FR3011065A1 - FUEL INJECTOR NOSE TIP FORMING AIR PASSAGE AROUND THE INJECTOR NOSE - Google Patents

Abstract

Partie terminale (80b) d'injecteur (80) de carburant (Ca) de turbomachine, comprenant un nez (82) d'injecteur (80) annulaire et un embout (90) autour du nez (82) d'injecteur (80). Selon l'invention, l'embout (90) forme un passage (92) d'écoulement d'un flux d'air (Fa) destiné à se mélanger avec le carburant (Ca) en sortie (85) du nez (82) d'injecteur (80). L'embout (90) comprend une surface extérieure de liaison (902) configurée pour venir se loger dans un orifice de logement d'une traversée coulissante de système d'injection de turbomachine.End portion (80b) of a turbomachine fuel injector (80), comprising an annular injector nose (82) and a tip (90) around the injector nose (82) . According to the invention, the nozzle (90) forms a passage (92) for the flow of an air flow (Fa) intended to mix with the fuel (Ca) at the outlet (85) of the nose (82) injector (80). The tip (90) comprises an outer connecting surface (902) configured to be housed in a housing hole of a sliding passage of the turbomachine injection system.

Description

EMBOUT DE NEZ D'INJECTEUR DE CARBURANT FORMANT UN PASSAGE D'AIR AUTOUR DU NEZ D'INJECTEUR DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE L'invention appartient au domaine technique des systèmes d'injection de turbomachine. Plus précisément, l'invention se rapporte à une partie terminale d'injecteur de carburant de turbomachine. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Les systèmes d'injection de carburant de turbomachine connus comprennent une traversée coulissante pourvue d'un orifice de logement d'injecteur de carburant. L'injecteur est raccordé mécaniquement à la traversée coulissante le long d'une surface de liaison du nez d'injecteur. La surface de liaison est de forme sphérique pour former une liaison rotule avec l'orifice de logement cylindrique. La liaison rotule entre le nez d'injecteur et la traversée coulissante permet de compenser les défauts d'alignement dus aux tolérances de fabrications des différents éléments de la chambre de combustion de turbomachine et aux déplacements relatifs de ces éléments. Les déplacements relatifs résultent notamment de la dilatation thermique différentielle des éléments de la chambre de combustion et de phénomènes vibratoires lors du fonctionnement de la turbomachine. Après une durée conséquente de mise en service de la turbomachine, il est possible de constater une usure marquée du nez d'injecteur. Cette usure s'explique entre autres du fait des frottements du nez d'injecteur dans la traversée coulissante et du fait de la faible superficie de la surface de liaison. L'usure du nez d'injecteur a pour conséquence de provoquer un débit de fuite non contrôlée dans une zone de fuite de l'orifice de logement. Par ailleurs, le nez d'injecteur peut être soumis à de fortes températures. Des résidus formés à haute température sont alors susceptibles de s'accumuler à proximité du nez d'injecteur ou dans le nez d'injecteur. Ces déchets souvent abrasifs peuvent notamment conduire à une usure prématurée du nez d'injecteur. Il existe donc un besoin pour limiter l'usure du nez d'injecteur d'un système d'injection de turbomachine, tout en assurant une bonne protection thermique de l'injecteur. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention vise à résoudre au moins partiellement les problèmes rencontrés dans les solutions de l'art antérieur.Description: TECHNICAL FIELD The invention belongs to the technical field of turbomachine injection systems. More specifically, the invention relates to an end portion of a turbomachine fuel injector. STATE OF THE PRIOR ART The known turbomachine fuel injection systems comprise a sliding bushing provided with a fuel injector housing orifice. The injector is mechanically connected to the sliding bushing along a connecting surface of the injector nose. The connecting surface is spherical in shape to form a ball joint with the cylindrical housing hole. The ball joint connection between the injector nose and the sliding bushing makes it possible to compensate for the misalignment due to manufacturing tolerances of the various elements of the turbomachine combustion chamber and to the relative displacements of these elements. The relative displacements result in particular from the differential thermal expansion of the elements of the combustion chamber and of vibratory phenomena during the operation of the turbomachine. After a significant period of commissioning of the turbomachine, it is possible to note a marked wear of the injector nose. This wear is explained among other things by the friction of the injector nose in the sliding bushing and because of the small surface area of the connecting surface. The wear of the injector nose has the effect of causing an uncontrolled leakage flow in a leakage zone of the housing orifice. Moreover, the injector nose can be subjected to high temperatures. Residues formed at high temperatures are then likely to accumulate near the nozzle nose or in the nozzle nose. This often abrasive waste can in particular lead to premature wear of the injector nose. There is therefore a need to limit the wear of the injector nose of a turbomachine injection system, while ensuring good thermal protection of the injector. DISCLOSURE OF THE INVENTION The invention aims to at least partially solve the problems encountered in the solutions of the prior art.

A cet égard, l'invention a pour objet une partie terminale d'injecteur de carburant de turbomachine, comprenant un nez d'injecteur annulaire et un embout autour du nez d'injecteur, l'embout formant un passage d'écoulement d'un flux d'air destiné à se mélanger avec le carburant en sortie du nez d'injecteur, l'embout comprenant une surface extérieure de liaison configurée pour venir se loger dans un orifice de logement d'une traversée coulissante de système d'injection de turbomachine. L'embout présente une surface extérieure de liaison plus importante que le nez d'injecteur. Par conséquent, la partie terminale permet de limiter l'usure du nez d'injecteur et donc les débits de fuite parasite.In this regard, the invention relates to a terminal portion of a turbomachine fuel injector, comprising an annular injector nose and a nozzle around the injector nose, the nozzle forming a flow passage of a air flow intended to mix with the fuel at the outlet of the injector nose, the nozzle comprising an outer connecting surface configured to be housed in a housing orifice of a sliding passage of a turbomachine injection system . The tip has a larger outer bonding surface than the nozzle nose. Consequently, the end portion makes it possible to limit the wear of the injector nose and therefore the parasitic leakage rates.

