EP3771862A1 - Nez d'injecteur de carburant pour turbomachine comprenant une chambre de mise en rotation intérieurement délimitée par un pion - Google Patents

Nez d'injecteur de carburant pour turbomachine comprenant une chambre de mise en rotation intérieurement délimitée par un pion Download PDF

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EP3771862A1
EP3771862A1 EP20187953.3A EP20187953A EP3771862A1 EP 3771862 A1 EP3771862 A1 EP 3771862A1 EP 20187953 A EP20187953 A EP 20187953A EP 3771862 A1 EP3771862 A1 EP 3771862A1
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EP
European Patent Office
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fuel
upstream portion
inlet
circumferential
pin
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP20187953.3A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Loïc PORA
Christophe CHABAILLE
Kevin Didier Pierre LE NORMAND
Sébastien Christophe LOVAL
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
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Withdrawn legal-status Critical Current

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    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
    • F23D11/36—Details, e.g. burner cooling means, noise reduction means
    • F23D11/38—Nozzles; Cleaning devices therefor
    • F23D11/383—Nozzles; Cleaning devices therefor with swirl means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
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    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
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    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/38—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising rotary fuel injection means

Definitions

  • the invention relates to the general field of fuel injectors which equip the combustion chamber of a turbomachine, in particular a turbomachine of the type intended for propelling aircraft.
  • the combustion chambers of turbomachines are generally equipped with fuel injectors associated with premixing systems, commonly referred to as “injection systems”, generally comprising one or more spindles (axial and / or radial), also called “swirlers”. » Which use the air coming from a compressor arranged upstream of the combustion chamber to spray the fuel into the combustion chamber.
  • aerodynamic injectors which mainly use the pressure and speed of the air leaving the compressor to rotate the fuel leaving the nozzle of the injector
  • aeromechanical injectors which use mainly the fuel pressure inside the injector nose to rotate and spray the fuel
  • the noses of dual fuel circuit injectors comprise a primary fuel circuit, also called a pilot circuit, comprising a primary fuel swirl supplying a primary injector (also called a pilot injector) arranged on an axis of the injector nose, and a secondary fuel circuit, also called the main circuit, comprising a secondary fuel spiral supplying a secondary injector (also called the main injector) arranged around the primary injector.
  • a primary fuel circuit also called a pilot circuit
  • a secondary fuel circuit also called the main circuit
  • a secondary fuel circuit also called the main circuit
  • secondary injector also called the main injector
  • These may be aeromechanical injectors or a combination of an aeromechanical primary injector and an aerodynamic secondary injector.
  • the primary circuit is generally intended to supply the combustion chamber with fuel at all speeds, in particular during the ignition and winding phases, that is to say when the flame propagates to neighboring sectors.
  • the secondary circuit is intended to supply the engine at speeds ranging from cruising flight to take-off.
  • the injector technology uses low operating clearances, whether at the level of the primary or secondary tendrils, which equip the nose of the injectors. These fuel augers are a critical part of the injector's ability to ensure proper fuel jet atomization and hydraulic characteristic to specification.
  • the nozzles of the injectors must be able to locally ignite the combustion chamber, under various aerodynamic and thermodynamic conditions, via breakdown of one or more spark plugs then propagation of the hot gas core close to the spark plug and then into the different combustion chamber sectors. combustion.
  • the quality of the fuel jet in this transient phase is critical.
  • the engine operates on the primary flow alone, because it is desirable to limit as much as possible the quantity of fuel injected, and therefore burnt, in order to limit the heating of the turbine (s), in particular in the in-flight restart sequences.
  • the invention provides for this purpose a fuel injector nose for a turbomachine, comprising a fuel circuit comprising a rotation chamber which comprises an upstream portion into which at least one inlet channel emerges, and a downstream portion in which opens out at a downstream end of the upstream portion and which ends in a fuel injection nozzle.
  • the fuel injector nose comprises a pin which extends in the direction of the fuel ejection nozzle from a surface delimiting an upstream end of the upstream portion of the rotation chamber. , so that the pin internally delimits the upstream portion of the rotation chamber.
  • said at least one inlet channel consists of a single inlet channel
  • the upstream portion of the rotation chamber comprises a circumferential inlet and a circumferential outlet, a section of the circumferential outlet being smaller than a section of the circumferential inlet, the inlet channel and the circumferential outlet jointly opening into the circumferential inlet so that the upstream portion of the rotating chamber forms a loop around the pawn.
  • said at least one input channel consists of a number N of input channels at least equal to 2, the input channels being distributed around an axis of the fuel ejection nozzle, and the upstream portion of the rotating chamber comprises N angular portions having respective circumferential inlets and respective circumferential outlets through which the N angular portions are connected end-to-end circumferentially so that the upstream portion of the rotation chamber forms a loop around the pin, a section of the circumferential outlet of each of the N angular portions being smaller than a section of the circumferential inlet of the latter, each of the N channels d 'inlet opening into the respective circumferential inlet of a corresponding angular portion among the N angular portions, together with the respective circumferential outlet of another angular portion area among the N angular portions.
  • the configuration of the spinning chamber allows good homogeneity of the fuel velocity field in the spinning chamber, and can therefore advantageously play the role conventionally played by a fuel spinner, while offering specific advantages.
  • the pin makes it possible to promote the setting in rotation and the homogenization of the fuel within the setting in rotation chamber.
  • the invention thus makes it possible, at constant fuel flow, to reduce the number of inlet channels necessary to obtain satisfactory rotation and homogeneity of the fuel.
  • the invention makes it possible to achieve low spray rates, while ensuring the manufacturability of the injector nose, or even simplifying the manufacture of the latter.
  • the inlet channel or each inlet channel may have a larger section than each of the channels forming the tendrils in the injector noses of known type, while being, if necessary cumulatively, of section less than or equal to the cumulative section of the channels forming the tendrils in the injector noses of known type.
  • the invention makes it possible to improve the performance of the fuel injector nose in terms of atomization and particle size (drop size in ⁇ m), and therefore to increase the capacities of the combustion chamber in terms of ignition and re-ignition in flight.
  • the fuel injector nose comprises a first surface arranged around and at a distance from the pin, so that the first surface comprises an inlet part delimiting externally the inlet channel, and a main part externally delimiting the upstream portion of the rotating chamber or, where appropriate, externally delimiting a corresponding angular portion of the upstream portion of the rotating chamber.
  • the main part extends from the entry part approaching the pin and / or extends away from the pin from an end of the main part opposite to the part of. entrance.
  • the inlet channel or each inlet channel emerges tangentially into the upstream portion of the rotation chamber.
  • the pin has a cylindrical shape of revolution.
  • said fuel circuit is a primary fuel circuit
  • the fuel injector nose further comprising a secondary fuel circuit arranged around the primary fuel circuit and comprising a fuel ejection end portion arranged around the primary fuel circuit fuel ejection nozzle.
  • the invention also relates to an injection module for a turbomachine, comprising an injection system and a fuel injector nose of the type described above, in which the injection system comprises, from upstream to downstream, a socket in which is mounted the fuel injector nose, at least one air intake swirl opening downstream of the fuel injector nose, and a bowl.
  • the invention also relates to a turbomachine, comprising at least one fuel injector nose of the type described above, or at least one injection module of the type described above.
  • the figure 1 illustrates a turbomachine 10 for an aircraft of a known type, generally comprising a fan 12 intended for the suction of an air flow dividing downstream of the fan into a primary flow circulating in a flow channel of primary flow, hereinafter referred to as the primary stream PF, within a core of the turbomachine, and a secondary flow bypassing this core in a secondary flow channel, hereinafter referred to as the secondary stream SF.
