FR2910597A1

FR2910597A1 - Annular shielding for annular combustion chamber of e.g. aircraft turbojet engine, has openings permitting passage of injectors supported by chamber base and extended till free end of outer edge, such that edge is split between points

Info

Publication number: FR2910597A1
Application number: FR0655914A
Authority: FR
Inventors: Thomas Daris; Sylvain Duval; David Locatelli
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2006-12-22
Filing date: 2006-12-22
Publication date: 2008-06-27
Anticipated expiration: 2026-12-22
Also published as: FR2910597B1

Abstract

Carénage annulaire (10) destiné à recouvrir le fond de chambre (11) annulaire d'une chambre de combustion de turbomachine, ledit carénage (10) comprenant des bords de fixation intérieur (10a) et extérieur (10b) pouvant être fixés de part et d'autre du fond de chambre (11), en différents points de fixation, et des ouvertures (16) pour permettre le passage d'injecteurs (14) de carburant supportés par le fond de chambre, caractérisé en ce que lesdites ouvertures (16) se prolongent jusqu'à l'extrémité libre du bord de fixation extérieur, de sorte que le bord de fixation extérieur (10b) est fendu entre certains de ses points de fixation.Annular fairing (10) intended to cover the annular chamber bottom (11) of a turbomachine combustion chamber, said fairing (10) comprising inner (10a) and outer (10b) fixing edges which can be fixed on each side and other of the chamber bottom (11), in different fixing points, and openings (16) to allow the passage of fuel injectors (14) supported by the chamber bottom, characterized in that said openings (16 ) extend to the free end of the outer fastening edge, so that the outer fastening edge (10b) is split between some of its attachment points.

Description

L'invention a pour objet un carénage annulaire destiné à recouvrir le fondThe subject of the invention is an annular fairing intended to cover the bottom

de chambre annulaire d'une chambre de combustion de turbomachine. Elle se destine à tout type de turbomachine, terrestre ou aéronautique et, plus particulièrement, aux turboréacteurs d'avion. annular chamber of a turbomachine combustion chamber. It is intended for any type of turbomachine, land or aeronautics and, more particularly, jet engines.

Les chambres de combustion de turboréacteur conventionnelles comprennent une paroi intérieure, une paroi extérieure et un fond de chambre annulaire disposé entre lesdites parois, dans la région amont de la chambre. Ce fond de chambre sert à supporter les systèmes d'injections qui pulvérisent le carburant dans la chambre de combustion. Conventional turbojet combustion chambers comprise an inner wall, an outer wall and an annular chamber bottom disposed between said walls, in the upstream region of the chamber. This chamber bottom is used to support the injection systems that spray the fuel into the combustion chamber.