Par ailleurs, l'embout permet un refroidissement du nez d'injecteur par le flux d'air. De ce fait, l'embout joue le rôle de protection thermique du nez d'injecteur. De plus, en étant situé autour de l'injecteur, l'embout permet de limiter le dépôt de déchets à proximité du nez d'injecteur, notamment de résidus de combustion. L'invention peut comporter de manière facultative une ou plusieurs des caractéristiques suivantes combinées entre elles ou non : Avantageusement, la partie terminale comprend un moyen de giration du flux d'air. Le moyen de giration du flux d'air permet un meilleur mélange de l'air du flux d'air et du carburant en sortie du nez d'injecteur, une meilleure pulvérisation du carburant et un meilleur refroidissement du nez d'injecteur par le flux d'air.Furthermore, the tip allows cooling of the injector nose by the air flow. As a result, the tip plays the role of thermal protection of the injector nose. In addition, being located around the injector, the tip limits the deposition of waste near the nozzle nose, including combustion residues. The invention may optionally include one or more of the following characteristics combined with each other or not: Advantageously, the end portion comprises a means of gyration of the air flow. The airflow gyration means allows for better mixing of the airflow air and fuel at the outlet of the injector nose, better fuel spraying and better cooling of the injector nozzle by the flow air.

Le moyen de giration du flux d'air est notamment configuré pour mettre le flux d'air en giration autour du nez d'injecteur. Le moyen de giration du flux d'air peut se situer dans le passage d'écoulement du flux d'air. En d'autres termes, le moyen de giration se trouve alors entre l'embout et le nez d'injecteur.The means of gyration of the air flow is in particular configured to put the flow of air in gyration around the nozzle nose. The means of gyration of the air flow can be located in the flow passage of the air flow. In other words, the means of gyration is then between the nozzle and the nozzle nose.