  • a turbomachine 10 for an aircraft of a known type generally comprising a fan 12 intended for the suction of an air flow dividing downstream of the fan into a primary flow circulating in a flow channel of primary flow, hereinafter referred to as the primary stream PF, within a core of the turbomachine, and a secondary flow bypassing this core in a secondary flow channel, hereinafter referred to as the secondary stream SF.
  • the turbomachine is for example of the double-flow and double-body type.
  • the heart of the turbomachine thus generally comprises a low pressure compressor 14, a high pressure compressor 16, a combustion chamber 18, a high pressure turbine 20 and a low pressure turbine 22.
  • the turbomachine is streamlined by a nacelle 24 surrounding the secondary stream SF. Furthermore, the rotors of the turbomachine are mounted to rotate about a longitudinal axis 28 of the turbomachine.
  • the longitudinal direction X is the direction of the longitudinal axis 28
  • the radial direction R is at all points a direction orthogonal to the longitudinal axis 28 and passing through the latter
  • the circumferential direction or tangential C is at all points a direction orthogonal to the radial direction R and to the longitudinal axis 28.
  • the terms “internal” and “external” refer respectively to a relative proximity, and a relative distance, of an element with respect to to the longitudinal axis 28.
  • the “upstream” and “downstream” directions are defined by reference to the general direction of the gas flow in the primary PF and secondary SF streams of the turbomachine.
  • the figure 2 represents the combustion chamber 18 of the turbomachine of the figure 1 and its immediate environment.
  • this combustion chamber which is for example of annular type, comprises two coaxial annular walls, respectively radially internal 32 and radially external 34, which extend from upstream to downstream, in the direction 36 d 'flow of the primary gas flow in the turbomachine, around the longitudinal axis 28 of the turbomachine.
  • These internal 32 and external 34 annular walls are interconnected at their upstream end by an annular chamber bottom wall 40 which extends substantially radially around the longitudinal axis 28.
  • This chamber bottom annular wall 40 is equipped with injection systems 42 distributed around the longitudinal axis 28, one of which is visible on the figure 2 , each receiving an injector nose 43 mounted at the end of an injector rod 45, to allow the injection of a premix of air and fuel centered along a respective injection axis 44.
  • each injection system 42 comprises a sleeve 46, commonly referred to as a “sliding bushing”, in which the corresponding injector nose 43 is mounted with the ability to slide to allow differential thermal expansions in operation.
  • the sleeve 46 internally delimits a single air intake swirl 48, for example of the axial type, formed within the injection system 42.
  • Each injection system 42 further comprises a divergent bowl 49 arranged at the outlet of the air intake swirl 48 and opening into the combustion chamber 18.
  • the assembly formed of an injection system 42 and the corresponding injector nose 43 constitutes an injection module, in the terminology of the present invention.
  • part 50 of an air flow 52 coming from a diffuser 54 and coming from the compressor 16 feeds the injection systems 42, while another part 56 of the air flow 52 feeds the orifices of 'air inlet 58 formed in the walls 32 and 34 of the combustion chamber, in a well known manner.
  • the longitudinal direction X ' is the direction of the injection axis 44
  • the radial direction R' is at all points a direction orthogonal to the injection axis 44 and passing through the latter
  • the circumferential or tangential direction It is at all points a direction orthogonal to the radial direction R 'and to the injection axis 44.
  • the terms “internal” and “external” refer respectively to a relative proximity, and a relative distance, of a element with respect to the injection axis 44.
  • upstream and downstream directions are defined with reference to the general direction of the flow of air and fuel in the injector nose 43
  • a transverse plane is defined as a plane orthogonal to the injection axis 44
  • an axial plane is defined as a plane containing the injection axis 44.
  • the figure 3 illustrates in more detail a fuel injector nose 143 of a known type.
  • This comprises a primary fuel circuit 162 which occupies a central position relative to the injection axis 44, a secondary fuel circuit 164 arranged around the primary fuel circuit 162, as well as a peripheral cooling circuit 166 arranged around the secondary fuel circuit 164.
  • the primary circuit 162 is intended for the emission of a primary fuel cone 168, while the secondary circuit 164 is intended for the emission of a secondary fuel layer 169 of frustoconical annular shape, surrounding the cone. primary fuel 168.
  • the secondary fuel circuit 164 comprises an annular fuel supply channel 170 opening into a secondary fuel swirler 172 which itself opens into a secondary rotation chamber 174, of annular shape, which forms an end part of fuel ejection opening at the free end 176 of the injector nose 143.
  • the primary fuel circuit 162 comprises a central fuel supply channel 180, an annular distribution chamber 182 connected to the central channel 180 by radial channels 184, a primary fuel swirler 186 connected to the annular distribution chamber 182 and opening out. in a primary rotation chamber 187 leading to a fuel ejection nozzle 188, i.e. a throttle from which fuel is ejected in the form of a divergent spray, i.e. - say in general in the form of a hollow conical sheet.
  • This fuel ejection nozzle 188 has an axis which merges with the injection axis 44.
  • the figure 4 shows the space occupied, in operation, by the fuel within an end part of the primary circuit 162, corresponding to the primary fuel swirler 186, the primary rotation chamber 187 and the fuel ejection nozzle 188 , and by the primary cone 168.
  • the figure 5 is a sectional view along the VV plan of the figure 3 , showing the flow of fuel within the primary spinner 186.
  • the primary swirler 186 is formed of channels 190 opening into the primary rotation chamber 187. These channels 190 are orthogonal to the injection axis 44 but not intersecting with the latter, and therefore not parallel to the radial direction R '. As a result, the fuel C1 coming from these channels 90 is naturally rotated C2 in the primary rotation chamber 187.
  • a primary spinner of this type requires several channels 190 distributed around the injection axis 44, typically three or four channels for fuel injector noses of common dimensions, otherwise the fuel cannot be rotated. This is not performed satisfactorily and the homogeneity of the fuel velocity field at the fuel ejection nozzle 188 may be insufficient.
  • the channels must also have a sufficiently large passage section to allow correct flow of the fuel, and also due to constraints inherent in the manufacturing processes. However, this goes against the need to be able to have very low fuel flow rates in certain operating phases, in particular when the combustion chamber is ignited.
  • the invention generally proposes to remedy these drawbacks by means of a pin internally delimiting an upstream portion of the rotation chamber, as will appear more clearly in what follows.
  • the invention is not limited to its application to the primary circuit of a dual-circuit injector, the principle of the invention also being applicable in other contexts, for example in the case of a single circuit injector.
  • the application of the invention is also not limited to the specific examples of an injection system, of a combustion chamber, and of a turbomachine, described above with reference to figures 1 and 2 .
  • the figure 6 illustrates a fuel injector nose 243 capable of equipping the turbomachine with figures 1 and 2 and in accordance with a preferred embodiment of the invention.
  • This injector nose 243 has a configuration similar to that of the injector nose 143 of known type described above, except in that it comprises a pin 254 internally delimiting an upstream portion 270 of the rotation chamber 252. .
  • the figures 7 to 10 more particularly illustrate the pawn 254 and its close environment.
  • the figure 8 shows in particular the circulation of fuel C3 in operation.
  • the pin 254 which is preferably centered on the injection axis 44, extends in the direction of the fuel ejection nozzle 188 from a surface 272 defining an upstream end of the upstream portion 270 of the rotation chamber 252.
  • the fuel injector nose 243 has a single inlet channel 250, and the upstream portion 270 of the rotation chamber 252 substantially forms a loop around the pin 254.