Ces chambres de combustion conventionnelles comprennent également un carénage annulaire, destiné, d'une part, à recouvrir en amont (i.e. à l'avant) ledit fond de chambre et, ainsi, couvrir partiellement lesdits systèmes d'injections afin de les protéger des chocs éventuels (que peut produire l'ingestion d'un oiseau ou d'un bloc de glace dans le turboréacteur moteurs) et, d'autre part, à assurer un contournement aérodynamique du fond de chambre à faible pertes de charges. Dans la présente demande, l'amont et l'aval sont définis par rapport au sens d'écoulement normal des gaz (de l'amont vers l'aval) à travers la turbomachine, et les adjectifs intérieur et extérieur sont utilisés en référence à une direction radiale, c'est-à-dire une direction perpendiculaire à l'axe de rotation X du rotor de la turbomachine. Ainsi, la partie intérieure d'un élément est plus proche de l'axe X que sa partie extérieure. Les carénages causent certains soucis aux constructeurs et utilisateurs de turboréacteurs, notamment à cause des vibrations qui les font, éventuellement, périr en service. Certains carénages connus sont composés de deux parties séparées et concentriques, couramment appelées "casquettes", qui s'étendent sur le pourtour intérieur et le pourtour extérieur du fond de chambre. Ces casquettes intérieure et extérieure sont solidaires de la chambre de combustion et séparées par un espace annulaire qui permet d'accéder aux systèmes d'injection. Un carénage à casquettes de ce type est décrit, par exemple, dans le document EP 1265031 Al. Une autre conception de carénage est toutefois apparue, où les deux parties du carénage précédent sont reliées par des barreaux s'étendant entre les injecteurs de carburant. En section, le carénage est alors 2910597 2 approximativement semi-circulaire et on parle de carénage monobloc. Étant plus rigide, ce type de carénage résiste mieux aux sollicitations d'origine vibratoire que les carénages à casquettes précités. Un carénage monobloc de ce type est décrit, par exemple, dans le document US 6148600. These conventional combustion chambers also comprise an annular fairing, intended, on the one hand, to cover upstream (ie at the front) said chamber bottom and, thus, partially cover said injection systems to protect them from shocks possible (that can produce the ingestion of a bird or a block of ice in the turbojet engines) and, on the other hand, to ensure aerodynamic bypass of the bottom of the chamber with low losses. In the present application, upstream and downstream are defined with respect to the normal flow direction of the gases (from upstream to downstream) through the turbomachine, and the adjectives inside and outside are used with reference to a radial direction, that is to say a direction perpendicular to the axis of rotation X of the rotor of the turbomachine. Thus, the inner part of an element is closer to the X axis than its outer part. The fairings cause some concerns to the manufacturers and users of turbojets, especially because of the vibrations that make them eventually perish in service. Some known fairings are composed of two separate and concentric parts, commonly called "caps", which extend on the inner periphery and the outer periphery of the chamber bottom. These inner and outer caps are integral with the combustion chamber and separated by an annular space that provides access to the injection systems. A cap-like fairing of this type is described, for example, in EP 1265031 A1. However, another fairing design has appeared, where the two parts of the preceding fairing are connected by bars extending between the fuel injectors. In section, the fairing is then approximately semicircular and is referred to as one-piece fairing. Being more rigid, this type of fairing is more resistant to vibratory stress than the aforementioned cap fairings. A one-piece fairing of this type is described, for example, in US 6148600.

