EP3877699A1 - Nez d'injecteur pour turbomachine comprenant un circuit primaire de carburant agencé autour d'un circuit secondaire de carburant - Google Patents

Nez d'injecteur pour turbomachine comprenant un circuit primaire de carburant agencé autour d'un circuit secondaire de carburant

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EP3877699A1
EP3877699A1 EP19848993.2A EP19848993A EP3877699A1 EP 3877699 A1 EP3877699 A1 EP 3877699A1 EP 19848993 A EP19848993 A EP 19848993A EP 3877699 A1 EP3877699 A1 EP 3877699A1
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EP
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fuel
primary
annular
injector
injector nose
Prior art date
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EP19848993.2A
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EP3877699B1 (fr
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Christophe CHABAILLE
Clément Yves Emile BERNARD
Sébastien Christophe LOVAL
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Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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Publication date
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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
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • 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
    • F23R3/28—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
    • F23D—BURNERS
    • F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
    • F23D2900/00016—Preventing or reducing deposit build-up on burner parts, e.g. from carbon
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00004—Preventing formation of deposits on surfaces of gas turbine components, e.g. coke deposits
    • 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
    • F23R3/28—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

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 the propulsion of aircraft.
  • the combustion chambers of turbomachinery are generally equipped with fuel injectors associated with premix systems, commonly called “injection systems”, generally comprising one or more tendrils (axial and / or radial) , also called “whirlpools", which use the air coming from a compressor arranged upstream of the combustion chamber to atomize the fuel in the combustion chamber.
  • injection systems generally comprising one or more tendrils (axial and / or radial) , also called “whirlpools”, which use the air coming from a compressor arranged upstream of the combustion chamber to atomize the fuel in the combustion chamber.
  • aerodynamic injectors which mainly use the pressure and speed of the air leaving the compressor to rotate the fuel leaving the injector nose
  • aeromechanical injectors which use mainly the fuel pressure inside the injector nose to rotate and spray the fuel.
  • the noses of the dual fuel circuit injectors comprise a primary fuel circuit, also called the pilot circuit, comprising a primary fuel spin supplying a primary injector (also called the pilot injector) arranged on an axis of the injector nose, and a secondary fuel circuit, also called the main circuit, comprising a secondary fuel spin supplying a secondary injector (also called the main injector) arranged around the primary injector.
  • a primary fuel circuit also called the pilot circuit
  • a secondary fuel circuit also called the main circuit
  • a secondary fuel circuit also called the main circuit
  • a secondary fuel spin supplying a secondary injector also called the main injector
  • These can 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 the propagation of the flame to neighboring sectors.
  • the secondary circuit is intended to supply the engine at speeds ranging from cruising flight to takeoff.
  • the injector noses are generally subjected to the high temperatures of the combustion chamber, which causes a risk of coking of the fuel stagnating within the secondary fuel circuit at the speeds of the turbomachine at which the secondary injector does not is not in operation.
  • a known solution consists in arranging a cooling air circuit at the periphery of the injector nose in order to ensure thermal protection and thermal cooling of the entire injector nose.
  • the invention particularly aims to remedy this problem while limiting the radial size of the injector nose.
  • an injector nose for a turbomachine comprising a primary fuel circuit terminated by a fuel ejection nozzle opening onto an injection axis, and a secondary fuel circuit.
  • a primary fuel circuit terminated by a fuel ejection nozzle opening onto an injection axis
  • a secondary fuel circuit comprising an annular fuel ejection end part arranged around the fuel ejection nozzle, and in which an upstream part of the primary fuel circuit, housed in the injector nose, comprises an annular channel extending around the secondary fuel circuit and delimited by an external wall of the injector nose.
  • the injector nose further comprises air inlet channels extending through the annular channel of the primary fuel circuit and having respective inlets opening in the external wall and respective outlets opening into an annular air injection channel arranged radially inwards relative to the terminal fuel ejection part, around the fuel ejection nozzle, and cooperating with the terminal fuel ejection part to form an aerodynamic secondary injector.
  • the upstream part of the primary circuit thus makes it possible to provide thermal protection and the cooling of the injector nose, in particular of the secondary circuit around which extends the upstream part of the primary circuit.
  • air inlet channels which extend through the annular channel of the primary fuel circuit and have respective inlets opening in the external wall and respective outlets opening into an annular channel.
