et côté turbine 106 ; sa direction est axiale. Dans la relative à la phase d’échappement, les clapets 110 ferment les ouvertures d’entrée 109, mais l’ouverture de sortie 108 reste ouverte, ce qui permet de décharger les gaz de combustion de la chambre de combustion 105 dans la turbine 106. La communication directe entre le compresseur 104 et la turbine 106 est empêchée par l’obturation du contournement 119. L’état de la correspond à la phase de balayage. Quand une pression suffisante s’est accumulée en aval du compresseur 104, elle force l’ouverture des clapets 110 et fait donc passer les gaz successivement par le compresseur 104, la chambre de combustion 105 et la turbine 106. Enfin, l’état de la correspond à la combustion dans la chambre 105. L’ouverture de sortie 108 est obturée, mais les gaz passent directement du compresseur 104 à la turbine 106 par le contournement 119 qui est alors ouvert. Le fonctionnement de cette réalisation est en général le même que celui de la première. La chambre de combustion unique 105, représentée ici, peut éventuellement être composée de plusieurs unités réparties sur la circonférence de la machine, et dont les états sont commandés individuellement en synchronisation ou au contraire avec des déphasages. Le contournement 119 et l’ouverture de sortie 108 sont alors chacun composés de portions séparées, qui occupent seulement une partie de la circonférence de la machine. Dans ce mode de réalisation, les seconds obturateurs responsables des commutations d’ouverture alternées du contournement 119 et de l’ouverture de sortie 108 peuvent consister en des volets 112 aptes à obturer alternativement le contournement 119 et l’ouverture de sortie 108. Dans la réalisation représentée, les volets 112 peuvent accomplir l’obturation alternée en basculant chacun autour d’un axe d’articulation 113 porté par la paroi intérieure 120 et de direction perpendiculaire à l’axe de la turbomachine. Dans une autre conception envisageable surtout avec une chambre de combustion 105 divisée en plusieurs unités régulièrement réparties autour de la circonférence de la turbomachine, les seconds obturateurs pourraient consister en une pièce annulaire unique, tournant autour de l’axe de la turbomachine et traversée de lumières ou de perçages régulièrement répartis pour obstruer alternativement les contournements 119 et les ouvertures de sortie 108, en gardant donc le fonctionnement représentée aux figures 4, 5 et 6. Turbomachine comprenant une chambre de combustion (5, 105) à volume constant, un compresseur (4, 104), une turbine (6, 106), la chambre de combustion étant en amont de la turbine et en aval du compresseur, d’après un sens d’écoulement de gaz de combustion dans la turbomachine ; des premiers obturateurs (10, 110) obturant et ouvrant alternativement une première jonction (9, 109), entre le compresseur et la chambre de combustion, et des seconds obturateurs (12, 112) obturant et ouvrant alternativement une seconde jonction (8, 108) entre la chambre de combustion et la turbine ; caractérisée en ce qu’elle comprend un contournement (19, 119) reliant directement le compresseur (6, 106) à la turbine (4, 104) en évitant la chambre de combustion (5, 105), et les seconds obturateurs (12, 112) obturent le contournement (19, 119) quand ils ouvrent la seconde jonction (8, 108), et ouvrent le contournement quand ils obturent la seconde jonction. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que la veine d’écoulement des gaz de combustion comprend des sections (3b, 3f) concentriques, respectivement en amont et en aval de la chambre de combustion, les gaz de combustion circulant en sens inverses dans lesdites sections concentriques d’après une direction axiale de la turbomachine, et le contournement (19) consiste en des ouvertures à travers une paroi de séparation (15) desdites sections concentriques. Turbomachine selon la revendication 2, caractérisée en ce que la veine comprend, en aval du compresseur et en amont de la chambre de combustion, des sections (3c, 3d, 3e) ayant ensemble une forme coudée, et comprenant une première section (3c) entourant la chambre de combustion (5) et devant laquelle sont placés les premiers obturateurs (10), et une autre section (3e) située devant un fond (7) de la chambre de combustion, opposé à la seconde jonction (8). Turbomachine selon la revendication 2, caractérisée en ce que, parmi lesdites sections concentriques, ladite section (3b) en amont de la chambre de combustion entoure ladite section (3f) en aval de la chambre de combustion, les seconds obturateurs sont situés sur un prolongement de ladite paroi de séparation (15) entre le contournement et la chambre de combustion, et des actionneurs (11) des seconds obturateurs (12) sont situés à travers la veine (3) en amont de la chambre de combustion. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que les gaz de combustion circulent dans un même sens dans le compresseur (104) et la turbine (106), et la chambre de combustion (105) est située extérieurement au contournement (119) dans une direction radiale de la turbomachine. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que les seconds obturateurs (12, 112) ont des instants de commutation d’état indépendants d’instants de commutation d’état des premiers obturateurs (10, 110). Turbomachine selon la revendication 6, caractérisée en ce que les premiers obturateurs sont des clapets (10, 110) actionnés de manière passive par une différence de pression entre la veine en aval du compresseur et la chambre de combustion, Turbomachine selon la revendication 7, caractérisée en ce que les premiers obturateurs (10, 110) sont des lamelles élastiques fixées à une paroi (14, 120) séparant la veine (3, 103) de la chambre de combustion (5, 105), et dépourvues d’actionneur. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que les seconds obturateurs consistent en des volets (12, 112) tournant autour d’articulations (13, 113).