5 Quel que soit le type de carénage, on rencontre des difficultés lors du montage de celui-ci. Pour monter le carenage sur le fond de chambre, on boulonne un bord de chaque casquette, ou les bords intérieur et extérieur du carénage monobloc, par des boulons répartis régulièrement sur le pourtour du fond de chambre. Or, un serrage assez fort pour rattraper les jeux au 10 montage doit être appliqué et on observe que le carénage perd sa circularité de forme et que son bord forme des lobes de déformations entre les paires de boulons pour donner une forme dite de "marguerite". Ces lobes font apparaître des jeux entre le fond de chambre et les parois de la chambre. Des fuites d'air pénètrent alors vers le foyer et perturbent la combustion et le 15 fonctionnement de la turbomachine. L'invention a pour but de résoudre de tels inconvénients de montage, tout en conservant la fonctionnalité aérodynamique du carénage. Ce but est atteint grâce à un carénage annulaire destiné à recouvrir le fond de chambre annulaire d'une chambre de combustion de turbomachine, 20 ledit carenage comprenant des bords de fixation intérieur et extérieur pouvant être fixés de part et d'autre du fond de chambre, en différents points de fixation, et des ouvertures pour permettre le passage d'injecteurs de carburant, caractérisé en ce que lesdites ouvertures se prolongent jusqu'à l'extrémité libre du bord de fixation extérieur, de sorte que le bord de fixation 25 extérieur est fendu entre certains de ses points de fixation. Le bord de fixation extérieur peut donc être fendu seulement entre certains de ses points de fixation (par exemple tous les deux points de fixation) ou entre tous ses points de fixation. Ainsi, lesdites ouvertures définissent entre elles des secteurs de 30 carénage, ou pattes de fixation. Ces pattes de fixation séparées les unes des autres sont peu contraintes quand les boulons sont serrés, et gardent leur forme d'origine. L'étanchéité de l'assemblage est ainsi améliorée au niveau du bord de fixation extérieur, malgré la présence desdites ouvertures. Avec un carénage classique (à casquette ou monobloc), une part de 35 l'effort de serrage des boulons est utilisée pour déformer le carénage. Le 2910597 3 carénage de l'invention étant fendu suivant lesdites ouvertures, il est beaucoup plus souple, ce qui permet (si on le souhaite) de diminuer cette part de l'effort de serrage. Grâce à l'invention, le bridage ne s'applique pas au carénage mais 5 seulement à l'accostage paroi extérieure/fond de chambre. Le bridage est donc plus important pour un effort de serrage donné. Ceci donne une situation vibratoire plus saine pour chacun des éléments de la chambre, principalement le carénage et le fond de chambre. De même, les décollements dus aux vibrations sont réduits et la tenue mécanique des boulons est 10 améliorée. En outre, on notera que le carenage de l'invention est monobloc, par opposition aux carénage à casquettes précités, ce qui permet de conserver une bonne rigidité axiale de fond de chambre (et donc un comportement dynamique meilleur que celui desdites casquettes) ainsi qu'un contournement 15 aérodynamique adéquat. Enfin, les ouvertures du carenage de l'invention se prolongeant jusqu'à l'extrémité libre du bord de fixation extérieur du carenage, il est plus facile d'accéder au fond de chambre et de monter/démonter les injecteurs de carburant.Whatever the type of fairing, there are difficulties in mounting it. To mount the fairing on the chamber bottom, one bolt of each cap, or the inner and outer edges of the one-piece fairing, is bolted by bolts evenly distributed around the perimeter of the chamber bottom. However, a tightening strong enough to catch the games mounting must be applied and it is observed that the fairing loses its shape circularity and its edge forms deformation lobes between pairs of bolts to give a form called "daisy" . These lobes make appear games between the bottom of room and the walls of the room. Air leaks then enter the furnace and disturb the combustion and operation of the turbomachine. The object of the invention is to solve such mounting disadvantages, while retaining the aerodynamic functionality of the fairing. This object is achieved by means of an annular fairing intended to cover the annular chamber bottom of a turbomachine combustion chamber, said fairing comprising inner and outer fixing edges which can be fixed on either side of the chamber bottom. at different attachment points, and openings for the passage of fuel injectors, characterized in that said openings extend to the free end of the outer binding edge, so that the outer attachment edge is split between some of its attachment points. The outer binding edge can therefore be split only between some of its attachment points (for example every two attachment points) or between all its attachment points. Thus, said openings define between them fairing areas, or fixing lugs. These brackets separated from each other are slightly constrained when the bolts are tight, and keep their original shape. The tightness of the assembly is thus improved at the outer fixing edge, despite the presence of said openings. With a conventional fairing (cap or monobloc), a portion of the bolt clamping force is used to deform the fairing. Since the fairing of the invention is split according to said openings, it is much more flexible, which makes it possible (if desired) to reduce this part of the clamping force. Thanks to the invention, the clamping does not apply to the shroud but only 5 to the outer wall / bottom of the chamber. Clamping is therefore more important for a given clamping force. This gives a healthier vibratory situation for each of the elements of the chamber, mainly the fairing and the chamber bottom. Likewise, the detachments due to vibrations are reduced and the mechanical strength of the bolts is improved. In addition, it will be noted that the fairing of the invention is in one piece, as opposed to the aforementioned cap fairings, which makes it possible to maintain a good axial rigidity of the chamber floor (and therefore a better dynamic behavior than that of said caps) as well as an adequate aerodynamic bypass. Finally, the openings of the fairing of the invention extending to the free end of the external fixing edge of the fairing, it is easier to access the chamber bottom and to assemble / disassemble the fuel injectors.