Le moyen de giration du flux d'air comprend de préférence une pluralité d'ailettes obliques traversant le passage d'écoulement du flux d'air. En variante, le moyen de giration comprend par exemple une pluralité de perforations, notamment d'inclinaisons différentes, pour introduire un écoulement secondaire d'air destiné à se mélanger avec l'air du flux d'air à l'intérieur du passage. Les perforations sont par exemple pratiquées sur la surface extérieure de l'embout, notamment à proximité de la surface extérieure de liaison. Plus généralement, l'invention a également trait à un embout de nez d'injecteur de carburant de turbomachine, l'embout comprenant un moyen de giration du flux d'air, l'embout étant configuré pour envelopper le nez d'injecteur en formant un passage d'écoulement d'un flux d'air autour du nez d'injecteur. L'embout comprend de préférence dans ce cas une surface externe de liaison configurée pour venir se loger dans un orifice de logement d'une traversée coulissante de système d'injection de turbomachine. Selon une caractéristique supplémentaire, l'embout comprend une sortie du flux d'air de forme évasée centrée sur le nez d'injecteur. La sortie permet alors la pulvérisation d'un cône de mélange d'air et de carburant pour alimenter la turbomachine. L'embout comprend de préférence un manchon interne configuré pour être en contact mécanique direct avec le nez d'injecteur et un manchon externe configuré pour recouvrir le manchon interne, le manchon interne portant une pluralité d'ailettes obliques dans le passage d'écoulement du flux d'air, le passage d'écoulement du flux d'air étant situé entre le manchon interne et le manchon externe. Dans cette configuration préférée, le manchon externe peut s'user indépendamment du manchon interne, notamment au niveau de la surface externe de liaison qui se situe sur le manchon externe. Il est alors possible de remplacer le manchon externe tout en conservant le manchon interne et de réaliser ainsi une économie en évitant de remplacer inutilement les ailettes obliques. Le manchon externe recouvre de préférence intégralement le manchon interne afin notamment de limiter l'usure du manchon interne et de mieux diriger le flux d'air. L'injecteur est de préférence de forme annulaire. Dans ce cas, le passage et plus généralement l'embout sont de préférence annulaires. Selon une particularité de réalisation, le nez d'injecteur comprend notamment un premier canal annulaire d'admission de carburant, un deuxième canal annulaire d'admission de carburant séparé du premier canal par une paroi de partition, une première rangée annulaire d'ailettes obliques orientées dans un premier sens traversant le premier canal et une deuxième rangée annulaire d'ailettes obliques orientées dans un deuxième sens traversant le deuxième canal. L'air traversant le passage et l'air approvisionnant l'embout proviennent alors d'un compresseur de turbomachine. L'injecteur est un injecteur connu sous le nom d' « injecteur aéromécanique ». En particulier, l'invention se rapporte aussi à un injecteur de carburant comprenant une partie terminale telle que définie ci-dessus. En outre, l'invention concerne également un ensemble de turbomachine comprenant un injecteur tel que défini ci-dessus et un système d'injection configuré pour être raccordé mécaniquement à un fond de chambre de combustion de turbomachine, le système d'injection comprenant une traversée coulissante comprenant un orifice de logement pour loger la surface extérieure de liaison. Selon une caractéristique additionnelle, la surface externe de liaison est de préférence sensiblement sphérique et l'orifice de logement est sensiblement cylindrique. Ainsi, l'embout est configuré pour former une liaison rotule avec la traversée coulissante, notamment de manière à compenser les défauts d'alignement du système d'injection. De préférence, le système d'injection comprend une partie aval comprenant un espace de logement de la traversée coulissante et un unique espace annulaire aval comprenant un moyen de giration d'un flux d'air autour de l'embout. Dans ce cas, le moyen de giration peut notamment être constitué d'une pluralité d'ailettes obliques aval configurées pour imprimer à un flux d'air traversant l'espace annulaire aval un mouvement giratoire autour de l'embout.The means of gyration of the air flow preferably comprises a plurality of oblique fins passing through the flow passage of the air flow. Alternatively, the gyration means comprises for example a plurality of perforations, in particular of different inclinations, to introduce a secondary air flow intended to mix with the air of the air flow inside the passage. The perforations are for example made on the outer surface of the nozzle, in particular near the outer connecting surface. More generally, the invention also relates to a turbomachine fuel injector nozzle tip, the nozzle comprising a means of gyration of the air flow, the nozzle being configured to wrap the injector nose forming a flow passage of a flow of air around the injector nose. The tip preferably comprises in this case an outer connecting surface configured to be housed in a housing hole of a sliding passage of the turbomachine injection system. According to an additional characteristic, the nozzle comprises an outlet of the flared form airflow centered on the injector nose. The output then allows the spraying of a cone of air and fuel mixture to feed the turbomachine. The tip preferably comprises an inner sleeve configured to be in direct mechanical contact with the nozzle nose and an outer sleeve configured to cover the inner sleeve, the inner sleeve having a plurality of oblique fins in the flow passage of the nozzle. air flow, the flow passage of the air flow being located between the inner sleeve and the outer sleeve. In this preferred configuration, the outer sleeve may wear independently of the inner sleeve, particularly at the external connecting surface which is located on the outer sleeve. It is then possible to replace the outer sleeve while retaining the inner sleeve and thus save money by avoiding unnecessary replacement of the oblique fins. The outer sleeve preferably covers the inner sleeve integrally, in particular to limit the wear of the inner sleeve and to better direct the flow of air. The injector is preferably annular. In this case, the passage and more generally the tip are preferably annular. According to a particular embodiment, the injector nose comprises in particular a first annular fuel admission channel, a second annular fuel admission channel separated from the first channel by a partition wall, a first annular row of oblique fins. oriented in a first direction through the first channel and a second annular row of oblique fins oriented in a second direction through the second channel. The air passing through the passage and the air supplying the nozzle then come from a turbomachine compressor. The injector is an injector known as the "aeromechanical injector". In particular, the invention also relates to a fuel injector comprising an end portion as defined above. In addition, the invention also relates to a turbomachine assembly comprising an injector as defined above and an injection system configured to be mechanically connected to a turbomachine combustion chamber bottom, the injection system comprising a feedthrough slider comprising a housing hole for accommodating the outer connecting surface. According to an additional characteristic, the external connecting surface is preferably substantially spherical and the housing orifice is substantially cylindrical. Thus, the tip is configured to form a ball joint with the sliding bushing, in particular to compensate for misalignment of the injection system. Preferably, the injection system comprises a downstream portion comprising a housing space of the sliding bushing and a single downstream annular space comprising means for gyrating an air flow around the endpiece. In this case, the turning means may in particular consist of a plurality of downstream oblique fins configured to print a flow of air passing through the annular space downstream a gyratory movement around the tip.

Autrement dit, un passage comprenant un moyen de giration est susceptible d'être déplacé du système d'injection vers la partie terminale. L'embout permet ainsi un transfert de masse du système d'injection vers la partie terminale d'injecteur. Plus généralement, si la masse de l'embout est inférieure au gain de masse du système d'injection du fait du retrait d'un espace annulaire pourvu d'un moyen de giration, la masse totale de l'ensemble de turbomachine est diminuée. Le coût de fonctionnement de la turbomachine est ainsi réduit. L'embout permet également un déplacement des fonctions d'amélioration de la composition du mélange d'air et de carburant, d'amélioration de la pulvérisation du mélange et de refroidissement du mélange du système d'injection vers la partie terminale. La conception du système d'injection peut donc être simplifiée par transfert de ces fonctions du système d'injection à la partie terminale. Par ailleurs, le refroidissement de l'injecteur est aussi amélioré grâce à l'embout. L'invention porte également sur une chambre de combustion de turbomachine comprenant l'ensemble de turbomachine tel que défini ci-dessus.In other words, a passage comprising a turning means can be moved from the injection system to the end portion. The tip thus allows a mass transfer of the injection system to the end portion of the injector. More generally, if the mass of the nozzle is less than the mass gain of the injection system due to the withdrawal of an annular space provided with a means of gyration, the total mass of the turbomachine assembly is reduced. The operating cost of the turbomachine is thus reduced. The tip also allows a displacement of the functions of improving the composition of the mixture of air and fuel, improving the spray mixture and cooling the mixture of the injection system to the end portion. The design of the injection system can be simplified by transferring these functions of the injection system to the terminal part. In addition, the cooling of the injector is also improved thanks to the tip. The invention also relates to a turbomachine combustion chamber comprising the turbomachine assembly as defined above.