  • the inlet channel 250 opens into a part of the upstream portion 270, hereinafter referred to as the circumferential inlet 274, together with another part of the upstream portion 270, hereinafter referred to as the circumferential outlet 276.
  • the circumferential outlet 276 has a section S1 which is smaller than a section S2 of the circumferential inlet 274 ( figure 10 ).
  • the sections S1 and S2, and any other section of the upstream portion 270 defined between the sections S1 and S2 are defined in the radial direction with respect to the axis 44.
  • the upstream portion 270 preferably has a section which gradually decreases from the circumferential inlet 274 to the circumferential outlet 276.
  • the fuel injector nose 243 comprises a first surface 256 arranged around and at a distance from the pin 254, so that the first surface 256 comprises a main part 256A externally delimiting the upstream portion 270 of the rotation chamber 252, and an input portion 256B externally delimiting the input channel 250 ( figures 7, 8 and 10 ).
  • the first surface 256 is for example in the form of a spiral staircase. It should be understood, by “spiral shape”, that the first surface 256 has, in its main part 256A, a first end, called the output end 258, directly opposite the pin 254, and that the first surface 256 extends to from its outlet end 258 by rotating about the injection axis 44, while moving away from said axis ( figures 7 and 10 ), up to a second opposite end, called the end inlet 262, formed at the end of the inlet portion 256B. In the example illustrated, the distance is continuous from the outlet end 258 to the inlet end 262.
  • the distance may concern only one or more parts of the first surface 256 while that one or more other parts of this first surface 256 extend at a constant distance from the injection axis 44.
  • the circumferential inlet 274 and the circumferential outlet 276 are defined in a radial plane intercepting the outlet end 258 of the first surface 256.
  • the main part 256A of the first surface 256 extends directly opposite the pin 254 so that the pin 254 and the main part 256A define between them the upstream portion 270 of the rotation chamber 252.
  • the entry part 256B of the first surface 256 is masked by the main part 256A with respect to the pin 254.
  • the exit end 258 of the first surface 256 is arranged radially between the entry part 256B and pawn 254.
  • the fuel injector nose 243 further comprises a second surface 278 arranged facing the inlet part 256B of the first surface 256 and internally delimiting the inlet channel 250.
  • the second surface 278 is arranged between the part d The inlet 256B of the first surface 256 and an end portion 256AA of the main portion 256A of the first surface 256 defined from the outlet end 258 thereof.
  • the inlet channel 250 opens out tangentially into the upstream portion 270 of the rotation chamber 252. It should be understood by this that, in a view in cross section to the injection axis 44 ( figure 10 ), an output axis 280 of the input channel 250 ( figure 10 ), tangent to an average line 282 of the inlet channel 250 at the level of the circumferential inlet 274 of the upstream portion 270 of the rotation chamber 252, does not intercept the pin 254.
  • the inlet part 256B of the first surface 256 is for example with a rectilinear cross section tangent to the end of the main part 256A from which the inlet part 256B extends
  • the second surface 278 is for example with a rectilinear cross section parallel to the inlet portion 256B and connected to the outlet end 258 of the first surface 256.
  • the figure 11 illustrates a variant in which the inlet portion 256B of the first surface 256 and the second surface 278 are curved.
  • the rotation chamber 252 extends axially from the upstream portion 270 thereof, presenting a downstream portion 266 which terminates in the ejection nozzle 188.
  • downstream portion 266 is of convergent shape up to the ejection nozzle 188 ( figures 8 and 9 ).
  • the pin 254 is of cylindrical shape of revolution and has a solid downstream end surface 268 oriented transversely to the injection axis 44 ( figures 7 and 9 ).
  • the presence of the pin 254 within the fuel injector nose 243 according to the invention makes it possible to promote the rotation and the homogenization of the fuel within the rotation chamber 252.
  • L The invention thus makes it possible, at constant fuel flow, to reduce the number of inlet channels necessary to obtain satisfactory rotation and homogeneity of the fuel.
  • the invention makes it possible, in general, to improve the performance of the injector nose in terms of atomization and particle size (drop size in ⁇ m), and therefore to increase the capacities of the combustion chamber in terms of ignition and re-ignition in flight.
  • the invention makes possible a fuel injector nose configuration comprising only a single inlet channel 250.
  • the fuel injector nose 243 comprises several inlet channels, for example the number of of them ( figure 12 ) or three ( figure 13 ), or more generally N input channels 250-i, N being an integer greater than or equal to 2 and i being an integer taking the values ranging from 1 to N.
  • the upstream portion 270 of the rotation chamber 252 is formed of N angular portions 270-i comprising respective circumferential inlets 274-i and respective circumferential outlets 276-i through which the N angular portions 270-i are connected end-to-end circumferentially so that the upstream portion 270 of the rotation chamber 252 forms a loop around the pin 254.
  • the inlet channels 250-i are distributed, preferably evenly, around the axis of the fuel ejection nozzle 188, that is to say the 'injection axis 44.
  • the inlet channels 250-1 to 250-N and the angular portions 270-1 to 270-N are arranged in this order around the injection axis 44, for example clockwise in the figures.
  • each of the N angular portions 270-i has a section S1-i at its circumferential outlet 276-i which is smaller than a section S2-i at its circumferential inlet 274-i.
  • each of the N inlet channels 250-i opens into the respective circumferential inlet 274-i of a corresponding angular portion 270-i among the N angular portions, together with the respective circumferential outlet 276-k of another angular portion 270-k among the N angular portions which precede the angular portion 270-i, k therefore being an integer equal to (i + N-2) mod (N) +1, where "mod" denotes the mathematical operation modulo.
  • Each of the N input channels 250-i is preferably the image of an input channel 250-k which precedes the latter, by a rotation of angle 2Pi / N radiating.
  • each of the N angular portions 270-i is preferably the image of an angular portion 270-k which precedes the latter, by a rotation of angle 2Pi / N radiating.
  • the fuel injector nose 243 comprises N first surfaces 256-i arranged at a distance from the pin 254, so that each first surface 256-i comprises a main part 256A-i outwardly delimiting a corresponding angular portion 270-i, and an input portion 256B-i externally delimiting an input channel 250-i corresponding.
  • Each main part 256A-i has for example a cross section in the form of an arc of a circle eccentric with respect to the injection axis 44 so as to approach the pin 254 from the circumferential entry 274-i to the circumferential outlet 276-i of the corresponding angular portion 270-i.
  • Each inlet part 256B-i has for example a rectilinear cross section tangent to the end of the main part 256A-i from which the inlet part 256B-i extends.
  • the fuel injector nose 243 further comprises an N second surfaces 278-i arranged respectively facing the respective inlet portions 256B-i of the first surfaces 256-i and internally delimiting the inlet channels 250-i respectively.
  • Each second surface 278-i is advantageously tangent to the main part 256A-k of the first surface 256-k delimiting the aforementioned angular part 270-k.
  • each inlet channel 250-i opens out tangentially into the corresponding angular portion 270-i. It should be understood by this that, in a view in cross section to the injection axis 44, an output axis 280-i of the input channel 250-i, tangent to a mean line 282-i of the channel d The entry 250-i at the level of the circumferential entry 274-i of the angular portion 270-i, does not intercept the pin 254.
  • the invention makes it possible to limit the number of inlet channels necessary to obtain satisfactory rotation and homogeneity of the fuel.
  • the pin 254 has a solid shape.