20 L'invention et ses avantages seront bien compris à la lecture de la description détaillée qui suit, d'un exemple de carénage selon l'invention. Cette description fait référence aux planches de figures annexées sur lesquelles: - la figure 1 représente, schématiquement, un exemple de chambre de 25 combustion selon l'invention, dans son environnement, en demi-coupe axiale; et - la figure 2 représente en perspective la région amont de la chambre de combustion de la figure 1. La vue de la figure 1 est une demi-coupe selon un plan axial d'un 30 turboréacteur, prise d'un côté seulement de l'axe de rotation X du rotor de ce turboréacteur. Le turboréacteur comprend un compresseur haute pression centrifuge (non représenté) et, en aval de celui-ci, un diffuseur 4 débouchant dans un "module chambre de combustion" 5, délimité par un carter externe 6 et un carter interne 7 concentriques, et occupé par une chambre de 35 combustion annulaire 8 soutenue par les carters 6 et 7. La sortie d'air du 2910597 4 diffuseur 4 se situe sur un diamètre plus grand ou voisin du diamètre extérieur de la chambre de combustion 8. Bien que les figures se rapportent à un turboréacteur avec compresseur centrifuge, l'invention pourrait s'appliquer à un turboréacteur 5 avec compresseur axial. L'alimentation du fond de chambre par l'air sortant du diffuseur doit être faite de manière à assurer le contournement de la chambre, à éviter les décollements, à minimiser les pertes de charge en amont du système d'injection de carburant et à alimenter celui-ci en air de façon la plus 10 homogène possible. La chambre de combustion 8 comprend une paroi intérieure 2, une paroi extérieure 3 et un fond de chambre annulaire 11 disposé entre lesdites parois, dans la région amont de ladite chambre. Ce fond de chambre 11 présente des rebords de fixation, intérieur iia et extérieur iib, fixés 15 respectivement aux bords amont 2a et 3b des parois intérieure et extérieure, en différents points de fixation. Les rebords de fixation lia et iib sont repliés vers l'amont par rapport à la paroi principale du fond de chambre 11 qui délimite la chambre de combustion 8. La chambre de combustion 8 est équipée avec un carénage annulaire 20 10 selon l'invention. Ce carénage 10 recouvre, en amont, le fond de chambre 11 et comprend des bords de fixation intérieur 10a et extérieur 10b fixés respectivement aux bords amont 2a et 3b des parois intérieure 2 et extérieure 3, en différents points de fixation. Ces points de fixation correspondent aux points de fixation entre le 25 rebord de fixation extérieur iib du fond de chambre 11 et le bord amont 3b de la paroi extérieure 3. De la même manière, les points de fixation du bord de fixation intérieur 10a du carenage 10 correspondent aux points de fixation entre le rebord de fixation intérieur lia du fond de chambre 11 et le bord amont 2a 30 de la paroi intérieure 2. Le bord de fixation extérieur 10b (ou intérieur 10a) du carénage 10, le rebord de fixation extérieur iib (ou intérieur 11a) du fond de chambre 8 et le bord amont 3b (ou 2a) de la paroi extérieure 3 (ou intérieure 2) sont fixés ensemble par boulonnage. En d'autres termes, les rebords 11a, iib du fond 35 de chambre 11, les bords 2a, 3b des parois 2, 3 et les bords 10a, 10b du 2910597 5 carénage 10 sont assemblés par des boulons 15 en se superposant de l'intérieur de la chambre vers l'extérieur de celle-ci. Les boulons 15 sont répartis suivant deux cercles concentriques autour de l'axe X. Le fond de chambre 11 porte des systèmes d'injection 12 en 5 connexion avec un système d'alimentation en carburant 13, via des injecteurs de carburant 14 traversant le "module chambre de combustion" 5 et le carénage 10. Comme représenté sur la figure 2, le carénage 10 présente des ouvertures 16 pour permettre le passage desdits injecteurs 14 de carburant.The invention and its advantages will be well understood on reading the following detailed description of an example of a fairing according to the invention. This description refers to the plates of annexed figures in which: - Figure 1 shows, schematically, an example of a combustion chamber according to the invention, in its environment, in axial half-section; and FIG. 2 is a perspective view of the upstream region of the combustion chamber of FIG. 1. The view of FIG. 1 is a half section along an axial plane of a turbojet, taken from only one side of the combustion chamber. X axis of rotation of the rotor of this turbojet engine. The turbojet comprises a centrifugal high pressure compressor (not shown) and, downstream thereof, a diffuser 4 opening into a "combustion chamber module" 5, delimited by an outer casing 6 and a concentric inner casing 7, and occupied by an annular combustion chamber 8 supported by the casings 6 and 7. The air outlet of the diffuser 4 is located on a larger diameter or close to the outside diameter of the combustion chamber 8. Although the figures are relate to a turbojet engine with centrifugal compressor, the invention could be applied to a turbojet engine 5 with axial compressor. The supply of the chamber bottom by the air leaving the diffuser must be made so as to ensure the bypass of the chamber, to avoid detachments, to minimize the pressure losses upstream of the fuel injection system and to supply it airs as homogeneously as possible. The combustion chamber 8 comprises an inner wall 2, an outer wall 3 and an annular chamber bottom 11 disposed between said walls, in the upstream region of said chamber. This chamber bottom 11 has fixing edges, inside and outside iib, respectively fixed to the upstream edges 2a and 3b of the inner and outer walls at different fixing points. The fixing flanges 11a and 11b are folded upstream with respect to the main wall of the chamber bottom 11 which delimits the combustion chamber 8. The combustion chamber 8 is equipped with an annular fairing 20 10 according to the invention. This fairing 10 covers, upstream, the chamber bottom 11 and includes inner fixing edges 10a and 10b outer respectively attached to the upstream edges 2a and 3b of the inner walls 2 and outer 3, at different attachment points. These fixing points correspond to the fixing points between the outer mounting flange iib of the chamber bottom 11 and the upstream edge 3b of the outer wall 3. In the same manner, the fixing points of the inner fixing edge 10a of the fairing 10 correspond to the fixing points between the inner fixing flange 11a of the chamber bottom 11 and the upstream edge 2a of the inner wall 2. The outer fixing edge 10b (or inside 10a) of the fairing 10, the outer fixing flange iib (or interior 11a) of the chamber bottom 8 and the upstream edge 3b (or 2a) of the outer wall 3 (or inner 2) are fixed together by bolting. In other words, the flanges 11a, iib of the chamber bottom 11, the edges 2a, 3b of the walls 2, 3 and the edges 10a, 10b of the fairing 10 are assembled by bolts 15 superimposed on each other. inside the chamber to the outside of it. The bolts 15 are distributed in two concentric circles about the X axis. The chamber bottom 11 carries injection systems 12 in connection with a fuel supply system 13, via fuel injectors 14 passing through the engine. combustion chamber module 5 and the fairing 10. As shown in Figure 2, the fairing 10 has openings 16 to allow the passage of said fuel injectors 14.

