FR2970551A1 - Nez d'injecteur demontable pour injecteur de carburant de chambre annulaire de combustion de turbomachine d'aeronef - Google Patents

Abstract

L'invention concerne un partie terminale d'injecteur (100) pour chambre annulaire de combustion de turbomachine d'aéronef comprenant une canalisation externe (106) d'amenée de carburant à l'extrémité de laquelle est monté un nez d'injecteur (36) présentant une surface extérieure de centrage (108) de la partie terminale. Selon l'invention, le nez (36) est monté sur l'extrémité (106a) de la canalisation externe (106) par des moyens de fixation réversibles (120, 122), de préférence du type à vissage.

Description

NEZ D'INJECTEUR DEMONTABLE POUR INJECTEUR DE CARBURANT DE CHAMBRE ANNULAIRE DE COMBUSTION DE TURBOMACHINE D'AERONEF DESCRIPTION

La présente invention se rapporte à un injecteur de carburant pour chambre annulaire de 10 combustion de turbomachine d'aéronef. Elle se rapporte également à une partie terminale d'un tel injecteur, comprenant habituellement une canalisation externe d'amenée de carburant sur laquelle est fixé un nez d'injecteur. 15 L'invention s'applique en particulier à une chambre annulaire de combustion de turbomachine d'aéronef du type turboréacteur ou turbopropulseur. Une chambre annulaire de combustion de turbomachine d'aéronef est par exemple connue du 20 document EP 1 857 741 Al. Elle est équipée d'injecteurs de carburant dont une partie terminale comprenant une canalisation externe d'amenée de carburant sur laquelle est soudé le nez d'injecteur. Celui-ci présente une surface extérieure de centrage destinée à coopérer avec 25 un système d'injection assurant le mélange air/carburant. Plus précisément, la surface de centrage est guidée dans un alésage du système d'injection. Néanmoins, les mouvements relatifs entre ces deux éléments, provoqués notamment par la dilatation 30 différentielle, conduisent à une usure par frottement qui crée un jeu entre les deux surfaces en contact. Ce5 2 jeu, qui augmente progressivement au cours de la durée de vie de l'injecteur, nuit aux performances globales de combustion de la chambre. Il peut d'ailleurs atteindre un état d'usure qui nécessite son remplacement, tant les performances de combustion sont affectées par l'importance du jeu généré par usure. Dans un tel cas, c'est généralement l'ensemble de la partie terminale de l'injecteur qui est remplacée, à savoir la canalisation externe d'amenée de carburant et le nez d'injecteur. Au cours de la vie des injecteurs, cela engendre des coûts inutiles de remplacement des canalisations externes, pourtant généralement en état de fonctionner, puisque non soumises à la même usure que les nez d'injecteur qu'elles portent fixement. L'invention a donc pour but de remédier au moins partiellement aux inconvénients mentionnés ci-dessus, relatifs aux réalisations de l'art antérieur. Pour ce faire, l'invention a tout d'abord pour objet une partie terminale d'injecteur pour chambre annulaire de combustion de turbomachine d'aéronef comprenant une canalisation externe d'amenée de carburant à l'extrémité de laquelle est monté un nez d'injecteur présentant une surface extérieure de centrage de ladite partie terminale, ledit nez étant monté sur l'extrémité de la canalisation externe par des moyens de fixation réversibles. Par conséquent, en cas d'usure inacceptable de sa surface extérieure de centrage, le nez d'injecteur peut être remplacé sans difficulté, isolément, c'est-à-dire en conservant sa canalisation 3 externe associée. La quantité de rebuts s'en trouve ainsi limitée, et permet par conséquent un gain en termes de coûts. De préférence, ledit nez et l'extrémité de la canalisation externe présentent respectivement deux embouts filetés vissés l'un sur l'autre, formant lesdits moyens de fixation réversibles. De façon plus générale, ces moyens sont du type à vissage. De préférence, ladite surface extérieure de 10 centrage, définie par le nez d'injecteur, prend la forme d'une sphère tronquée. De préférence, ladite surface extérieure de centrage, définie par le nez d'injecteur, est équipée d'un témoin d'usure. L'invention a également pour objet un injecteur pour chambre de combustion de turbomachine d'aéronef comprenant un corps d'injecteur ainsi qu'une partie terminale d'injecteur telle que définie ci-dessus, raccordée sur ledit corps d'injecteur. L'invention a aussi pour objet une chambre annulaire de combustion pour turbomachine d'aéronef comprenant au moins un tel injecteur. Enfin, l'invention concerne également une turbomachine d'aéronef comprenant au moins une telle 25 chambre annulaire de combustion. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. Cette description sera faite au regard des 30 dessins annexés parmi lesquels ; 15 20 4 - la figure 1 représente une vue en coupe longitudinale d'une partie d'une turbomachine d'aéronef comprenant une chambre annulaire de combustion selon un mode de réalisation préféré de l'invention ; - la figure 2 est une vue en perspective d'un injecteur équipant la chambre annulaire de combustion montrée sur la figure précédente ; - la figure 3 représente une vue en coupe plus détaillée d'une portion de la partie terminale de l'injecteur de la figure 2, montée sur son système d'injection associé de la chambre de combustion ; - la figure 4 est une vue en perspective du nez d'injecteur de l'injecteur montré sur les figures 2 et 3 ; et - les figures 5a à 5c représentent schématiquement le nez d'injecteur des figures précédentes, à l'état neuf et à différents niveaux d'usure de sa surface extérieure de centrage. En référence tout d'abord à la figure 1, on peut voir une chambre annulaire de combustion 10 d'une turbomachine telle qu'un turboréacteur d'avion, cette chambre étant agencée en sortie d'un diffuseur 12, lui même situé en sortie d'un compresseur (non représenté). La chambre 10 comprend une paroi de révolution interne 14 et une paroi de révolution externe 16, reliées en amont à une paroi annulaire 18 de fond de chambre et fixées en aval par des viroles tronconiques interne 20 et externe 22 respectivement sur un voile tronconique interne 24 du diffuseur, et sur un carter externe 26 de la chambre, l'extrémité amont de ce carter étant reliée à un voile tronconique externe 28 du diffuseur. Un carénage annulaire 29 est fixé sur les extrémités amont des parois 14, 16 et 18 de la chambre 5 et comprend des orifices de passage d'air alignés avec des ouvertures 30 de la paroi 18 de fond de chambre dans lesquelles sont montés des systèmes 32 d'injection d'un mélange d'air et de carburant dans la chambre, l'air provenant du diffuseur 12 et le carburant étant amené par des injecteurs 100 fixés sur le carter externe 26 et régulièrement répartis autour de l'axe de la chambre. Comme cela sera détaillé ci-après, chaque injecteur comprend un nez d'injecteur 36 aligné sur l'axe 38 de l'ouverture 30 correspondante. Une partie du débit d'air 40 fourni par le compresseur et sortant du diffuseur 12 passe dans le système 32, et est mélangée au carburant amené par l'injecteur, et injectée dans la chambre de combustion, comme en témoignent les flèches 42, 44, 46, 48 et 50 de la figure 1. L'autre partie du débit d'air alimente des canaux annulaires interne 52 et externe 54 de contournement de la chambre de combustion 10, comme cela a été schématisé par les flèches 56.