L'invention se rapporte enfin à une turbomachine comprenant une chambre de combustion telle que définie ci-dessus. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description d'exemples de réalisation, donnés à titre purement indicatif et nullement limitatif, en faisant référence aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 représente une représente une vue schématique en coupe longitudinale d'une chambre de combustion de turbomachine d'aéronef comprenant une partie terminale d'injecteur de carburant, selon un mode de réalisation de l'invention; la figure 2 est une vue en coupe longitudinale de la partie terminale d'injecteur de carburant représentée à la figure 1; la figure 3 est une vue partielle d'un embout de partie terminale d'injecteur, selon le mode de réalisation préféré de l'invention ; la figure 4 est une vue en coupe longitudinale du nez d'injecteur autour duquel est situé l'embout de la figure 3.The invention finally relates to a turbomachine comprising a combustion chamber as defined above. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The present invention will be better understood on reading the description of exemplary embodiments, given purely by way of indication and in no way limiting, with reference to the appended drawings, in which: FIG. 1 represents a schematic view; in longitudinal section of an aircraft turbomachine combustion chamber comprising an end portion of a fuel injector, according to one embodiment of the invention; Figure 2 is a longitudinal sectional view of the end portion of the fuel injector shown in Figure 1; Figure 3 is a partial view of an end portion of an injector portion, according to the preferred embodiment of the invention; FIG. 4 is a longitudinal sectional view of the nozzle nose around which the tip of FIG. 3 is located.

EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS Des parties identiques, similaires ou équivalentes des différentes figures portent les mêmes références numériques de façon à faciliter le passage d'une figure à l'autre. En référence à la figure 1, il est représenté une chambre de combustion 2 d'une turbomachine 1 d'aéronef. La chambre de combustion 2 est annulaire autour d'un axe de turbomachine 1. La chambre de combustion 2 comporte une paroi de carter intérieure fixe 4 et une paroi de carter extérieure 6. La paroi de carter extérieure 6 délimite avec une paroi de chambre extérieure 12 un passage 14 d'écoulement d'air. De même, la paroi de carter intérieure 4 définit avec une paroi de chambre intérieure 8 un second passage 10 d'écoulement d'air. Les parois de chambre intérieure 8 et extérieure 12 sont reliés par un fond de chambre 16 de la chambre de combustion 2. La chambre de combustion 2 de turbomachine 1 comprend un ensemble de turbomachine 1 incluant au moins un système d'injection 18 configuré pour être raccordé mécaniquement au fond de chambre 16 de combustion. De préférence, l'ensemble comprend une pluralité de systèmes d'injection 18 destinés à être chacun alimenté en carburant par un injecteur de carburant 80. L'ensemble comprend autant d'injecteurs 80 que de systèmes d'injections 18. En pratique, une pluralité de systèmes d'injection 18 et d'injecteurs 80 associés sont montés sur le fond de chambre 16. Pour plus de visibilité, un seul système d'injection 18 est représenté à la figure 1. L'injecteur associé 80 sera décrit plus en détail à la figure 2. Chaque système d'injection 18 comprend une traversée coulissante 26 et une partie aval fixe de système d'injection 18. La partie aval de système d'injection 18 comprend un espace de logement de la traversée coulissante 26. De plus, la partie aval comprend au moins un espace annulaire aval 24 pourvu d'un moyen de giration 244 de flux d'air et un bol mélangeur 28 en aval de l'espace annulaire aval 24. Le bol mélangeur 28 présente une symétrie de révolution par rapport à un axe 3 de bol mélangeur 28 qui est en général confondu avec un axe de révolution du système d'injection 18. Le bol mélangeur 28 est solidaire du fond de chambre 16. L'espace annulaire aval 24 est pourvu d'un moyen de giration du flux d'air 244 est également connu sous le nom de « vrille », de l'anglais « swirler ». Autrement dit, le moyen de giration 244 est configuré pour imprimer à un flux d'air Fa un mouvement de giration autour de la partie terminale 80b de l'injecteur 80.DETAILED DESCRIPTION OF PARTICULAR EMBODIMENTS Identical, similar or equivalent parts of the different figures bear the same numerical references so as to facilitate the passage from one figure to another. With reference to FIG. 1, there is shown a combustion chamber 2 of an aircraft turbine engine 1. The combustion chamber 2 is annular around a turbomachine axis 1. The combustion chamber 2 comprises a fixed inner casing wall 4 and an outer casing wall 6. The outer casing wall 6 delimits with an outer chamber wall 12 a passage 14 of air flow. Likewise, the inner housing wall 4 defines with an inner chamber wall 8 a second airflow passage 10. The inner chamber 8 and outer 12 walls are connected by a chamber bottom 16 of the combustion chamber 2. The combustion chamber 2 of the turbomachine 1 comprises a turbomachine assembly 1 including at least one injection system 18 configured to be mechanically connected to the combustion chamber bottom 16. Preferably, the assembly comprises a plurality of injection systems 18 each intended to be supplied with fuel by a fuel injector 80. The assembly comprises as many injectors 80 as injection systems 18. a plurality of injection systems 18 and associated injectors 80 are mounted on the chamber bottom 16. For greater visibility, a single injection system 18 is shown in FIG. 1. The associated injector 80 will be described in more detail. FIG. 2. Each injection system 18 comprises a sliding bushing 26 and a fixed downstream part of the injection system 18. The downstream part of the injection system 18 comprises a housing space of the sliding bushing 26. From FIG. Furthermore, the downstream part comprises at least one downstream annular space 24 provided with a means of gyration 244 of air flow and a mixing bowl 28 downstream of the downstream annular space 24. The mixing bowl 28 has a symmetry of revolution by ra The mixer bowl 28 is integral with the chamber bottom 16. The downstream annular space 24 is provided with a means for a mixing shaft axis 28 which is generally merged with an axis of revolution of the injection system. 244 airflow gyration is also known as "swirl", the English "swirler". In other words, the gyrating means 244 is configured to print a flow of air F a gyration movement around the end portion 80b of the injector 80.

