6.3 Analyse des résultats de simulation 96
6.3.2 Modèle incluant la radiation 102
Il a été possible d’observer, plus tôt dans ce document (plus précisément au Tableau 5-6) que de façon générale, les températures obtenues dans le domaine du modèle avec radiation sont plus faibles que pour le modèle sans radiation. Ce fait se reflète également dans les contours de températures et les courbes de température avec retour de chaleur. En effet, on remarque, à la Figure 6-10, qui montre les contours de température avec radiation lors de la procédure d’arrêt aux mêmes instants que sans radiation (Figure 6-5), que les pointes de températures sont plus basses, et que les iso-contours, sont beaucoup mieux définis. Ceci est dû au fait que moins d’énergie convective est disponible dans le fluide, puisqu’une partie de la chaleur emmagasinée dans le système se propage par radiation. Tout comme son homologue sans radiation, le retour de chaleur prend forme avant l’immobilisation totale du fluide en entrée de la chambre. La Figure 6-11 montre quant à elle les mêmes contours qu’à la section 6.3.1, soit à 500, 1 500 et 3 600 secondes après le point d’arrêt. Encore une fois, on y dénote une meilleure définition des iso-contours. On remarque également que la chaleur dans le diffuseur est emprisonnée de façon moins intense dans le diffuseur que lorsque le rayonnement est omis, et que les masses demeurent les principales sources de chaleur tout au long de la simulation. Enfin, la même recirculation de retour de chaleur est discernée dans ce modèle-ci également, c’est-à-dire un reflux antihoraire prenant place dans le tube à flamme qui ramène la chaleur vers l’avant de la chambre, et donc l’injecteur. Celle-ci est illustrée à la Figure 6-12, qui présente les vecteurs de vitesse.
Figure 6-10: Contours de température (K) dans le système durant la séquence d'arrêt avec les modèles k-ω SST et radiation S2S. a) SDP+8, b) SDP+19 et c) SDP+30 secondes
Figure 6-11: Contours de température (K) dans le système durant le retour de chaleur avec le modèle k-ω SST et radiation S2S. a) SDP+500, b) SDP+1 500 et c) SDP+3 600 secondes
Figure 6-12:Vecteurs vitesse (m/s) dans la chambre de combustion, avec les modèles k-ω SST et radiation S2S, à SDP+31 secondes (ou 1 seconde après le début du retour de chaleur).
Outre les contours et vecteurs, l’évolution de la température est également explicitée aux Figure 6-13 et Figure 6-14, soit respectivement aux thermocouples montrés à la Figure 2-4 et à l’injecteur. De façon générale, les courbes présentent des profils beaucoup plus représentatifs de la réalité, soit un caractère refroidissant mieux défini. Dans l’injecteur (Figure 6-14a), on remarque également que la température ne stagne pas comme c’est le cas dans le modèle sans radiation, et se met à décroitre vivement une fois le pic atteint. Le même phénomène se présente à la buse (Figure 6-14b), où la température décroit après le pic maximal atteint, soit à environ 2 000 secondes (le même temps au pic qu’observé par Svensdotter et al. (2007)). Enfin, la Figure 6-15, montrant l’évolution de la température moyenne de l’injecteur (a), du tube à flamme (b) et des masses thermiques (c) dans les deux configurations (sans et avec radiation), confirme que le refroidissement est beaucoup plus représentatif lorsque le rayonnement est sélectionné. La Figure 6-15a montre également que la radiation joue un important rôle dans le réchauffement de l’injecteur, ce dernier étant à une température beaucoup moins grande que la section chaude à laquelle il est directement exposé (le transfert de chaleur radiatif étant engendré par la différence des températures de parois élevé à la puissance 4). Il est donc possible d’affirmer ici, que dans toute simulation avec retour de chaleur, un modèle de radiation doit être incorporé. Bien que la validation du modèle ne soit pas possible puisque les mesures expérimentales n’ont pas encore été réalisées, il reste que les profils de température proposés par le second modèle semblent beaucoup plus réalistes. L’impact de l’ordre de résolution (premier par rapport à second
ordre) et de la dépendance des propriétés de l’air par rapport à la température sont d’autres facteurs qui seront à étudier une fois les résultats expérimentaux obtenus.