  • the pin 254 may have a central recess 284 ( figure 14 ) opening into the downstream end surface 268 of the pin 254. In certain cases, it is indeed desirable to provide such a central recess so as to reduce the tangential speed of the fuel near the downstream end surface 268.
  • downstream portion 266 of the rotation chamber 252 may not converge downstream but be of constant section ( figure 15 ), so that a Sudden section change takes place between the downstream portion 266 and the fuel ejection nozzle 188.
  • downstream end surface 268 of the pin 254 extends transversely at a downstream surface 286 ( figures 14 and 15 ) delimiting the input channel 250 or each input channel 250-i on the downstream side.
  • the pin 254 may extend downstream beyond the downstream surface 286 ( figure 16 ).

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Abstract

Un nez d'injecteur de carburant (243) pour turbomachine comprend un circuit de carburant comportant une chambre de mise en rotation (252) qui comprend une portion amont (270) dans laquelle débouche au moins un canal d'entrée (250), et une portion aval (266) dans laquelle débouche une extrémité aval de la portion amont et qui se termine par une buse d'éjection de carburant (188). Le nez comporte un pion (254) qui s'étend en direction de la buse d'éjection de carburant à partir d'une surface délimitant une extrémité amont de la portion amont, de sorte que le pion délimite intérieurement la portion amont. La portion amont comprend au moins une entrée circonférentielle (274) avec une section (S2) et au moins une sortie circonférentielle (276) avec une section (S1) plus petite que la section (S2) de l'entrée circonférentielle (274).

Description

    DOMAINE TECHNIQUE
  • L'invention se rapporte au domaine général des injecteurs de carburant qui équipent la chambre de combustion d'une turbomachine, en particulier une turbomachine du type destinée à la propulsion des aéronefs.
    • ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
  • Les chambres de combustion des turbomachines sont en général équipées d'injecteurs de carburant associés à des systèmes de prémélange, couramment dénommés « systèmes d'injection », comportant en général une ou plusieurs vrilles (axiales et/ou radiales), également dénommées « tourbillonneurs », qui utilisent l'air provenant d'un compresseur agencé en amont de la chambre de combustion pour pulvériser le carburant dans la chambre de combustion.
  • Deux catégories d'injecteurs sont couramment utilisées : les injecteurs aérodynamiques, qui utilisent principalement la pression et la vitesse de l'air en sortie de compresseur pour mettre en rotation le carburant en sortie du nez de l'injecteur, et les injecteurs aéromécaniques qui utilisent principalement la pression du carburant à l'intérieur du nez de l'injecteur pour mettre en rotation et pulvériser le carburant.
  • Par ailleurs, les nez des injecteurs à double circuit de carburant comprennent un circuit primaire de carburant, également appelé circuit pilote, comportant une vrille primaire de carburant alimentant un injecteur primaire (également appelé injecteur pilote) agencé sur un axe du nez d'injecteur, et un circuit secondaire de carburant, également appelé circuit principal, comportant une vrille secondaire de carburant alimentant un injecteur secondaire (également appelé injecteur principal) agencé autour de l'injecteur primaire. Il peut s'agir d'injecteurs aéromécaniques ou d'une combinaison d'un injecteur primaire aéromécanique et d'un injecteur secondaire aérodynamique.
  • L'utilisation de ce type d'injecteurs s'est développée pour satisfaire des normes toujours plus contraignantes en matière d'émission de polluants.
  • Le circuit primaire est en général destiné à alimenter la chambre de combustion en carburant à tous les régimes, en particulier lors des phases d'allumage et d'enroulement, c'est-à-dire de propagation de la flamme aux secteurs voisins.
  • Le circuit secondaire est destiné à alimenter le moteur aux régimes allant du vol croisière jusqu'au décollage.
  • La technologie des injecteurs met en œuvre des jeux de fonctionnement faibles, que cela soit au niveau des vrilles primaires ou des vrilles secondaires, qui équipent le nez des injecteurs. Ces vrilles de carburant sont des pièces prépondérantes dans la capacité de l'injecteur à garantir une bonne pulvérisation du jet de carburant et une caractéristique hydraulique conforme aux spécifications.
  • Les nez des injecteurs doivent en particulier pouvoir allumer localement la chambre de combustion, dans des conditions aérodynamiques et thermodynamiques variées, via claquage d'une ou plusieurs bougies puis propagation du noyau de gaz chauds proche de la bougie puis dans les différents secteurs de chambre de combustion.
  • La qualité du jet de carburant dans cette phase transitoire est un aspect critique. En situation d'allumage, le moteur fonctionne sur le débit primaire seul, car il est souhaitable de limiter au maximum la quantité de carburant injectée, et donc brûlée, dans le but de limiter l'échauffement de la ou des turbines, notamment dans les séquences de redémarrage en vol.
  • Le développement de certains moteurs impose des contraintes importantes en termes d'encombrement, de réduction de masse et de durée de vie des équipements.
  • Ces considérations rendent souhaitable la mise au point d'un nouveau nez d'injecteur de carburant ayant de bonnes performances, notamment en matière de pluviométrie et de granulométrie, et capable de débits de pulvérisation faibles.
    • EXPOSÉ DE L'INVENTION
  • L'invention propose à cet effet un nez d'injecteur de carburant pour turbomachine, comprenant un circuit de carburant comportant une chambre de mise en rotation qui comprend une portion amont dans laquelle débouche au moins un canal d'entrée, et une portion aval dans laquelle débouche une extrémité aval de la portion amont et qui se termine par une buse d'injection de carburant.
  • Selon l'invention, le nez d'injecteur de carburant comporte un pion qui s'étend en direction de la buse d'éjection de carburant à partir d'une surface délimitant une extrémité amont de la portion amont de la chambre de mise en rotation, de sorte que le pion délimite intérieurement la portion amont de la chambre de mise en rotation.
  • Dans des modes de réalisation de l'invention, ledit au moins un canal d'entrée consiste en un seul canal d'entrée, et la portion amont de la chambre de mise en rotation comporte une entrée circonférentielle et une sortie circonférentielle, une section de la sortie circonférentielle étant plus petite qu'une section de l'entrée circonférentielle, le canal d'entrée et la sortie circonférentielle débouchant conjointement dans l'entrée circonférentielle de sorte que la portion amont de la chambre de mise en rotation forme une boucle autour du pion.
  • Dans d'autres modes de réalisation de l'invention, ledit au moins un canal d'entrée consiste en un nombre N de canaux d'entrée au moins égal à 2, les canaux d'entrée étant répartis autour d'un axe de la buse d'éjection de carburant, et la portion amont de la chambre de mise en rotation comprend N portions angulaires comportant des entrées circonférentielles respectives et des sorties circonférentielles respectives par lesquelles les N portions angulaires sont raccordées bout-à-bout circonférentiellement de sorte que la portion amont de la chambre de mise en rotation forme une boucle autour du pion, une section de la sortie circonférentielle de chacune des N portions angulaires étant plus petite qu'une section de l'entrée circonférentielle de celle-ci, chacun des N canaux d'entrée débouchant dans l'entrée circonférentielle respective d'une portion angulaire correspondante parmi les N portions angulaires, conjointement avec la sortie circonférentielle respective d'une autre portion angulaire parmi les N portions angulaires.
  • La configuration de la chambre de mise en rotation permet une bonne homogénéité du champ de vitesse du carburant dans la chambre de mise en rotation, et peut donc avantageusement jouer le rôle conventionnellement joué par une vrille de carburant, tout en offrant des avantages spécifiques.