Sur la figure 1, le moyen de giration du flux d'air 244 est constitué par une pluralité d'ailettes obliques 244 traversant l'espace annulaire aval 24. Pour un meilleur mélange d'air Fa et de carburant Ca en entrée de chambre de combustion 2, les ailettes obliques 244 sont notamment disposées régulièrement. Les ailettes obliques 244 forment par exemple au moins une rangée annulaire d'ailettes 244 inclinées dans un même sens. Le système d'injection 18 de la figure 1 ne comprend qu'un unique espace annulaire aval 24 pourvu d'un moyen de giration 244 au lieu d'au moins deux espaces annulaires aval dans les systèmes d'injection de l'art antérieur, du fait de la configuration de la partie terminale 80b de l'injecteur 80, en particulier de l'embout 90.In FIG. 1, the means of gyration of the air stream 244 is constituted by a plurality of oblique fins 244 passing through the downstream annular space 24. For a better mixture of air Fa and fuel Ca at the inlet of the chamber of combustion 2, the oblique fins 244 are in particular regularly arranged. The oblique fins 244 form for example at least one annular row of fins 244 inclined in the same direction. The injection system 18 of FIG. 1 comprises only a single downstream annular space 24 provided with a means of gyration 244 instead of at least two downstream annular spaces in the injection systems of the prior art, due to the configuration of the end portion 80b of the injector 80, in particular of the nozzle 90.

La traversée coulissante 26 est montée coulissante dans l'espace de logement, en amont de l'espace annulaire aval 24. La traversée coulissante 26 comprend un orifice de logement 262 de la partie terminale 80b alimentant le système d'injection 18 en carburant. Sur la figure 1, l'orifice de logement 262 est de forme cylindrique tandis que la surface extérieure de liaison 902 pour raccorder mécaniquement la partie terminale 80b à l'orifice de logement 262 est de forme sphérique. De cette manière, la partie terminale 80b de l'injecteur 80 forme une liaison rotule avec l'orifice de logement 262, ce qui permet de compenser les éventuels défauts d'alignement de la chambre de combustion.The sliding bushing 26 is slidably mounted in the accommodation space, upstream of the downstream annular space 24. The sliding bushing 26 comprises a housing orifice 262 of the end portion 80b supplying the injection system 18 with fuel. In Figure 1, the housing port 262 is cylindrical while the outer connecting surface 902 for mechanically connecting the end portion 80b to the housing port 262 is spherical in shape. In this way, the end portion 80b of the injector 80 forms a ball joint connection with the housing orifice 262, which makes it possible to compensate for any misalignment of the combustion chamber.

En référence à la figure 2, chaque injecteur 80 comprend une partie amont 80a comprenant une canne d'injection et une partie terminale 80b. La partie terminale 80 inclut un nez 82 d'injecteur 80 annulaire et un embout 90 situé autour du nez 82 d'injecteur 80. L'embout 90 est configuré pour envelopper le nez 82 d'injecteur 80 en formant un passage 92 d'écoulement d'un flux d'air Fa autour du nez 82 d'injecteur 80. En particulier, l'embout 90 joue le rôle d'enveloppe mécaniquement protectrice vis-à-vis de l'usure susceptible d'être générée par frottement du nez d'injecteur 82 avec la traversée coulissante 26, tout en conférant une protection thermique au nez 82 d'injecteur 80 par le biais du passage 92 d'écoulement d'un flux d'air Fa.Referring to Figure 2, each injector 80 comprises an upstream portion 80a comprising an injection rod and a terminal portion 80b. The end portion 80 includes a nose 80 of an annular injector 80 and a tip 90 located around the nose 82 of the injector 80. The tip 90 is configured to wrap the nose 82 of the injector 80 forming a flow passage 92 a flow of air Fa around the nose 82 of the injector 80. In particular, the tip 90 acts as a mechanically protective envelope vis-à-vis the wear likely to be generated by friction of the nose injector 82 with the sliding bushing 26, while conferring a thermal protection to the nose 82 of the injector 80 through the passage 92 of flow of a flow of air Fa.