Figure 6-13: Évolution de température des thermocouples montrés à la Figure 2-4 (montrée en mortaise) pour la durée de la simulation
Figure 6-15: Comparaison de l’évolution de la température moyenne a) de l’injecteur, b) du tube à flamme et c) des masses thermiques, pour les deux modèles
300 320 340 360 380 -400 600 1600 2600 3600 T em péra tu re ( K ) Temps (s) a) Sans radiation Avec radiation 300 400 500 600 -400 600 1600 2600 3600 T em pér at ure ( K ) Temps (s) b) Sans radiation Avec radiation 400 500 600 700 800 900 -400 600 1600 2600 3600 T em pé ra tu re (K ) Temps (s) M1 M2 M3 c) Avec radiation Sans radiation
CHAPITRE 7
7.
Conclusions
Cette recherche était effectuée d’après les recommandations de Pratt & Whitney Canada, dans le but de proposer un modèle numérique MFN utilisant le code commercial ANSYS FluentMD, et capable de reproduire le comportement thermique post-arrêt dans une
chambre de combustion d’une turbine à gaz. Autrement dit, le modèle devait être capable de simuler toute l’évolution de cette chambre, à partir du point d’arrêt où les gaz sont coupés, et pendant tout le retour de chaleur (en anglais, soak-back). Ce mémoire décrit d’ailleurs en détail toutes les étapes ayant mené au modèle ultime, soit celui discuté à la section 6.3.2.
Après qu’une brève introduction du projet et que des descriptions du retour de chaleur et cokage aient été données au premier chapitre, la description du système a été abordée au Chapitre 2. Le montage expérimental, éventuellement à être utilisé pour la validation du modèle, y a été décrit, celui-ci incluant entre-autre une soufflante GAST (fournissant le débit d’air), une chambre de combustion générique tubulaire ainsi qu’un module d’accumulation de chaleur, muni de trois masses (inerties) thermiques représentant les turbines. Au même chapitre, les conditions d’opération propres au système expérimental du CLUL sont données, avec les propriétés aérodynamiques de la chambre à ces conditions.
Au troisième chapitre, un prélude au maillage du modèle est donné, introduisant entre- autre les modèles de turbulence possiblement utilisables, ainsi que quelques cas de validation. La théorie de la turbulence et la validation ont confirmé la pertinence d’utiliser le modèle RANS k-ω SST pour la simulation du retour de chaleur, notamment à cause de sa versatilité, et de sa justesse pour calculer des écoulements convectifs fortement et exclusivement libres. La validation a également démontré, pour compléter les dires de Chen et al. (2009), qu’un tel modèle s’avère précis pour calculer les profils de température et de vitesse, et ce indépendamment de la finesse du maillage. Enfin, les simulations effectuées dans cette section ont permis d’observer certains problèmes de calcul numérique typiques à la convection naturelle, notamment en ce qui concerne la compensation de masse pour la génération des forces de flottaison dans le système. Ces observations ont permis la
prévision des éventuelles modifications/adaptation, du maillage du modèle de retour de chaleur.
Au Chapitre 4, l’adaptation numérique est détaillée, et le maillage finalement présenté. Pour une simulation, deux maillages sont effectivement nécessaires, pour la définition des conditions limites pariétales (maillage exclusivement fluide) et pour le modèle de simulation finale (maillage conjugué solide-fluide), tous deux ayant les mêmes propriétés dimensionnelles fluide. Le maillage conjugué comporte 3,7 millions de nœuds, et une relativement bonne qualité. Le y+ a été conservé dans une plage de 30 à 75 en régime opératoire permanent, évitant du coup la zone tampon (de recouvrement) de la couche limite, et permettant ainsi l’usage de la fonction de paroi du SST. Lors de la séquence d’arrêt, la diminution progressive du débit dans la chambre (vers une valeur nulle) entraine le y+ à prendre une valeur sous-unitaire pour le reste de la simulation.