  • Le pion permet de favoriser la mise en rotation et l'homogénéisation du carburant au sein de la chambre de mise en rotation. L'invention permet ainsi, à débit de carburant constant, de réduire le nombre de canaux d'entrée nécessaires à l'obtention d'une mise en rotation et d'une homogénéité satisfaisantes du carburant.
  • D'une manière générale, l'invention permet d'atteindre des débits de pulvérisation faibles, tout en assurant la fabricabilité du nez d'injecteur, voire en simplifiant la fabrication de ce dernier. En effet, du fait de la réduction du nombre de canaux d'entrée nécessaires pour un fonctionnement satisfaisant du nez d'injecteur de carburant, le canal d'entrée ou chaque canal d'entrée peut être de section plus grande que chacun des canaux formant les vrilles dans les nez d'injecteur de type connu, tout en étant, le cas échéant cumulativement, de section inférieure ou égale à la section cumulée des canaux formant les vrilles dans les nez d'injecteur de type connu.
  • De plus, l'invention permet d'améliorer la performance du nez d'injecteur de carburant en termes d'atomisation et de granulométrie (taille de goutte en µm), et donc d'augmenter les capacités de la chambre de combustion en matière d'allumage et de rallumage en vol.
  • De préférence, pour le canal d'entrée ou pour chaque canal d'entrée, le nez d'injecteur de carburant comporte une première surface agencée autour et à distance du pion, de sorte que la première surface comporte une partie d'entrée délimitant extérieurement le canal d'entrée, et une partie principale délimitant extérieurement la portion amont de la chambre de mise en rotation ou, le cas échéant, délimitant extérieurement une portion angulaire correspondante de la portion amont de la chambre de mise en rotation. De préférence, la partie principale s'étend à partir de la partie d'entrée en se rapprochant du pion et/ou s'étend en s'éloignant du pion à partir d'une extrémité de la partie principale opposée à la partie d'entrée.
  • De préférence, le canal d'entrée ou chaque canal d'entrée débouche tangentiellement dans la portion amont de la chambre de mise en rotation.
  • De préférence, le pion présente une forme cylindrique de révolution.
  • De préférence, ledit circuit de carburant est un circuit primaire de carburant, le nez d'injecteur de carburant comportant en outre un circuit secondaire de carburant agencé autour du circuit primaire de carburant et comportant une partie terminale d'éjection de carburant agencée autour de la buse d'éjection de carburant du circuit primaire de carburant.
  • L'invention concerne également un module d'injection pour turbomachine, comprenant un système d'injection et un nez d'injecteur de carburant du type décrit ci-dessus, dans lequel le système d'injection comporte, de l'amont vers l'aval, une douille dans laquelle est monté le nez d'injecteur de carburant, au moins une vrille d'admission d'air débouchant en aval du nez d'injecteur de carburant, et un bol.
  • L'invention concerne aussi une turbomachine, comprenant au moins un nez d'injecteur de carburant du type décrit ci-dessus, ou au moins un module d'injection du type décrit ci-dessus.
    • BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
  • L'invention sera mieux comprise, et d'autres détails, avantages et caractéristiques de celle-ci apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
    • la figure 1 est une vue schématique en coupe axiale d'une turbomachine selon un mode de réalisation préféré de l'invention ;
    • la figure 2 une vue schématique en section axiale d'une chambre de combustion de la turbomachine de la figure 1 ;
    • la figure 3 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'un nez d'injecteur de carburant de type connu ;
    • la figure 4 est une vue schématique en perspective et à plus grande échelle d'une vrille primaire de carburant du nez d'injecteur de carburant de la figure 3 ;
    • la figure 5 est une vue schématique en section transversale de la vrille primaire de carburant de la figure 4 ;
    • la figure 6 est une vue semblable à la figure 3, illustrant un nez d'injecteur de carburant selon un mode de réalisation préféré de l'invention, équipant la chambre de combustion de la figure 2 ;
    • la figure 7 est une vue schématique partielle en perspective et en coupe transversale du nez d'injecteur de la figure 6 ;
    • les figures 8 et 9 sont des vues schématiques partielles en perspective du nez d'injecteur de la figure 6, illustrant l'écoulement de carburant en fonctionnement ;
    • la figure 10 est une vue schématique partielle en section transversale du nez d'injecteur de la figure 6 ;
    • les figures 11 à 13 sont des vues semblables à la figure 10, illustrant d'autres modes de réalisation de l'invention ;
    • les figures 14 à 16 sont des vues schématiques en section axiale de nez d'injecteurs de carburant selon d'autres modes de réalisation de l'invention.
  • Dans l'ensemble de ces figures, des références identiques peuvent désigner des éléments identiques ou analogues.
    • EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS
  • La figure 1 illustre une turbomachine 10 pour aéronef d'un type connu, comportant de manière générale une soufflante 12 destinée à l'aspiration d'un flux d'air se divisant en aval de la soufflante en un flux primaire circulant dans un canal d'écoulement de flux primaire, ci-après dénommé veine primaire PF, au sein d'un cœur de la turbomachine, et un flux secondaire contournant ce cœur dans un canal d'écoulement de flux secondaire, ci-après dénommé veine secondaire SF.
  • La turbomachine est par exemple du type à double flux et à double corps. Le cœur de la turbomachine comporte ainsi, de manière générale, un compresseur basse pression 14, un compresseur haute pression 16, une chambre de combustion 18, une turbine haute pression 20 et une turbine basse pression 22.
  • Les rotors respectifs du compresseur haute pression et de la turbine haute pression sont reliés par un arbre dit « arbre haute pression », tandis que les rotors respectifs du compresseur basse pression et de la turbine basse pression sont reliés par un arbre dit « arbre basse pression », d'une manière bien connue.
  • La turbomachine est carénée par une nacelle 24 entourant la veine secondaire SF. Par ailleurs, les rotors de la turbomachine sont montés rotatifs autour d'un axe longitudinal 28 de la turbomachine.
  • Dans une première partie de cette description, la direction longitudinale X est la direction de l'axe longitudinal 28, la direction radiale R est en tout point une direction orthogonale à l'axe longitudinal 28 et passant par ce dernier, et la direction circonférentielle ou tangentielle C est en tout point une direction orthogonale à la direction radiale R et à l'axe longitudinal 28. Les termes « interne » et « externe » font respectivement référence à une relative proximité, et un relatif éloignement, d'un élément par rapport à l'axe longitudinal 28. Par ailleurs, les directions « amont » et « aval » sont définies par référence à la direction générale de l'écoulement des gaz dans les veines primaire PF et secondaire SF de la turbomachine.
  • La figure 2 représente la chambre de combustion 18 de la turbomachine de la figure 1 et son environnement immédiat.
  • De manière classique, cette chambre de combustion, qui est par exemple de type annulaire, comprend deux parois annulaires coaxiales, respectivement radialement interne 32 et radialement externe 34, qui s'étendent de l'amont vers l'aval, selon le sens 36 d'écoulement du flux primaire de gaz dans la turbomachine, autour de l'axe longitudinal 28 de la turbomachine. Ces parois annulaires interne 32 et externe 34 sont reliées entre elles à leur extrémité amont par une paroi annulaire de fond de chambre 40 qui s'étend sensiblement radialement autour de l'axe longitudinal 28. Cette paroi annulaire de fond de chambre 40 est équipée de systèmes d'injection 42 répartis autour de l'axe longitudinal 28, dont l'un est visible sur la figure 2, recevant chacun un nez d'injecteur 43 monté à l'extrémité d'une canne d'injecteur 45, pour permettre l'injection d'un prémélange d'air et de carburant centré selon un axe d'injection 44 respectif.