  • air injection arrangement arranged radially inwards relative to the terminal fuel ejection part, allows the injection of air intended to mix with the fuel of the secondary fuel circuit within the injector nose , in a particularly compact manner, especially in the radial direction.
  • the primary fuel circuit comprises primary connection channels connecting the upstream part of the primary fuel circuit to the fuel ejection nozzle and comprising respective inlets and respective outlets, the respective inlets being arranged radially towards the outside with respect to the respective outputs.
  • the secondary fuel circuit comprises a tubular channel centered on the injection axis and which divides, at a downstream end, into several secondary connection channels each shaped to move away from the injection axis in a direction from upstream to downstream, and each arranged between two consecutive primary connection channels.
  • the annular channel of the upstream part of the primary fuel circuit is arranged around the tubular channel and around the secondary connection channels of the secondary fuel circuit.
  • the secondary fuel circuit comprises a secondary fuel twist formed by twist channels having respective upstream ends, and having respective downstream ends opening into the terminal fuel ejection portion.
  • the secondary fuel circuit includes an annular secondary plenum to which the respective upstream ends of the twist channels forming the secondary fuel twist are connected.
  • the annular channel of the upstream part of the primary fuel circuit extends downstream beyond the primary connection channels so as to form an annular end chamber surrounding the secondary fuel spin.
  • each twist channel has a passage section which reduces in a direction from the upstream end to the downstream end of the twist channel.
  • the secondary fuel circuit includes an annular secondary plenum to which the respective upstream ends of the twist channels forming the secondary fuel twist are connected.
  • the invention also relates to an injection module for a turbomachine, comprising an injection system, and an injector nose of the type described above, in which the injection system comprises, from upstream to downstream , a socket in which the injector nose is mounted, at least one air intake spin opening downstream of the injector nose, and a bowl.
  • the invention also relates to a turbomachine, comprising at least one injector nose of the type described above, or at least one injection module of the type described above.
  • FIG. 1 is a schematic view in axial section of a turbomachine according to a preferred embodiment of the invention
  • FIG. 2 a schematic view in axial section of a combustion chamber of the turbomachine of Figure 1;
  • FIG. 3 is a schematic perspective view in axial section of an injector nose fitted to the combustion chamber of Figure 2;
  • FIG. 4 is a schematic perspective view in axial section of the injector nose of Figure 3 without a terminal nozzle of a primary fuel system, and seen from a different angle;
  • FIG. 5 is a schematic perspective view in oblique section of the injector nose of Figure 3;
  • FIG. 6 is a schematic view of the injector nose of Figure 3, seen from the front from downstream;
  • FIG. 7 is a schematic perspective view of the injector nose of Figure 3.
  • FIG. 8 is a partial schematic perspective view of the primary fuel circuit of the injector nose of Figure 3;
  • FIG. 9 is a partial schematic perspective view of a secondary fuel circuit of the nozzle nose of Figure 3.
  • FIG. 9A is a view on a larger scale of part of FIG. 9.
  • FIG. 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 channel d primary flow, hereinafter referred to as primary vein PF, within a core of the turbomachine, and a secondary flow bypassing this core in a secondary flow flow channel, hereinafter referred to as secondary vein SF.
  • primary vein PF a primary flow circulating in a channel d primary flow
  • secondary vein SF secondary flow bypassing this core in a secondary flow flow channel
  • 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 faired by a nacelle 24 surrounding the secondary stream SF. Furthermore, the rotors of the turbomachine are rotatably mounted 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 and passing through the longitudinal axis 28, and the circumferential or tangential direction 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 the longitudinal axis 28.
  • the "upstream” and “downstream” directions are defined by reference to the general direction of gas flow in the primary PF and secondary SF streams of the turbomachine.
  • FIG. 2 represents the combustion chamber 18 of the turbomachine 10 of FIG. 1 and its immediate environment.
  • this combustion chamber which is for example of the 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 flow of gas in the turbomachine, around the longitudinal axis 28 of the turbomachine.
  • These internal annular walls 32 and external 34 are connected to each other at their upstream end by an annular chamber wall 40 which extends substantially radially around the longitudinal axis 28.
  • This annular chamber wall 40 is equipped with injection systems 42 distributed around the longitudinal axis 28, one of which is visible in FIG. 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 on a respective injection axis 44.