10 Ces ouvertures 16 s'étendent jusqu'à l'extrémité libre (l'extrémité aval) du bord de fixation extérieur 10b du carenage, de sorte que le bord de fixation extérieur 10b est fendu entre certains de ses points de fixation au reste de la chambre 8. Dans l'exemple, le bord de fixation extérieur 10b est fendu tous les deux points de fixation.These openings 16 extend to the free end (the downstream end) of the outer binding edge 10b of the fairing, so that the outer binding edge 10b is split between some of its attachment points to the rest of the fairing. the chamber 8. In the example, the outer binding edge 10b is split at every two points of attachment.

15 Ces ouvertures 16 sont traversées par les injecteurs 14. Comme on peut le constater sur les figures, le fait que les ouvertures 16 se prolongent jusqu'à l'extrémité libre du bord de fixation extérieur 10b permet, d'une part, d'accéder plus facilement au système d'injection 12 de carburant (notamment pour pouvoir le démonter) et, d'autre part, facilite le passage et le 20 raccordement de l'injecteur 14 au système d'injection 12. Les ouvertures 16 divisent la partie haute (ou partie extérieure) du carénage 10 (incluant le bords de fixation extérieur 10b) en plusieurs secteurs, ou pattes de fixation 17. Ces pattes de fixation 17 sont associées chacune, dans l'exemple, à deux boulons 15 et s'ajustent bien à la forme 25 locale du bord amont 3b, recourbé en cylindre ou en cône, de la paroi extérieure 3, en ne produisant que peu de jeu avec lui, de sorte que les fuites d'air sont réduites. Du fait des ouvertures 16, le bord de fixation extérieur 10b se déforme facilement au montage et aucune précaution particulière n'est nécessaire pour obtenir un assemblage satisfaisant.These openings 16 are traversed by the injectors 14. As can be seen in the figures, the fact that the openings 16 extend to the free end of the outer fixing edge 10b allows, on the one hand, more easily access to the fuel injection system 12 (in particular to be able to disassemble) and, secondly, facilitates the passage and the connection of the injector 14 to the injection system 12. The openings 16 divide the part high (or outer part) of the fairing 10 (including the outer fixing edges 10b) in several sectors, or fixing lugs 17. These fixing lugs 17 are each associated, in the example, with two bolts 15 and adjust the local shape of the upstream edge 3b, curved in a cylinder or cone, of the outer wall 3, producing little clearance with it, so that the air leaks are reduced. Because of the openings 16, the outer fixing edge 10b is easily deformed during assembly and no particular precaution is necessary to obtain a satisfactory assembly.