Au Chapitre 5, les derniers ajustements du modèle MFN FluentMD sont complétés. Les
propriétés des matériaux sont décrites, pour l’air et l’acier, et les bons paramètres sont donnés pour les modèles de résolution (Simple/1er ordre), ainsi que les modèles de
radiation. Le modèle radiatif Surface to Surface (S2S) est finalement considéré, vu la non- participation du milieu. Les premières simulations du modèle fluide avec conditions limites de température permettent l’application des flux de chaleur équivalents au modèle conjugué, et ainsi compléter l’accumulation de chaleur en mode opératoire ralenti (pré- arrêt). Les résultats du mode opératoire ralenti sont finalement donnés.
Enfin, les résultats de la simulation transitoire (post point d’arrêt) sont présentés au sixième chapitre, sous forme de contours de température et de vecteurs de vitesse à certains instants donnés, ainsi que de courbes d’évolution de température, dans la chambre et à l’injecteur. Les résultats obtenus dans ce chapitre montrent un bon comportement de retour de chaleur, mais démontrent que l’utilisation de la radiation est nécessaire à l’obtention d’une courbe représentative du refroidissement. En fait, l’omission de la radiation entraine une certaine stagnation du pic de température durant le retour de chaleur. Tel que prévu en introduction et au Chapitre 2, le retour de chaleur subit par les thermocouples dans la chambre (positions prévues pour leur installation dans le montage expérimental) s’est montré très soudain et intense dans les premières secondes suivant la fin de l’arrêt, et
principalement effectif sur les thermocouples situés dans la section supérieure de la chambre de combustion. Toutefois, l’effet du phénomène ne s’est pas reflété sur l’injecteur comme prévu, ce dernier, très inerte thermiquement, diminuant l’effet de surchauffe par le retour de l’air chaud. La géométrie de la chambre s’est également avérée effective dans le retour de chaleur, le cylindre formant le tube bloquant l’essentiel de l’air en retour dans la chambre. La température de l’injecteur n’augmentant en aucun point au-delà du seuil de cokage, il n’est donc pas possible de faire l’association directe entre la formation de coke et le retour de chaleur post arrêt. Cependant, il est certain que l’utilisation d’une chambre de combustion avec injecteur plus exposé (par exemple le PT6) aurait vraisemblablement entrainé un retour de chaleur beaucoup plus éprouvant pour l’injecteur. Cela reste encore à prouver!
Enfin, bien que la littérature concernant le retour de chaleur soit très rare (tant numérique que pratique), il peut être affirmé que la considération de plusieurs hypothèses et règles du pouce, conjointement à la connaissance des techniques MFN proposées par FluentMD, ont permis le développement d’un modèle numérique de retour de chaleur
efficace. Sa validation par expérimentation n’a pas encore été faite, et des conclusions finales ne peuvent être tirées au moment de la rédaction de ce mémoire. Toutefois, le travail effectué dans la présente étude a tout de même permis de prouver que la convergence d’un tel problème est possible, contrairement aux dires des auteurs y ayant travaillé par le passé. La base du retour de chaleur numérique est maintenant démontrée et sa validation permettra aux motoristes aéronautiques de profiter de la méthodologie pour l’appliquer à la situation d’un moteur d’avion pour réduire ou même éviter le problème!