  • each injection system 42 comprises a socket 46, commonly known as a “sliding bushing", in which the corresponding injector nose 43 is mounted with a sliding capacity to allow differential thermal expansion in operation.
  • the sleeve 46 internally delimits a single air intake tendril 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 spin 48 and opening into the combustion chamber 18.
  • the assembly formed by 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 high pressure compressor 16 feeds the injection systems 42, while another part 56 of the air flow 52 feeds air inlet orifices 58 formed in the walls 32 and 34 of the combustion chamber, in a well known manner.
  • the radial direction R ' is at all points a direction orthogonal to and passing through the injection axis 44
  • the circumferential or tangential direction C' is at all points a direction orthogonal to the radial direction R 'and to the injection axis 44.
  • a transverse plane is defined as a plane orthogonal to the injection axis 44, while an axial plane is defined as a plane containing the injection axis 44.
  • FIGS. 3 to 9 illustrate in more detail an injector nose 43 according to a preferred embodiment of the invention.
  • the injector nose 43 comprises a body 60, preferably in one piece, comprising a nozzle 61 (FIGS. 3 and 5) by which the injector nose 43 is intended to be connected to an injector rod 45 as in FIG. 2 .
  • a primary circuit 62 Within the body 60 are formed two fuel circuits, namely a primary circuit 62 and a secondary circuit 64 ( Figure 3).
  • the primary circuit 62 ends with a central fuel ejection nozzle 66 of aeromechanical type, while the secondary circuit 64 has a terminal fuel ejection nozzle 68 of aerodynamic type arranged around the fuel ejection nozzle 66 ( Figures 3-6), as will appear more clearly in the following.
  • the primary circuit 62 comprises an annular channel 70 defined between an external wall 72, of generally annular shape, of the body 60 (FIGS. 3-7) which delimits the latter externally, and an internal envelope 74 generally annular and of complex shape, shown isolated. in figure 8.
  • the primary circuit 62 also includes primary connection channels 76 (FIGS. 3, 4 and 8) which connect the annular channel 70 to an inlet chamber 78 (FIGS. 3 and 4) of the fuel ejection nozzle 66.
  • the canals of primary connections 76 are for example four in number and are preferably regularly distributed around the injection axis 44.
  • the inlet chamber 78 is arranged in the injection axis 44, radially inwards relative to the annular channel 70.
  • the primary connection channels 76 thus have respective inlets connected to the annular channel 70, and respective outlets connected to the inlet chamber 78.
  • the respective inlets of the primary connection channels 76 are arranged radially outward relative to their respective outputs.
  • the primary connection channels 76 extend in respective directions substantially orthogonal to the injection axis 44, for example substantially radial.
  • the annular channel 70 extends downstream beyond the primary connection channels 76 so as to form an annular terminal chamber 79.
  • the fuel ejection nozzle 66 has a core 80 which is part of the body 60 and which is centered on the injection axis 44 and arranged at a downstream end of the inlet chamber 78 (FIGS. 3 to 6).
  • the core 80 has an upstream portion 82 which extends downstream into an annular surface 84 which internally delimits a primary stilling chamber 86 of annular shape within the fuel ejection nozzle 66.
  • Injection channels 88 ortho-radial ( Figures 4 and 6) , that is to say orthogonal to the injection axis 44 and not intersecting with the latter, connect a downstream end of the primary still chamber 86 to a converging swirl chamber 90 (FIG. 3).
  • the orientation of the injection channels 88 makes it possible to promote the gyration of the fuel within the swirl chamber 90.
  • the primary circuit 62 and more particularly the fuel ejection nozzle 66, comprises a terminal nozzle 92 (FIGS. 3 and 5) which is mounted on a downstream end of the body 60 and which externally delimits the primary still chamber 86 and the swirl chamber 90.
  • This end piece 92 has a upstream part of cylindrical shape of revolution externally delimiting the primary still chamber 86, and a downstream part of frustoconical shape externally delimiting the swirl chamber 90 and terminated by a fuel ejection orifice 93 (FIG. 3) intended to diffuse in the form spray the fuel from the swirl chamber 90.
  • FIG. 9 shows the internal volume of the secondary circuit 64, that is to say the space occupied by the fuel in operation.