30 Dans l'exemple des figures, les pattes de fixation 17 s'élargissent en direction du fond de chambre 11. Ainsi, la largeur des pattes 17 est plus importante au niveau du fond de chambre 11 de manière à offrir une surface de fixation suffisante pour le boulonnage, et à améliorer le contournement extérieur de la chambre 8 (i.e. entre le carter 6 et la chambre de combustion 35 8) par les gaz.In the example of the figures, the fastening tabs 17 widen towards the chamber bottom 11. Thus, the width of the tabs 17 is greater at the bottom of the chamber 11 so as to provide a sufficient fastening surface for bolting, and to improve the external bypass of the chamber 8 (ie between the casing 6 and the combustion chamber 35 8) by the gases.

2910597 6 Dans l'exemple des figures, le rebord de fixation extérieur l lb du fond de chambre 11 et le bord amont 3b de la paroi extérieure 3 sont dentelés au moins entre certains de leurs points de fixation. Dans l'exemple, ils le sont tous les deux points de fixation. Ainsi, l'ouverture 16 se prolonge (en aval) 5 dans les bords 3b et rebord 1lb, ce qui augmente encore la taille de l'ouverture 16 et facilite encore le montage/démontage du système d'injection 12 et de l'injecteur 14. Les dents desdits bord 3b et rebord l lb dentelés et les pattes de fixation 17 du carénage se superposent et sont de largeurs correspondantes. De cette manière, la largeur des dents est optimisée pour 10 l'appui des pattes de fixation 17.In the example of the figures, the outer mounting flange 1b of the chamber bottom 11 and the upstream edge 3b of the outer wall 3 are serrated at least between some of their attachment points. In the example, they are all two attachment points. Thus, the opening 16 extends (downstream) 5 in the edges 3b and flange 11b, which further increases the size of the opening 16 and further facilitates the assembly / disassembly of the injection system 12 and the injector 14. The teeth of said serrated edge 3b and edge 1b and the brackets 17 of the fairing are superimposed and are of corresponding widths. In this way, the width of the teeth is optimized for the support of the fixing lugs 17.

Claims

An annular fairing for covering the annular chamber bottom (11) of a turbomachine combustion chamber, said fairing (10) comprising inner (10a) and outer (10b) fixing edges which can be fixed on both sides. other of the chamber bottom (11), in different fixing points, and openings (16) to allow the passage of fuel injectors (14) supported by the chamber bottom, characterized in that said openings (16) extend to the free end of the outer fastening edge, so that the outer fastening edge (10b) is split between some of its attachment points.

2. Fairing according to claim 1, wherein said openings (16) define between them fastening lugs (17) which widen towards the chamber bottom (11).

3. Combustion chamber comprising an inner wall (2), an outer wall (3) and an annular chamber bottom (11) disposed between said walls, in the upstream region of said chamber, said chamber bottom having fixing edges interior (11a) and outer (11b), respectively fixed to the upstream edges (2a, 3b) of the inner and outer walls, at different fixing points, this combustion chamber being equipped with a fairing (10) according to any one of preceding claims.

4. Combustion chamber according to claim 3, wherein the fixing points of the outer fixing edge (10b) of the shroud (10) correspond to the fixing points between the outer fixing flange (11b) of the chamber bottom (11). and the upstream edge (3b) of the outer wall (3).

5. Combustion chamber according to claim 4, wherein the outer fixing edge (10b) of the shroud (10), the outer fixing flange (11b) of the chamber base (11) and the upstream edge (3b) of the outer wall (3) are fixed together by bolting. 2910597 8

6. Combustion chamber according to any one of claims 3 to 5, wherein the outer fixing flange (11b) of the chamber bottom (11) and the upstream edge (3b) of the outer wall (3) are serrated between some of their attachment points.

7. Combustion chamber according to claim 6 comprising a fairing according to claim 2, wherein the teeth of said serrated edge (3b) and flange (11b) and the fairing fastening tabs (17) are superposed and of the same width.

8. Turbomachine comprising a combustion chamber according to any one of claims 3 to 7.