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Annexe A : Dessins de conception et
dimensions utiles du montage
A1 Module d’accumulation de chaleur
(120)
A2 Cône diffuseur de sortie
(126)
Annexe B : Fichiers NASA CEA pour
approximation des rapports
d’équivalence et méthode
d’interpolation linéaire
B1 Fichiers CEA
(132)
B1. Fichiers CEA
NASA-GLENN CHEMICAL EQUILIBRIUM PROGRAM CEA2, FEBRUARY 5, 2004 BY BONNIE MCBRIDE AND SANFORD GORDON
REFS: NASA RP-1311, PART I, 1994 AND NASA RP-1311, PART II, 1996
*******************************************************************************
prob case=baz38548 hp p(bar)=106.72
phi=0.186 0.187 0.188 0.189 0.19 0.191 0.192 0.193 0.194 reac fuel Jet-A(L) wt%=100. t,k= 298.15 oxid Air wt%= 100.0 t,k= 318.15 output massf output short output trace= 1e-5 end
THERMODYNAMIC EQUILIBRIUM COMBUSTION PROPERTIES AT ASSIGNED
PRESSURES
CASE = baz38548
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP (SEE NOTE) KJ/KG-MOL K FUEL Jet-A(L) 1.0000000 -303403.000 298.150 OXIDANT Air 1.0000000 456.814 318.150 O/F= 78.86819 %FUEL= 1.252063 R,EQ.RATIO= 0.187238 PHI,EQ.RATIO= 0.186000 THERMODYNAMIC PROPERTIES P, BAR 106.72 T, K 823.58 RHO, KG/CU M 4.5144 1 H, KJ/KG -7.1313 U, KJ/KG -243.53 G, KJ/KG -5475.53 S, KJ/(KG)(K) 6.6398 M, (1/n) 28.967 (dLV/dLP)t -1.00000 (dLV/dLT)p 1.0000 Cp, KJ/(KG)(K) 1.1256 GAMMAs 1.3423 SON VEL,M/SEC 563.3 MASS FRACTIONS *Ar 1.2754-2 *CO2 4.0000-2 H2O 1.5504-2 *N2 7.4572-1 *O2 1.8601-1
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS THERMODYNAMIC EQUILIBRIUM COMBUSTION PROPERTIES AT ASSIGNED
PRESSURES
CASE = baz38548
O/F= 78.44643 %FUEL= 1.258710 R,EQ.RATIO= 0.188236 PHI,EQ.RATIO= 0.187000 THERMODYNAMIC PROPERTIES P, BAR 106.72 T, K 826.08 RHO, KG/CU M 4.5008 1 H, KJ/KG -7.2529 U, KJ/KG -244.37 G, KJ/KG -5495.25 S, KJ/(KG)(K) 6.6434 M, (1/n) 28.967 (dLV/dLP)t -1.00000 (dLV/dLT)p 1.0000 Cp, KJ/(KG)(K) 1.1263 GAMMAs 1.3420 SON VEL,M/SEC 564.1 MASS FRACTIONS *Ar 1.2753-2 *CO2 4.0210-2 H2O 1.5586-2 *N2 7.4567-1 *O2 1.8576-1
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THERMODYNAMIC EQUILIBRIUM COMBUSTION PROPERTIES AT ASSIGNED PRESSURES
CASE = baz38548
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP (SEE NOTE) KJ/KG-MOL K FUEL Jet-A(L) 1.0000000 -303403.000 298.150 OXIDANT Air 1.0000000 456.814 318.150 O/F= 78.02917 %FUEL= 1.265356 R,EQ.RATIO= 0.189235 PHI,EQ.RATIO= 0.188000 THERMODYNAMIC PROPERTIES P, BAR 106.72 T, K 828.57 RHO, KG/CU M 4.4872 1 H, KJ/KG -7.3744 U, KJ/KG -245.20 G, KJ/KG -5514.97 S, KJ/(KG)(K) 6.6471 M, (1/n) 28.967 (dLV/dLP)t -1.00000 (dLV/dLT)p 1.0000 Cp, KJ/(KG)(K) 1.1270 GAMMAs 1.3417 SON VEL,M/SEC 564.9 MASS FRACTIONS *Ar 1.2753-2 *CO2 4.0419-2 H2O 1.5668-2 *N2 7.4562-1 *O2 1.8552-1