  • the walls delimiting the different parts of the secondary circuit 64 which will be described are visible as reliefs within the internal envelope 74 of the primary circuit 62, visible in FIG. 8.
  • the secondary circuit 64 comprises a tubular channel 100 (of which only one end part is shown in the figures), centered on the injection axis 44, and delimited externally by a cylindrical wall 102 (of which only one end part is shown in the Figures), which internally delimits an upstream part of the annular channel 70 of the primary circuit (and which therefore forms an upstream part of the above-mentioned internal envelope 74).
  • the tubular channel 100 is divided, at its downstream end, into four secondary connection channels 104 regularly distributed around the axis injection 44 and each shaped to move away from the injection axis 44 in the direction from upstream to downstream.
  • Each of the secondary connection channels 104 is for example inscribed in a respective axial plane.
  • the secondary connection channels 104 have respective downstream ends opening onto an upstream end surface 106 of a secondary plenum chamber 108 of annular shape, centered on the injection axis 44.
  • This secondary plenum chamber 108 is delimited downstream by a downstream end surface 110 into which respective upstream ends 111 open of twist channels 112 forming a secondary fuel twist 114.
  • the spin channels 112 have respective downstream ends 115 (FIGS. 4, 6 and 9) opening into an annular space constituting the terminal ejection portion 68 of the secondary circuit 64.
  • this space annular is delimited externally by an annular outer lip 116 of the body 60 having a free end 117, and is delimited internally by an annular internal lip 118 of the body 60 having a free end 119.
  • the secondary plenum 108 and the spin channels 112 extend around an annular wall 120 which extends downstream forming the internal lip 118, and which has an internal radius RI which is for example greater than an outside radius R2 of the cylindrical wall 102 which internally delimits the upstream part of the annular channel 70 of the primary circuit.
  • the secondary connection channels 104 each form, with the injection axis 44, an angle W which is preferably between 30 degrees and 60 degrees, and which is for example equal to 45 degrees (Figure 4).
  • the secondary connection channels 104 delimit, in pairs, spaces, respectively forming the primary connection channels 76 belonging to the primary circuit 62.
  • the secondary fuel spin 114 is surrounded by the annular terminal chamber 79 which extends the annular channel 70 of the primary circuit 62.
  • the injector nose 43 also incorporates an air inlet screw 122 (FIGS. 4, 5 and 8) and an annular air injection channel 124 cooperating with the terminal ejection portion 68 of the secondary circuit 64 to form an aerodynamic secondary injector.
  • the air inlet spin 122 is formed of air inlet channels 126, for example four in number, having respective inlets 128 (FIG. 7) opening into the external wall 72 of the body 60, and respective outlets 130 (FIGS. 4-6) opening into the annular air injection channel 124, preferably in a substantially orthoradial manner in order to promote the gyration of the air around the injection axis 44.
  • the air inlet channels 126 extend through the annular channel 70 of the primary circuit 62, between the secondary connection channels 104 ( Figure 8).
  • the annular air injection channel 124 is delimited externally by the annular wall 120, and internally by the fuel ejection nozzle 66, in particular by the terminal nozzle 92 (FIGS. 3 and 4).
  • the annular air injection channel 124 is thus arranged radially inside with respect to the terminal fuel ejection portion 68 and is arranged around the fuel ejection nozzle 66.
  • an upstream part of the primary circuit 62 housed in the injector nose 43, and in this case formed by the annular channel 70 and the terminal annular chamber 79, extends around the secondary circuit 64.
  • This upstream part of the primary circuit 62 is delimited externally by the external wall 72 of the body 60 of the injector nose, so that the upstream part of the primary circuit 62 extends around the periphery of the injector nose.
  • the upstream part of the primary circuit 62 thus makes it possible to provide thermal protection and the cooling of the injector nose 43.
  • annular end chamber 79 ensures the thermal protection and cooling effect of the injector nose 43 beyond the primary connection channels 76, in the downstream direction, and in particular allows provide thermal protection and cooling of the secondary fuel spin 114.
  • the spin channels 112 each extend along a respective plane P forming an acute angle Q with the direction D of the injection axis, preferably between 40 degrees and 60 degrees, and by example equal to 50 degrees.
  • each of the twist channels 112, forming the secondary fuel spin 114 has an evolving passage section, which reduces in the direction going from the upstream end 111 towards the downstream end 115 of the channel.