A titre indicatif, le canal interne 52 est formé entre le voile interne 24 du diffuseur 12 et la paroi interne 14 de la chambre, et l'air qui passe dans ce canal se partage en un débit 58 qui pénètre dans la chambre 10 par des orifices 60, 62 de la paroi interne 14 et en un débit 64 qui passe à travers des trous 66 de la virole interne 20 de la chambre pour aller 6 refroidir des composants, non représentés, situés en aval de cette chambre. Par ailleurs, le canal externe 54 est formé entre le carter externe 26 et la paroi externe 16 de la chambre, et l'air qui passe dans ce canal se divise en un débit 68 qui pénètre dans la chambre 10 par des orifices 70, 72 de la paroi externe 16, et en un débit 76 qui passe à travers des trous 78 de la virole externe 22 pour aller refroidir des composants en aval.

Les orifices 60, 70 sont appelés orifices d'entrée d'air primaire car ils alimentent la zone dite primaire de la chambre de combustion située dans la partie amont de la chambre où les réactions de combustion du mélange d'air et de carburant ont lieu, et les orifices 62, 72 sont appelés orifices d'entrée d'air de dilution car ils alimentent la zone dite de dilution de la chambre de combustion située dans la partie aval de la chambre et dans laquelle les gaz de combustion sont dilués.