  • Plus précisément, chaque système d'injection 42 comporte une douille 46, couramment dénommée « traversée coulissante », dans laquelle le nez d'injecteur 43 correspondant est monté avec une faculté de coulissement pour permettre des dilatations thermiques différentielles en fonctionnement.
  • Dans l'exemple illustré, la douille 46 délimite intérieurement une unique vrille d'admission d'air 48, par exemple du type axial, formée au sein du système d'injection 42.
  • Chaque système d'injection 42 comporte en outre un bol 49 divergent agencé en sortie de la vrille d'admission d'air 48 et débouchant dans la chambre de combustion 18.
  • L'ensemble formé d'un système d'injection 42 et du nez d'injecteur 43 correspondant constitue un module d'injection, dans la terminologie de la présente invention.
  • En fonctionnement, une partie 50 d'un flux d'air 52 issu d'un diffuseur 54 et provenant du compresseur 16 alimente les systèmes d'injection 42, tandis qu'une autre partie 56 du flux d'air 52 alimente des orifices d'entrée d'air 58 ménagés dans les parois 32 et 34 de la chambre de combustion, d'une manière bien connue.
  • Dans la suite de la présente description, en référence aux figures 3 à 16, la direction longitudinale X' est la direction de l'axe d'injection 44, la direction radiale R' est en tout point une direction orthogonale à l'axe d'injection 44 et passant par ce dernier, et la direction circonférentielle ou tangentielle C'est en tout point une direction orthogonale à la direction radiale R' et à l'axe d'injection 44. Les termes « interne » et « externe » font respectivement référence à une relative proximité, et un relatif éloignement, d'un élément par rapport à l'axe d'injection 44. Par ailleurs, les directions « amont » et « aval » sont définies par référence à la direction générale de l'écoulement de l'air et du carburant dans le nez d'injecteur 43. De plus, un plan transversal est défini en tant que plan orthogonal à l'axe d'injection 44, tandis qu'un plan axial est défini en tant que plan contenant l'axe d'injection 44.
  • La figure 3 illustre plus en détail un nez d'injecteur de carburant 143 d'un type connu.
  • Celui-ci comporte un circuit primaire de carburant 162 qui occupe une position centrale par rapport à l'axe d'injection 44, un circuit secondaire de carburant 164 agencé autour du circuit primaire de carburant 162, ainsi qu'un circuit de refroidissement périphérique 166 agencé autour du circuit secondaire de carburant 164.
  • En fonctionnement, le circuit primaire 162 est destiné à l'émission d'un cône primaire de carburant 168, tandis que le circuit secondaire 164 est destiné à l'émission d'une nappe secondaire de carburant 169 de forme annulaire tronconique, entourant le cône primaire de carburant 168.
  • Le circuit secondaire de carburant 164 comporte un canal annulaire d'amenée de carburant 170 débouchant dans une vrille secondaire de carburant 172 qui débouche elle-même dans une chambre secondaire de mise en rotation 174, de forme annulaire, qui forme une partie terminale d'éjection de carburant débouchant à l'extrémité libre 176 du nez d'injecteur 143.
  • Le circuit primaire de carburant 162 comprend un canal central d'amenée de carburant 180, une chambre annulaire de répartition 182 raccordée au canal central 180 par des canaux radiaux 184, une vrille primaire de carburant 186 raccordée à la chambre annulaire de répartition 182 et débouchant dans une chambre primaire de mise en rotation 187 aboutissant à une buse d'éjection de carburant 188, c'est-à-dire un étranglement à partir duquel le carburant est éjecté sous la forme d'un spray divergent, c'est-à-dire en général sous la forme d'une nappe conique creuse. Cette buse d'éjection de carburant 188 présente un axe qui se confond avec l'axe d'injection 44.
  • La figure 4 montre l'espace occupé, en fonctionnement, par le carburant au sein d'une partie terminale du circuit primaire 162, correspondant à la vrille primaire de carburant 186, la chambre primaire de mise en rotation 187 et la buse d'éjection de carburant 188, et par le cône primaire 168.
  • La figure 5 est une vue en section selon le plan V-V de la figure 3, montrant la circulation du carburant au sein de la vrille primaire 186.
  • Comme cela apparaît sur les figures 4 et 5, la vrille primaire 186 est formée de canaux 190 débouchant dans la chambre primaire de mise en rotation 187. Ces canaux 190 sont orthogonaux à l'axe d'injection 44 mais non sécants avec ce dernier, et donc non parallèles à la direction radiale R'. De ce fait, le carburant C1 issu de ces canaux 90 est mis naturellement en rotation C2 dans la chambre primaire de mise en rotation 187.
  • Toutefois, une vrille primaire de ce type requiert plusieurs canaux 190 répartis autour de l'axe d'injection 44, typiquement trois ou quatre canaux pour des nez d'injecteur de carburant de dimensions courantes, sans quoi la mise en rotation du carburant ne s'accomplit pas de manière satisfaisante et l'homogénéité du champ de vitesse du carburant au niveau de la buse d'éjection de carburant 188 risque d'être insuffisante. Les canaux doivent de plus présenter une section de passage suffisamment grande pour permettre un écoulement correct du carburant, et également en raison de contraintes inhérentes aux procédés de fabrication. Or, cela va à l'encontre du besoin de pouvoir disposer de débits de carburant très faibles dans certaines phases de fonctionnement, en particulier à l'allumage de la chambre de combustion.
  • L'invention propose d'une manière générale de remédier à ces inconvénients au moyen d'un pion délimitant intérieurement une portion amont de la chambre de mise en rotation, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit.
  • Il est à noter que l'invention n'est pas limitée à son application au circuit primaire d'un injecteur à double circuit, le principe de l'invention étant également applicable dans d'autres contextes, par exemple dans le cas d'un injecteur à simple circuit. L'application de l'invention n'est en outre pas limitée aux exemples particuliers de système d'injection, de chambre de combustion, et de turbomachine, décrits ci-dessus en référence aux figures 1 et 2.
  • La figure 6 illustre un nez d'injecteur de carburant 243 apte à équiper la turbomachine des figures 1 et 2 et conforme à un mode de réalisation préféré de l'invention. Ce nez d'injecteur 243 présente une configuration semblable à celle du nez d'injecteur 143 de type connu décrit ci-dessus, sauf en ce qu'il comporte un pion 254 délimitant intérieurement une portion amont 270 de la chambre de mise en rotation 252.
  • Les figures 7 à 10 illustrent plus particulièrement le pion 254 et son environnement proche. La figure 8 montre en particulier la circulation de carburant C3 en fonctionnement.
  • Comme le montrent plus clairement les figures 7 et 9, le pion 254, qui est de préférence centré sur l'axe d'injection 44, s'étend en direction de la buse d'éjection de carburant 188 à partir d'une surface 272 délimitant une extrémité amont de la portion amont 270 de la chambre de mise en rotation 252.
  • De plus, dans le mode de réalisation des figures 6 à 10, le nez d'injecteur de carburant 243 comporte un seul canal d'entrée 250, et la portion amont 270 de la chambre de mise en rotation 252 forme sensiblement une boucle autour du pion 254.
  • En référence aux figures 7 à 10, le canal d'entrée 250 débouche dans une partie de la portion amont 270, ci-après dénommée entrée circonférentielle 274, conjointement avec une autre partie de la portion amont 270, ci-après dénommée sortie circonférentielle 276.
  • La sortie circonférentielle 276 présente une section S1 qui est plus petite qu'une section S2 de l'entrée circonférentielle 274 (figure 10). Par commodité, les sections S1 et S2, et toute autre section de la portion amont 270 définie entre les sections S1 et S2, sont définies selon la direction radiale par rapport à l'axe 44.