La surface extérieure de liaison 902 est située sur la partie amont 90a de l'embout 90. La partie amont 90a est en saillie par rapport au reste de l'embout 90, notamment la partie aval 90b de l'embout. La partie aval 90b de l'embout ou sortie 90b du flux d'air Fa est de forme évasée. La sortie 90b est aussi centrée sur le nez 82 d'injecteur 80. De cette manière, le mélange de l'air du passage 92 d'écoulement d'un flux d'air Fa et du carburant en sortie 85 de l'injecteur 80 peut mieux s'effectuer. Surtout, le mélange peut être pulvérisé dans la chambre de combustion 2 selon un cône de pulvérisation avec un angle maximum a suffisamment important. L'embout 90 comprend au moins un premier orifice 91 et un deuxième orifice 95 opposé au premier orifice 91 délimitant le passage 92 d'écoulement du flux d'air Fa. Le premier orifice 91 est délimité par la partie amont 90a de l'embout 90 tandis que le deuxième orifice 95 est délimité par la partie aval 90b de l'embout 90. Le deuxième orifice 95 présente une surface plus faible pour l'écoulement du flux d'air Fa que le premier orifice 91. Du fait de ce rétrécissement, l'embout 90 est configuré à la manière d'un « venturi », c'est-à-dire que l'air est accéléré entre le premier orifice 91 et le deuxième orifice 95, de manière à permettre notamment une meilleure distribution du carburant Ca mélangé à l'air, dans la chambre de combustion 2. La partie terminale 80b comprend un moyen de giration 94 du flux d'air Fa. Tout moyen de giration 94 apte à imprimer un mouvement de giration à un flux d'air autour de la partie terminale 80b peut être utilisé par l'homme du métier. De manière similaire à ce qui a été décrit à propos de l'espace annulaire 24 pourvu du moyen de giration 244, le passage 92 pourvu du moyen de giration 94 peut être qualifié de « vrille », de l'anglais « swirler ». Autrement dit, le moyen de giration 94 est configuré pour imprimer à un flux d'air Fa un mouvement de giration autour du nez 82 d'injecteur 80 annulaire. Le passage 92 formé par l'embout 90, surtout en présence d'un moyen de giration 94 de la partie terminale 80b, est susceptible de permettre de supprimer une vrille du système d'injection 18 sans dégrader les performances de la turbomachine 1 en termes de qualité de la combustion. Les performances générales de la turbomachine 1 sont donc susceptibles d'être améliorées sensiblement par l'invention. En référence aux figures 2 et 3, le moyen de giration du flux d'air 94 est constitué par une pluralité d'ailettes obliques 94 traversant le passage 92. Toujours par analogie avec ce qui précède, les ailettes obliques 94 sont notamment disposées régulièrement. Les ailettes 94 forment par exemple au moins une rangée annulaire d'ailettes 94 inclinées dans un même sens. En référence plus spécifiquement à la figure 3, l'embout 90 comprend un manchon interne 96 configuré pour être en contact mécanique direct avec le nez 82 d'injecteur 80 et un manchon externe 98 configuré pour recouvrir le manchon interne 96. La périphérie du manchon interne 96 supporte la pluralité d'ailettes 94 obliques. Le manchon externe 98 peut alors s'user indépendamment du manchon interne 96 et être remplacé indépendamment du manchon interne 96. Dans cette configuration préférée, le passage 92 d'écoulement du flux d'air Fa étant situé entre le manchon interne 96 et le manchon externe 98. Les ailettes obliques 94 sont situées dans le passage 92 d'écoulement du flux d'air Fa.The outer connecting surface 902 is located on the upstream portion 90a of the nozzle 90. The upstream portion 90a is projecting relative to the remainder of the nozzle 90, in particular the downstream portion 90b of the nozzle. The downstream part 90b of the nozzle or outlet 90b of the air flow Fa is flared. The outlet 90b is also centered on the nose 82 of the injector 80. In this way, the mixture of the air of the flow passage 92 of an air flow Fa and the outlet fuel 85 of the injector 80 can be better done. Especially, the mixture can be sprayed into the combustion chamber 2 in a spray cone with a maximum angle has sufficiently large. The nozzle 90 comprises at least a first orifice 91 and a second orifice 95 opposite the first orifice 91 delimiting the flow passage 92 of the air flow Fa. The first orifice 91 is delimited by the upstream portion 90a of the nozzle 90 whereas the second orifice 95 is delimited by the downstream portion 90b of the nozzle 90. The second orifice 95 has a smaller surface area for the flow of the airflow Fa than the first orifice 91. Because of this narrowing , the tip 90 is configured in the manner of a "venturi", that is to say that the air is accelerated between the first orifice 91 and the second orifice 95, so as to allow in particular a better distribution of the fuel Ca mixed with air, in the combustion chamber 2. The end portion 80b comprises a means of gyration 94 of the airflow Fa. Any means of gyration 94 able to impart a gyration movement to an air flow around the terminal part 80b can be used by the man of career. Similar to what has been described with respect to the annular space 24 provided with the gyrating means 244, the passage 92 provided with the gyrating means 94 may be described as a "swirler" or "swirler". In other words, the gyration means 94 is configured to print a flow of air Fa a gyration movement around the nose 82 of the annular injector 80. The passage 92 formed by the endpiece 90, especially in the presence of a means of gyration 94 of the end portion 80b, is capable of eliminating a swirler from the injection system 18 without degrading the performance of the engine 1 in terms of quality of combustion. The general performance of the turbomachine 1 are therefore likely to be substantially improved by the invention. With reference to FIGS. 2 and 3, the means of gyration of the air flow 94 is constituted by a plurality of oblique fins 94 passing through the passage 92. Still in analogy with the foregoing, the oblique fins 94 are in particular arranged regularly. The fins 94 form for example at least one annular row of fins 94 inclined in the same direction. Referring more specifically to Figure 3, the tip 90 includes an inner sleeve 96 configured to be in direct mechanical contact with the nozzle nose 82 and an outer sleeve 98 configured to cover the inner sleeve 96. The periphery of the sleeve Internal 96 supports the plurality of oblique fins 94. The outer sleeve 98 may then wear independently of the inner sleeve 96 and be replaced independently of the inner sleeve 96. In this preferred configuration, the flow passage 92 of the airflow Fa being located between the inner sleeve 96 and the sleeve external 98. The oblique fins 94 are located in the passage 92 flow of the air flow Fa.