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THERMODYNAMIC EQUILIBRIUM COMBUSTION PROPERTIES AT ASSIGNED PRESSURES
CASE = baz38548
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP (SEE NOTE) KJ/KG-MOL K FUEL Jet-A(L) 1.0000000 -303403.000 298.150 OXIDANT Air 1.0000000 456.814 318.150 O/F= 77.61631 %FUEL= 1.272001 R,EQ.RATIO= 0.190233 PHI,EQ.RATIO= 0.189000 THERMODYNAMIC PROPERTIES P, BAR 106.72 T, K 831.07 RHO, KG/CU M 4.4738 1 H, KJ/KG -7.4960 U, KJ/KG -246.04 G, KJ/KG -5534.68 S, KJ/(KG)(K) 6.6507 M, (1/n) 28.967 (dLV/dLP)t -1.00000 (dLV/dLT)p 1.0000 Cp, KJ/(KG)(K) 1.1277 GAMMAs 1.3414 SON VEL,M/SEC 565.7 MASS FRACTIONS *Ar 1.2752-2 *CO2 4.0629-2 H2O 1.5751-2 *N2 7.4557-1 *O2 1.8528-1
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS THERMODYNAMIC EQUILIBRIUM COMBUSTION PROPERTIES AT ASSIGNED
PRESSURES
CASE = baz38548
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP (SEE NOTE) KJ/KG-MOL K FUEL Jet-A(L) 1.0000000 -303403.000 298.150 OXIDANT Air 1.0000000 456.814 318.150 O/F= 77.20781 %FUEL= 1.278645 R,EQ.RATIO= 0.191232 PHI,EQ.RATIO= 0.190000 THERMODYNAMIC PROPERTIES P, BAR 106.72 T, K 833.56 RHO, KG/CU M 4.4604 1 H, KJ/KG -7.6175 U, KJ/KG -246.88 G, KJ/KG -5554.38 S, KJ/(KG)(K) 6.6543
Cp, KJ/(KG)(K) 1.1285 GAMMAs 1.3411 SON VEL,M/SEC 566.5 MASS FRACTIONS *Ar 1.2751-2 *CO2 4.0839-2 H2O 1.5833-2 *N2 7.4552-1 *O2 1.8504-1
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THERMODYNAMIC EQUILIBRIUM COMBUSTION PROPERTIES AT ASSIGNED PRESSURES
CASE = baz38548
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP (SEE NOTE) KJ/KG-MOL K FUEL Jet-A(L) 1.0000000 -303403.000 298.150 OXIDANT Air 1.0000000 456.814 318.150 O/F= 76.80358 %FUEL= 1.285288 R,EQ.RATIO= 0.192230 PHI,EQ.RATIO= 0.191000 THERMODYNAMIC PROPERTIES P, BAR 106.72 T, K 836.05 RHO, KG/CU M 4.4471 1 H, KJ/KG -7.7390 U, KJ/KG -247.71 G, KJ/KG -5574.08 S, KJ/(KG)(K) 6.6579 M, (1/n) 28.967 (dLV/dLP)t -1.00000 (dLV/dLT)p 1.0000 Cp, KJ/(KG)(K) 1.1292 GAMMAs 1.3408 SON VEL,M/SEC 567.2 MASS FRACTIONS *Ar 1.2750-2 *CO2 4.1048-2 H2O 1.5915-2 *N2 7.4547-1 *O2 1.8480-1
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THERMODYNAMIC EQUILIBRIUM COMBUSTION PROPERTIES AT ASSIGNED PRESSURES
CASE = baz38548
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP (SEE NOTE) KJ/KG-MOL K FUEL Jet-A(L) 1.0000000 -303403.000 298.150 OXIDANT Air 1.0000000 456.814 318.150 O/F= 76.40356 %FUEL= 1.291930 R,EQ.RATIO= 0.193229 PHI,EQ.RATIO= 0.192000