  • the reduction of the passage section between the upstream end and the downstream end of each of the twist channels 112 is preferably between 10 and 50 percent of the passage section at the upstream end of the channel.
  • each of the twist channels 112 makes it possible to increase the pressure drop between the entry and the exit of the secondary fuel twist 114 and in particular thus to accelerate the fuel within the secondary twist. of fuel 114, while allowing lower fuel flow rates at equal pressure at the inlet of the secondary spin.
  • the passage section at the inlet of each of the twist channels 112 is for example equal to 0.2 mm 2 .
  • each of the spin channels 112 is curved in the corresponding plane P, so that a direction DI tangent to a mean line L of the channel at the level of the downstream end 115 of the latter forms an angle a with a direction D2 tangent to the mean line L of the channel at the upstream end 111 of the latter.
  • the angle a is preferably between 5 degrees and 15 degrees, and is for example equal to 8 degrees. Because of its curvature, each of the twist channels 112 extends substantially at a constant distance from the injection axis 44, from the upstream end to the downstream end of the channel 112.
  • the body 60 is preferably produced by additive manufacturing. In the example illustrated, this body 60 forms the entire injector nose 43 with the exception of the end piece 92. Additive manufacturing techniques are in fact particularly advantageous for producing the body 60 due to the geometry complex of the latter.
  • fuel circulates in the primary circuit 62 and is ejected in the form of a jet at the outlet of the fuel ejection nozzle 66, whatever the speed of the turbomachine.
  • fuel also circulates in the secondary circuit 64.
  • This fuel is rotated and accelerated by passing through the spin channels 112 forming the secondary spin of fuel 114, and forms, at the outlet thereof, a swirling fuel film within the terminal ejection portion 68 of the secondary circuit 64.
  • the air flow set in rotation by the air inlet spin 122, and introduced into the annular air injection channel 124, has a flow rate sufficient to shear the fuel film at level of the free end 119 of the internal lip 118 and of the free end 117 of the external lip 116.

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Abstract

Un nez d'injecteur (43) pour turbomachine comprend un circuit primaire de carburant terminé par une buse d'éjection de carburant (66), et un circuit secondaire de carburant comportant une partie terminale d'éjection de carburant (68) annulaire agencée autour de la buse d'éjection de carburant. Une partie amont du circuit primaire de carburant comporte un canal annulaire (70) s'étendant autour du circuit secondaire de carburant et délimité par une paroi externe (72) du nez d'injecteur.Le nez d'injecteur comporte des canaux d'entrée d'air (126) s'étendant au travers du canal annulaire (70) et présentant des entrées s'ouvrant dans la paroi externe (72) et des sorties (130) débouchant dans un canal annulaire d'injection d'air (124) agencé radialement à l'intérieur par rapport à la partie terminale d'éjection de carburant, autour de la buse d'éjection de carburant, et coopérant avec la partie terminale d'éjection de carburant pour former un injecteur secondaire aérodynamique.

Description

NEZ D'INJECTEUR POUR TURBOMACHINE COMPRENANT UN CIRCUIT PRIMAIRE DE CARBURANT AGENCÉ AUTOUR D'UN CIRCUIT SECONDAIRE DE CARBURANT
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.
Les nez d'injecteurs sont d'une manière générale soumis aux températures élevées de la chambre de combustion, ce qui occasionne un risque de cokéfaction du carburant stagnant au sein du circuit secondaire de carburant aux régimes de la turbomachine auxquels l'injecteur secondaire n'est pas en fonctionnement.
Une solution connue consiste à agencer un circuit d'air de refroidissement en périphérie du nez d'injecteur afin d'assurer la protection thermique et le refroidissement thermique de l'ensemble du nez d'injecteur.
Toutefois, cette solution présente notamment l'inconvénient d'accroître l'encombrement du nez d'injecteur.
Une autre solution, connue des documents US20160237911A1 et US20070068164A1, consiste à agencer une partie amont du circuit primaire de carburant autour d'une partie amont du circuit secondaire de carburant.
Les nez d'injecteurs présentés dans ces documents ne permettent toutefois pas l'injection d'air entre les injecteurs primaire et secondaire.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
L'invention a notamment pour but de remédier à ce problème tout en limitant l'encombrement radial du nez d'injecteur.