Le manchon externe 98 recouvre de préférence intégralement le manchon interne 96 afin notamment de limiter l'usure du manchon interne 96 et de mieux diriger le flux d'air Fa à l'intérieur du passage 92. Le manchon externe 98 forme alors une enveloppe extérieure entourant tout le manchon interne 96, en particulier les ailettes obliques 94. Le manchon interne 96 est de préférence fixé au nez 82 d'injecteur 80, par exemple par brasure. De même, le manchon externe 98 est de préférence fixé au manchon interne 96. Le manchon externe 98 est notamment raccordé mécaniquement au manchon interne 96 par brasure du manchon externe 98 sur les ailettes 94.The outer sleeve 98 preferably completely covers the inner sleeve 96 in particular to limit the wear of the inner sleeve 96 and to better direct the flow of air Fa inside the passage 92. The outer sleeve 98 then forms an outer envelope surrounding the entire inner sleeve 96, in particular the oblique fins 94. The inner sleeve 96 is preferably attached to the nose 82 of the injector 80, for example by brazing. Similarly, the outer sleeve 98 is preferably attached to the inner sleeve 96. The outer sleeve 98 is in particular mechanically connected to the inner sleeve 96 by brazing the outer sleeve 98 on the fins 94.

En référence à la figure 4, le nez 82 d'injecteur 80 entouré par l'embout 90 comprend un premier canal 822 annulaire d'admission de carburant et un deuxième canal annulaire 832 d'admission de carburant séparé du premier canal par une paroi de partition 86. Le nez 82 d'injecteur 80 inclue une première rangée annulaire d'ailettes 824 obliques orientées dans un premier sens traversant le premier canal 822 et une deuxième rangée annulaire d'ailettes 84 obliques orientées dans un deuxième sens traversant le deuxième canal 832. Les ailettes obliques 824, 84, 94 et 244 sont inclinées dans des sens identiques ou non, par exemple alternées ou non.Referring to FIG. 4, the injector nose 82 surrounded by the tip 90 includes a first fuel inlet annular channel 822 and a second fuel inlet annular channel 832 separated from the first channel by a fuel channel. partition 86. The nose 82 of the injector 80 includes a first annular row of oblique fins 824 oriented in a first direction crossing the first channel 822 and a second annular row of oblique fins 84 oriented in a second direction crossing the second channel 832 The oblique fins 824, 84, 94 and 244 are inclined in the same or different directions, for example alternating or not.

Toujours par analogie, le premier canal 822 annulaire pourvu de la première rangée annulaire d'ailettes 824 et le deuxième canal 83 2 annulaire pourvu de la deuxième rangée annulaire d'ailettes 84 peuvent être qualifiés de « vrille ». L'ensemble de turbomachine 1 comprend alors quatre vrilles, les deux vrilles 822, 832 à l'intérieur du nez 82 d'injecteur 80, la vrille interne formée par le passage 92 et la vrille externe formée par l'espace annulaire aval 24. L'écoulement de l'air et l'écoulement de carburant alimentant la chambre de combustion 2 sont représentés en référence à nouveau à la figure 1 et à la figure 2. L'injecteur 80 et le système d'injection 18 sont alimentés dans la direction de la flèche 48 en air sous pression au niveau du passage 46. Cet air sous pression sert notamment à la combustion ou au refroidissement de la chambre de combustion 2. Une partie de cet air est introduit dans la chambre de combustion 2 au niveau de l'ouverture centrale du carénage 50, comme schématisé par la flèche 52, tandis qu'une autre partie de l'air s'écoule vers les passages 10 et 14 d'écoulement d'air respectivement selon les directions 54 et 56 puis selon la direction 60. L'écoulement d'air schématisé par les flèches 60 pénètre ensuite dans la chambre de combustion 2 par des orifices primaires et des orifices de dilution. Une partie de l'air provenant de l'écoulement selon les flèches 52 alimente directement le système d'injection 18 au niveau de trous de purges et au niveau de l'unique vrille 24 du système d'injection 18. Par ailleurs, une autre partie de l'air de l'écoulement selon les flèches 52 forme un flux d'air Fa qui circule dans le passage 92 de la partie terminale 80b en passant par le premier orifice 91 en direction du deuxième orifice 95. En parallèle, du carburant Ca s'écoule le long de la canne d'injection 80a en direction de la partie terminale 80b. Le flux d'air Fa traversant le passage 92 formé entre l'embout 90 et le nez 82 d'injecteur 80 se mélange alors avec le carburant Ca en sortie 85 du nez 82 d'injecteur 80 selon un cône de pulvérisation avec un angle maximum a souhaité. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite sans sortir du cadre de l'exposé de l'invention.Still by analogy, the first annular channel 822 provided with the first annular row of fins 824 and the second annular channel 83 2 provided with the second annular row of fins 84 may be termed "twist". The turbomachine assembly 1 then comprises four tendrils, the two tendrils 822, 832 inside the injector nose 82, the internal swirler formed by the passage 92 and the external swirl formed by the downstream annular space 24. The flow of air and the flow of fuel supplying the combustion chamber 2 are shown with reference again to FIG. 1 and FIG. 2. The injector 80 and the injection system 18 are fed into the direction of the arrow 48 in pressurized air at the passage 46. This pressurized air is used in particular for the combustion or cooling of the combustion chamber 2. Part of this air is introduced into the combustion chamber 2 at the level of the central aperture of the shroud 50, as shown schematically by the arrow 52, while another part of the air flows towards the air flow passages 10 and 14 respectively in the directions 54 and 56 and then according to the direction 60. The dried air flow matted by the arrows 60 then enters the combustion chamber 2 through primary orifices and dilution orifices. Part of the air coming from the flow according to the arrows 52 directly feeds the injection system 18 at purge holes and at the single swirler 24 of the injection system 18. Moreover, another part of the air flow according to the arrows 52 forms a flow of air Fa which flows in the passage 92 of the end portion 80b through the first orifice 91 towards the second orifice 95. In parallel, fuel It flows along the injection rod 80a towards the end portion 80b. The flow of air Fa passing through the passage 92 formed between the nozzle 90 and the nose 82 of the injector 80 then mixes with the fuel Ca at the outlet 85 of the injector nose 82 in a spray cone with a maximum angle wished. Of course, various modifications may be made by those skilled in the art to the invention which has just been described without departing from the scope of the disclosure of the invention.