THERMODYNAMIC PROPERTIES P, BAR 106.72 T, K 838.53 RHO, KG/CU M 4.4340 1 H, KJ/KG -7.8605 U, KJ/KG -248.55 G, KJ/KG -5593.77 S, KJ/(KG)(K) 6.6615 M, (1/n) 28.967 (dLV/dLP)t -1.00000 (dLV/dLT)p 1.0000 Cp, KJ/(KG)(K) 1.1299 GAMMAs 1.3405 SON VEL,M/SEC 568.0 MASS FRACTIONS *Ar 1.2749-2 *CO2 4.1258-2 H2O 1.5998-2 NO2 1.0084-5 *N2 7.4542-1 *O2 1.8456-1
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS THERMODYNAMIC EQUILIBRIUM COMBUSTION PROPERTIES AT ASSIGNED
PRESSURES
CASE = baz38548
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP (SEE NOTE) KJ/KG-MOL K FUEL Jet-A(L) 1.0000000 -303403.000 298.150 OXIDANT Air 1.0000000 456.814 318.150 O/F= 76.00768 %FUEL= 1.298572 R,EQ.RATIO= 0.194227 PHI,EQ.RATIO= 0.193000 THERMODYNAMIC PROPERTIES P, BAR 106.72 T, K 841.02 RHO, KG/CU M 4.4209 1 H, KJ/KG -7.9820 U, KJ/KG -249.38 G, KJ/KG -5613.46 S, KJ/(KG)(K) 6.6651 M, (1/n) 28.967 (dLV/dLP)t -1.00000 (dLV/dLT)p 1.0000 Cp, KJ/(KG)(K) 1.1306 GAMMAs 1.3402 SON VEL,M/SEC 568.8 MASS FRACTIONS *Ar 1.2748-2 *CO2 4.1468-2 H2O 1.6080-2 NO2 1.0214-5 *N2 7.4537-1 *O2 1.8432-1
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS THERMODYNAMIC EQUILIBRIUM COMBUSTION PROPERTIES AT ASSIGNED
PRESSURES
CASE = baz38548
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP (SEE NOTE) KJ/KG-MOL K FUEL Jet-A(L) 1.0000000 -303403.000 298.150 OXIDANT Air 1.0000000 456.814 318.150 O/F= 75.61589 %FUEL= 1.305212 R,EQ.RATIO= 0.195226 PHI,EQ.RATIO= 0.194000 THERMODYNAMIC PROPERTIES P, BAR 106.72 T, K 843.50 RHO, KG/CU M 4.4079 1 H, KJ/KG -8.1035 U, KJ/KG -250.22 G, KJ/KG -5633.14 S, KJ/(KG)(K) 6.6687 M, (1/n) 28.967 (dLV/dLP)t -1.00000 (dLV/dLT)p 1.0000 Cp, KJ/(KG)(K) 1.1313 GAMMAs 1.3400 SON VEL,M/SEC 569.6 MASS FRACTIONS *Ar 1.2747-2 *CO2 4.1677-2 H2O 1.6162-2 NO2 1.0344-5 *N2 7.4532-1 *O2 1.8408-1
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
Annexe C : Exemple de calcul de
l’aérodynamique de la chambre de
combustion
C1 Dimensions et conditions d’opération
(140)
C2 Méthode détaillée de la première itération pour la
distribution d’air
(143)
C3 Propriétés finales de la chambre
(146)
Note : La méthode ici discutée est décrite en détail dans Kretschmer et al. (2012). S’y référer au besoin.Nomenclature locale
Aan, AcombSection de passage annulaire et du tube à flamme, respectivement Ah Aire d’un trou
Ah,eq Aire équivalente d’un trou (en considérant sa forme)
Ah,eff Aire effective des trous de la chambre de combustion
Aref Aire de référence
CD Coefficient de décharge
Dh Diamètre d’un trou
Di, Do Diamètre interne externe d’une station annulaire
Dref Diamètre de référence
Hlèvre Hauteur de lèvre des trous de refroidissement (type «splash cooling»)
i Identifiant de la station (variant de 1 à 9)
k Rapport des aires de combustion et de référence dans la zone primaire ṁ Débit massique
N Nombre de trous