La combustion du mélange d'air et de carburant est initiée dans la zone primaire de la chambre au moyen d'une ou de deux bougie d'allumage (non représentée). En référence à présent à la figure 2, il est montré l'un des injecteurs 100 équipant la chambre de combustion. Tout d'abord, de manière classique, celui-ci comporte un corps d'injecteur 102 de forme de révolution, agencé extérieurement par rapport au carter externe 26. A l'une des extrémités de ce corps 102 est prévue une platine de fixation 104 destinée à assurer le montage sur le carter externe, de préférence par 7 boulons (non représentés). Une canalisation externe 106 d'amenée de carburant est issue de la platine 104, et communique avec le corps 102 qui l'alimente en carburant. Cette canalisation 106 prend la forme d'un tube cheminant entre les carters 26 et 24, et présente une portion coudée à proximité de l'ouverture amont du carénage annulaire 29, afin de pouvoir pénétrer au sein de celle-ci comme cela a été représenté sur la figure 1. A son extrémité 106a, la canalisation porte le nez d'injecteur 36, qui, comme représenté sur la figure 3, présente une surface extérieure de centrage 108 en forme de sphère tronquée. Cette surface de centrage 108 est guidée dans un alésage 110 d'une bague de traversée 112 du système 32, dont l'extrémité amont est de forme tronconique pour faciliter l'introduction du nez 36 lors du montage de l'injecteur. L'alésage 110 peut être rainuré afin de permettre le passage du flux d'air 42 schématisé sur la figure 1. Toujours sur la figure 3, on peut apercevoir que le nez 36 renferme de façon classique une pièce annulaire d'injection 114 montrée uniquement schématiquement. Cette pièce 114 permet par exemple de réaliser une injection primaire 116 de carburant par le biais d'un orifice central 117, ainsi qu'une injection secondaire 118 de carburant par le biais d'un orifice annulaire 119 délimité entre la paroi intérieure du nez 36 et la paroi extérieure de la pièce annulaire d'injection. La partie terminale de l'injecteur, qui s'étend sous le carter 26 à partir de la canalisation 106, est particulière en ce sens que l'extrémité 106a 8 de la canalisation 106 est montée sur le nez d'injecteur 36 à l'aide de moyens de fixation réversibles, de préférence du type à vissage. Dans le mode de réalisation préféré représenté, le nez 36 et l'extrémité 106a présentent respectivement deux embouts filetés 120, 122 vissés l'un sur l'autre, l'axe des filetages étant confondu avec l'axe 38. Sur la figure 4, on peut apercevoir que la surface de centrage 108 est équipée d'un témoin d'usure 130, qui prend ici la forme d'une rainure centrée sur l'axe 38 et ouverte radialement vers l'extérieur. Comme cela est montré sur la figure 5a, à l'état neuf, la surface de centrage 108 équipée de la rainure 130 définit une butée axiale 132, également dénommée « marche radiale », qui est parfaitement détectable à l'ceil et/ou au toucher par un opérateur. Pendant le fonctionnement de la turbomachine, la surface de centrage 108 s'use en frottant contre l'alésage 110 qui la guide. La partie de plus grand diamètre de la surface de centrage 108 se transforme alors en une surface cylindrique 108' de section circulaire, centrée sur l'axe 38. Sur la figure 5b, il a été montré un état d'usure acceptable, dans lequel la butée axiale 132 définie par la rainure 108 est toujours présente, en partie, malgré l'usure par frottement de la surface de centrage 108. En revanche, sur la figure 5c, il a été montré un état d'usure inacceptable, dans lequel la butée axiale 132 initialement définie par la rainure 108 a disparue, du fait de l'usure par frottement de la surface de centrage 108. Dans ce dernier cas, l'opérateur 9 établissant un contrôle visuel et/ou tactile de la butée 132 s'aperçoit immédiatement de son absence, ce qui témoigne d'une usure inacceptable conduisant au remplacement du nez d'injecteur, par dévissage du nez endommagé et vissage d'un nouveau nez sur la canalisation externe d'amenée de carburant. Alternativement ou simultanément, le témoin d'usure peut être une partie colorée de la surface extérieure de centrage 108. Dans ce cas, lorsque la couleur ne se voit plus, l'alerte d'usure inacceptable est donnée visuellement. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs.20

Claims (7)

1. REVENDICATIONS1. Partie terminale d'injecteur (100) pour chambre annulaire de combustion de turbomachine d'aéronef comprenant une canalisation externe (106) d'amenée de carburant à l'extrémité de laquelle est monté un nez d'injecteur (36) présentant une surface extérieure de centrage (108) de ladite partie terminale, caractérisée en ce que ledit nez (36) est monté sur l'extrémité (106a) de la canalisation externe (106) par des moyens de fixation réversibles (120, 122).
2. 2. Partie terminale d'injecteur selon la revendication 1, caractérisée en ce que ledit nez (36) et l'extrémité (106a) de la canalisation externe (106) présentent respectivement deux embouts filetés (120, 122) vissés l'un sur l'autre, formant lesdits moyens de fixation réversibles.
3. 3. Partie terminale d'injecteur selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisée en ce que ladite surface extérieure de centrage (108), définie par le nez d'injecteur (36), prend la forme d'une sphère tronquée.
4. 4. Partie terminale d'injecteur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que ladite surface extérieure de centrage (108), 11 définie par le nez d'injecteur (36), est équipée d'un témoin d'usure (130).
5. 5. Injecteur (100) pour chambre de combustion de turbomachine d'aéronef comprenant un corps d'injecteur (102) ainsi qu'une partie terminale d'injecteur selon l'une quelconque des revendications précédentes, raccordée sur ledit corps d'injecteur.
6. 6. Chambre annulaire de combustion (10) pour turbomachine d'aéronef comprenant au moins un injecteur (100) selon la revendication 5.
7. 7. Turbomachine d'aéronef comprenant au 15 moins une chambre annulaire de combustion (10) selon la revendication 6. 20