  • La portion amont 270 présente de préférence une section qui décroît progressivement depuis l'entrée circonférentielle 274 jusqu'à la sortie circonférentielle 276.
  • Plus précisément, dans le mode de réalisation des figures 6 à 10, le nez d'injecteur de carburant 243 comporte une première surface 256 agencée autour et à distance du pion 254, de sorte que la première surface 256 comporte une partie principale 256A délimitant extérieurement la portion amont 270 de la chambre de mise en rotation 252, et une partie d'entrée 256B délimitant extérieurement le canal d'entrée 250 (figures 7, 8 et 10).
  • La première surface 256 est par exemple en forme de colimaçon. Il faut comprendre, par « forme de colimaçon », que la première surface 256 présente, dans sa partie principale 256A, une première extrémité, dite extrémité de sortie 258, directement en regard du pion 254, et que la première surface 256 se prolonge à partir de son extrémité de sortie 258 en tournant autour de l'axe d'injection 44, tout en s'éloignant dudit axe (figures 7 et 10), jusqu'à une deuxième extrémité opposée, dite extrémité d'entrée 262, formée à l'extrémité de la partie d'entrée 256B. Dans l'exemple illustré, l'éloignement est continu depuis l'extrémité de sortie 258 jusqu'à l'extrémité d'entrée 262. En variante, l'éloignement peut ne concerner qu'une ou plusieurs parties de la première surface 256 tandis qu'une ou plusieurs autres parties de cette première surface 256 s'étendent à distance constante de l'axe d'injection 44. L'entrée circonférentielle 274 et la sortie circonférentielle 276 sont définies dans un plan radial interceptant l'extrémité de sortie 258 de la première surface 256.
  • La partie principale 256A de la première surface 256 s'étend directement en regard du pion 254 de sorte que le pion 254 et la partie principale 256A définissent entre eux la portion amont 270 de la chambre de mise en rotation 252.
  • La partie d'entrée 256B de la première surface 256 est masquée par la partie principale 256A à l'égard du pion 254. Ainsi, l'extrémité de sortie 258 de la première surface 256 est agencée radialement entre la partie d'entrée 256B et le pion 254.
  • Le nez d'injecteur de carburant 243 comporte en outre une deuxième surface 278 agencée en regard de la partie d'entrée 256B de la première surface 256 et délimitant intérieurement le canal d'entrée 250. La deuxième surface 278 est agencée entre la partie d'entrée 256B de la première surface 256 et une partie d'extrémité 256AA de la partie principale 256A de la première surface 256 définie à partir de l'extrémité de sortie 258 de celle-ci.
  • Dans l'exemple préférentiel illustré, le canal d'entrée 250 débouche tangentiellement dans la portion amont 270 de la chambre de mise en rotation 252. Il faut comprendre par-là que, dans une vue en section transversale à l'axe d'injection 44 (figure 10), un axe de sortie 280 du canal d'entrée 250 (figure 10), tangent à une ligne moyenne 282 du canal d'entrée 250 au niveau de l'entrée circonférentielle 274 de la portion amont 270 de la chambre de mise en rotation 252, n'intercepte pas le pion 254.
  • À cet effet, la partie d'entrée 256B de la première surface 256 est par exemple à section transversale rectiligne tangente à l'extrémité de la partie principale 256A à partir de laquelle la partie d'entrée 256B s'étend, et la deuxième surface 278 est par exemple à section transversale rectiligne parallèle à la partie d'entrée 256B et raccordée à l'extrémité de sortie 258 de la première surface 256.
  • La figure 11 illustre une variante dans laquelle la partie d'entrée 256B de la première surface 256 et la deuxième surface 278 sont incurvées.
  • Par ailleurs, comme le montrent les figures 6, 8 et 9, la chambre de mise en rotation 252 se prolonge axialement à partir de la portion amont 270 de celle-ci, en présentant une portion aval 266 qui aboutit à la buse d'éjection 188.
  • Dans des modes de réalisation préférés de l'invention, la portion aval 266 est de forme convergente jusqu'à la buse d'éjection 188 (figures 8 et 9).
  • Dans l'exemple illustré, le pion 254 est de forme cylindrique de révolution et présente une surface d'extrémité aval 268 pleine orientée transversalement à l'axe d'injection 44 (figures 7 et 9).
  • D'une manière générale, la présence du pion 254 au sein du nez d'injecteur de carburant 243 selon l'invention permet de favoriser la mise en rotation et l'homogénéisation du carburant au sein de la chambre de mise en rotation 252. L'invention permet ainsi, à débit de carburant constant, de réduire le nombre de canaux d'entrée nécessaires à l'obtention d'une mise en rotation et d'une homogénéité satisfaisantes du carburant. L'invention permet, de manière générale, d'améliorer la performance du nez d'injecteur en termes d'atomisation et de granulométrie (taille de goutte en µm), et donc d'augmenter les capacités de la chambre de combustion en matière d'allumage et de rallumage en vol.
  • En particulier, comme décrit ci-dessus, l'invention rend possible une configuration de nez d'injecteur de carburant ne comportant qu'un seul canal d'entrée 250.
  • Dans d'autres modes de réalisation de l'invention, lorsque les dimensions du nez d'injecteur de carburant et les débits de carburants le nécessitent, le nez d'injecteur de carburant 243 comprend plusieurs canaux d'entrée, par exemple au nombre de deux (figure 12) ou trois (figure 13), ou plus généralement N canaux d'entrée 250-i, N étant un nombre entier supérieur ou égal à 2 et i étant un nombre entier prenant les valeurs allant de 1 à N.
  • De plus, la portion amont 270 de la chambre de mise en rotation 252 est formée de N portions angulaires 270-i comportant des entrées circonférentielles respectives 274-i et des sorties circonférentielles respectives 276-i par lesquelles les N portions angulaires 270-i sont raccordées bout-à-bout circonférentiellement de sorte que la portion amont 270 de la chambre de mise en rotation 252 forme une boucle autour du pion 254.
  • Dans un tel nez d'injecteur de carburant, les canaux d'entrée 250-i sont répartis, de préférence de manière régulière, autour de l'axe de la buse d'éjection de carburant 188, c'est-à-dire l'axe d'injection 44. Par convention, les canaux d'entrées 250-1 à 250-N et les portions angulaires 270-1 à 270-N sont agencés dans cet ordre autour de l'axe d'injection 44, par exemple dans le sens horaire sur les figures.
  • En outre, chacune des N portions angulaires 270-i présente une section S1-i au niveau de sa sortie circonférentielle 276-i qui est plus petite qu'une section S2-i au niveau de son entrée circonférentielle 274-i.
  • Enfin, chacun des N canaux d'entrée 250-i débouche dans l'entrée circonférentielle respective 274-i d'une portion angulaire correspondante 270-i parmi les N portions angulaires, conjointement avec la sortie circonférentielle respective 276-k d'une autre portion angulaire 270-k parmi les N portions angulaires qui précède la portion angulaire 270-i, k étant donc un nombre entier égal à (i+N-2)mod(N)+1, où « mod » désigne l'opération mathématique modulo.
  • Chacun des N canaux d'entrée 250-i est de préférence l'image d'un canal d'entrée 250-k qui précède ce dernier, par une rotation d'angle 2Pi/N radiants. De manière analogue, chacune des N portions angulaires 270-i est de préférence l'image d'une portion angulaire 270-k qui précède cette dernière, par une rotation d'angle 2Pi/N radiants.