Claims (10)

REVENDICATIONS1. Partie terminale (80b) d'injecteur (80) de carburant (Ca) de turbomachine (1), comprenant un nez (82) d'injecteur (80) annulaire, caractérisée en ce que la partie terminale (80b) comprend un embout (90) autour du nez (82) d'injecteur (80), l'embout (90) formant un passage (92) d'écoulement d'un flux d'air (Fa) destiné à se mélanger avec le carburant (Ca) en sortie (85) du nez (82) d'injecteur (80), l'embout (90) comprenant une surface extérieure de liaison (902) configurée pour venir se loger dans un orifice de logement (262) d'une traversée coulissante (26) de système d'injection (18) de turbomachine (1).REVENDICATIONS1. End portion (80b) of a turbomachine (1) fuel injector (1), comprising a nose (82) of an annular injector (80), characterized in that the end portion (80b) comprises a nozzle ( 90) around the nose (82) of injector (80), the tip (90) forming a passage (92) for the flow of an air flow (Fa) for mixing with the fuel (Ca) at the outlet (85) of the nose (82) of the injector (80), the tip (90) comprising an outer connecting surface (902) configured to be housed in a housing opening (262) of a sliding bushing (26) turbomachine injection system (18) (1). 2. Partie terminale (80b) d'injecteur (80) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la partie terminale (80b) comprend un moyen de giration (94) du flux d'air (Fa).2. Terminal portion (80b) injector (80) according to the preceding claim, characterized in that the end portion (80b) comprises a means of gyration (94) of the air flow (Fa). 3. Partie terminale (80b) d'injecteur (80) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que l'embout (90) comprend une sortie (90b) du flux d'air (Fa) de forme évasée centrée sur le nez (82) d'injecteur (80).3. end portion (80b) injector (80) according to any one of the preceding claims, characterized in that the tip (90) comprises an outlet (90b) of the airflow (Fa) flared form centered on the nose (82) of injector (80). 4. Partie terminale (80b) d'injecteur (80) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que l'embout (90) comprend un manchon interne (96) configuré pour être en contact mécanique direct avec le nez (82) d'injecteur (80) et un manchon externe (98) configuré pour recouvrir le manchon interne (96), le manchon interne (96) portant une pluralité d'ailettes (94) obliques dans le passage (92) d'écoulement du flux d'air (Fa), le passage (92) d'écoulement du flux d'air (Fa) étant situé entre le manchon interne (96) et le manchon externe (98).An end portion (80b) of an injector (80) according to any one of the preceding claims, characterized in that the tip (90) comprises an inner sleeve (96) configured to be in direct mechanical contact with the nose ( 82) of an injector (80) and an outer sleeve (98) configured to cover the inner sleeve (96), the inner sleeve (96) carrying a plurality of fins (94) oblique in the flow passage (92). the air flow (Fa), the flow passage (92) of the air flow (Fa) being located between the inner sleeve (96) and the outer sleeve (98). 5. Injecteur (80) de carburant comprenant une partie terminale (80b) selon l'une quelconque des revendications précédentes.30A fuel injector (80) comprising an end portion (80b) according to any one of the preceding claims. 6. Ensemble de turbomachine (1) comprenant un injecteur (80) selon la revendication précédente et un système d'injection (18) configuré pour être raccordé mécaniquement à un fond de chambre (16) de combustion de turbomachine (1), le système d'injection (18) comprenant une traversée coulissante (26) comprenant un orifice de logement (262) pour loger la surface extérieure de liaison (902).6. Turbomachine assembly (1) comprising an injector (80) according to the preceding claim and an injection system (18) configured to be mechanically connected to a turbomachine combustion chamber chamber (16) (1), the system injection nozzle (18) comprising a sliding bushing (26) including a housing port (262) for accommodating the outer bonding surface (902). 7. Ensemble selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la surface extérieure de liaison (902) est sensiblement sphérique et l'orifice de logement (262) sensiblement cylindrique.7. An assembly according to the preceding claim, characterized in that the outer connecting surface (902) is substantially spherical and the housing opening (262) substantially cylindrical. 8. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 6 et 7, caractérisé en ce que le système d'injection (18) comprend une partie aval comprenant un espace de logement de la traversée coulissante (26) et un unique espace annulaire aval (24) comprenant un moyen de giration (244) d'un flux d'air (Fa) autour de l'embout (90).8. An assembly according to any one of claims 6 and 7, characterized in that the injection system (18) comprises a downstream portion comprising a housing space of the sliding bushing (26) and a single downstream annular space (24). ) comprising means for gyrating (244) an air flow (Fa) around the mouthpiece (90). 9. Chambre de combustion (2) de turbomachine (1) comprenant un ensemble de turbomachine (1) selon l'une quelconque des revendications 6 à 8.9. A turbomachine combustion chamber (2) comprising a turbomachine assembly (1) according to any one of claims 6 to 8. 10. Turbomachine (1) comprenant une chambre de combustion (2) selon la revendication précédente.10. Turbomachine (1) comprising a combustion chamber (2) according to the preceding claim.