  • Plus précisément, dans de tels modes de réalisation (figures 12 et 13), le nez d'injecteur de carburant 243 comporte N premières surfaces 256-i agencées à distance du pion 254, de sorte que chaque première surface 256-i comporte une partie principale 256A-i délimitant extérieurement une portion angulaire 270-i correspondante, et une partie d'entrée 256B-i délimitant extérieurement un canal d'entrée 250-i correspondant. Chaque partie principale 256A-i est par exemple à section transversale en forme d'arc de cercle excentré par rapport à l'axe d'injection 44 de manière à se rapprocher du pion 254 depuis l'entrée circonférentielle 274-i jusqu'à la sorite circonférentielle 276-i de la portion angulaire 270-i correspondante. Chaque partie d'entrée 256B-i est par exemple à section transversale rectiligne tangente à l'extrémité de la partie principale 256A-i à partir de laquelle la partie d'entrée 256B-i s'étend.
  • Le nez d'injecteur de carburant 243 comporte en outre une N deuxièmes surfaces 278-i agencées respectivement en regard des parties d'entrée 256B-i respectives des premières surfaces 256-i et délimitant intérieurement les canaux d'entrée 250-i respectivement. Chaque deuxième surface 278-i est avantageusement tangente à la partie principale 256A-k de la première surface 256-k délimitant la partie angulaire 270-k précitée.
  • Ainsi, dans l'exemple illustré, chaque canal d'entrée 250-i débouche tangentiellement dans la portion angulaire 270-i correspondante. Il faut comprendre par-là que, dans une vue en section transversale à l'axe d'injection 44, un axe de sortie 280-i du canal d'entrée 250-i, tangent à une ligne moyenne 282-i du canal d'entrée 250-i au niveau de l'entrée circonférentielle 274-i de la portion angulaire 270-i, n'intercepte pas le pion 254.
  • Dans de tels nez d'injecteurs de carburant, comme expliqué ci-dessus, l'invention permet de limiter le nombre de canaux d'entrée nécessaires à l'obtention d'une mise en rotation et d'une homogénéité satisfaisantes du carburant.
  • Par ailleurs, dans les modes de réalisation décrits ci-dessus, le pion 254 présente une forme pleine.
  • En variante, le pion 254 peut présenter un évidement central 284 (figure 14) débouchant dans la surface d'extrémité aval 268 du pion 254. Dans certains cas, il est en effet souhaitable de prévoir un tel évidement central de manière à réduire la vitesse tangentielle du carburant à proximité de la surface d'extrémité aval 268.
  • Par ailleurs, la portion aval 266 de la chambre de mise en rotation 252 peut ne pas converger vers l'aval mais être à section constante (figure 15), de sorte qu'un changement brutal de section s'opère entre la portion aval 266 et la buse d'éjection de carburant 188.
  • Dans les modes de réalisation décrits ci-dessus, la surface d'extrémité aval 268 du pion 254 s'étend transversalement au niveau d'une surface aval 286 (figures 14 et 15) délimitant le canal d'entrée 250 ou chaque canal d'entrée 250-i du côté aval.
  • En variante, le pion 254 peut s'étendre vers l'aval au-delà de la surface aval 286 (figure 16).

Claims (7)

  1. Nez d'injecteur de carburant (243) pour turbomachine, comprenant un circuit de carburant (162) comportant une chambre de mise en rotation (252) qui comprend une portion amont (270) dans laquelle débouche au moins un canal d'entrée (250), et une portion aval (266) dans laquelle débouche une extrémité aval de la portion amont (270) et qui se termine par une buse d'éjection de carburant (188), caractérisé en ce qu'il comporte un pion (254) qui s'étend en direction de la buse d'éjection de carburant (188) à partir d'une surface (272) délimitant une extrémité amont de la portion amont (270) de la chambre de mise en rotation (252), de sorte que le pion (254) délimite intérieurement la portion amont (270) de la chambre de mise en rotation (252), et en ce que ledit au moins un canal d'entrée consiste en un seul canal d'entrée (250), et la portion amont (270) de la chambre de mise en rotation (252) comporte une entrée circonférentielle (274) et une sortie circonférentielle (276), une section (S1) de la sortie circonférentielle (276) étant plus petite qu'une section (S2) de l'entrée circonférentielle (274), le canal d'entrée (250) et la sortie circonférentielle (276) débouchant conjointement dans l'entrée circonférentielle (274) de sorte que la portion amont (270) de la chambre de mise en rotation (252) forme une boucle autour du pion (254).
  2. Nez d'injecteur de carburant (243) pour turbomachine, comprenant un circuit de carburant (162) comportant une chambre de mise en rotation (252) qui comprend une portion amont (270) dans laquelle débouche au moins un canal d'entrée (250), et une portion aval (266) dans laquelle débouche une extrémité aval de la portion amont (270) et qui se termine par une buse d'éjection de carburant (188), caractérisé en ce qu'il comporte un pion (254) qui s'étend en direction de la buse d'éjection de carburant (188) à partir d'une surface (272) délimitant une extrémité amont de la portion amont (270) de la chambre de mise en rotation (252), de sorte que le pion (254) délimite intérieurement la portion amont (270) de la chambre de mise en rotation (252), et en ce que ledit au moins un canal d'entrée consiste en un nombre N de canaux d'entrée (250-i) au moins égal à 2, les canaux d'entrée (250-i) étant répartis autour d'un axe (44) de la buse d'éjection de carburant (188), et la portion amont (270) de la chambre de mise en rotation (252) comprend N portions angulaires (270-i) comportant des entrées circonférentielles respectives (274-i) et des sorties circonférentielles respectives (276-i) par lesquelles les N portions angulaires (270-i) sont raccordées bout-à-bout circonférentiellement de sorte que la portion amont (270) de la chambre de mise en rotation (252) forme une boucle autour du pion (254), une section (S1-i) de la sortie circonférentielle (276-i) de chacune des N portions angulaires (270-i) étant plus petite qu'une section (S2-i) de l'entrée circonférentielle (274-i) de celle-ci, chacun des N canaux d'entrée (250-i) débouchant dans l'entrée circonférentielle respective (274-i) d'une portion angulaire correspondante (270-i) parmi les N portions angulaires, conjointement avec la sortie circonférentielle respective (276-k) d'une autre portion angulaire (270-k) parmi les N portions angulaires.
  3. Nez d'injecteur de carburant selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le canal d'entrée (250) ou chaque canal d'entrée (250-i) débouche tangentiellement dans la portion amont (270) de la chambre de mise en rotation (252).
  4. Nez d'injecteur de carburant selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel le pion (254) présente une forme cylindrique de révolution.
  5. Nez d'injecteur de carburant selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel ledit circuit de carburant est un circuit primaire de carburant (162), le nez d'injecteur de carburant (243) comportant en outre un circuit secondaire de carburant (164) agencé autour du circuit primaire de carburant (162) et comportant une partie terminale d'éjection de carburant (174) agencée autour de la buse d'éjection de carburant (188) du circuit primaire de carburant (162).
  6. Module d'injection pour turbomachine, comprenant un système d'injection (42) et un nez d'injecteur de carburant (243) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel le système d'injection comporte, de l'amont vers l'aval, une douille (46) dans laquelle est monté le nez d'injecteur de carburant (243), au moins une vrille d'admission d'air (48) débouchant en aval du nez d'injecteur de carburant, et un bol (49).
  7. Turbomachine, comprenant au moins un nez d'injecteur de carburant (243) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, ou au moins un module d'injection selon la revendication 6.
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