Elle propose à cet effet un nez d'injecteur pour turbomachine, comprenant un circuit primaire de carburant terminé par une buse d'éjection de carburant débouchant sur un axe d'injection, et un circuit secondaire de carburant comportant une partie terminale d'éjection de carburant de forme annulaire agencée autour de la buse d'éjection de carburant, et dans lequel une partie amont du circuit primaire de carburant, logée dans le nez d'injecteur, comporte un canal annulaire s'étendant autour du circuit secondaire de carburant et délimité par une paroi externe du nez d'injecteur.
Selon l'invention, le nez d'injecteur comporte en outre des canaux d'entrée d'air s'étendant au travers du canal annulaire du circuit primaire de carburant et présentant des entrées respectives s'ouvrant dans la paroi externe et des sorties respectives débouchant dans un canal annulaire d'injection d'air agencé radialement vers l'intérieur par rapport à la partie terminale d'éjection de carburant, autour de la buse d'éjection de carburant, et coopérant avec la partie terminale d'éjection de carburant pour former un injecteur secondaire aérodynamique.
Du fait que du carburant circule dans la partie amont du circuit primaire quel que soit le régime de fonctionnement de la turbomachine, la partie amont du circuit primaire permet ainsi d'assurer la protection thermique et le refroidissement du nez d'injecteur, en particulier du circuit secondaire autour duquel s'étend la partie amont du circuit primaire.
De plus, l'intégration de canaux d'entrée d'air, qui s'étendent au travers du canal annulaire du circuit primaire de carburant et présentent des entrées respectives s'ouvrant dans la paroi externe et des sorties respectives débouchant dans un canal annulaire d'injection d'air agencé radialement vers l'intérieur par rapport à la partie terminale d'éjection de carburant, permet l'injection d'air destiné à se mélanger avec le carburant du circuit secondaire de carburant au sein du nez d'injecteur, d'une manière particulièrement compacte, notamment dans la direction radiale.
De préférence, le circuit primaire de carburant comporte des canaux de raccordement primaires reliant la partie amont du circuit primaire de carburant à la buse d'éjection de carburant et comportant des entrées respectives et des sorties respectives, les entrées respectives étant agencées radialement vers l'extérieur par rapport aux sorties respectives. De préférence, le circuit secondaire de carburant comporte un canal tubulaire centré sur l'axe d'injection et qui se divise, à une extrémité aval, en plusieurs canaux de raccordement secondaires conformés chacun pour s'éloigner de l'axe d'injection dans une direction allant de l'amont vers l'aval, et agencés chacun entre deux canaux de raccordement primaires consécutifs.
De préférence, le canal annulaire de la partie amont du circuit primaire de carburant est agencé autour du canal tubulaire et autour des canaux de raccordement secondaires du circuit secondaire de carburant.
De préférence, le circuit secondaire de carburant comporte une vrille secondaire de carburant formée de canaux de vrille présentant des extrémités amonts respectives, et présentant des extrémités aval respectives débouchant dans la partie terminale d'éjection de carburant.
De préférence, le circuit secondaire de carburant comporte une chambre de tranquillisation secondaire de forme annulaire à laquelle sont raccordées les extrémités amont respectives des canaux de vrille formant la vrille secondaire de carburant.
De préférence, le canal annulaire de la partie amont du circuit primaire de carburant se prolonge vers l'aval au-delà des canaux de raccordement primaires de manière à former une chambre annulaire terminale entourant la vrille secondaire de carburant.
De préférence, chaque canal de vrille présente une section de passage qui se réduit dans une direction allant de l'extrémité amont vers l'extrémité aval du canal de vrille.
De préférence, le circuit secondaire de carburant comporte une chambre de tranquillisation secondaire de forme annulaire à laquelle sont raccordées les extrémités amont respectives des canaux de vrille formant la vrille secondaire de carburant.
L'invention concerne également un module d'injection pour turbomachine, comprenant un système d'injection, et un nez d'injecteur 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, au moins une vrille d'admission d'air débouchant en aval du nez d'injecteur, et un bol.
L'invention concerne aussi une turbomachine, comprenant au moins un nez d'injecteur 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 en perspective et en coupe axiale d'un nez d'injecteur équipant la chambre de combustion de la figure 2 ;
- la figure 4 est une vue schématique en perspective et en coupe axiale du nez d'injecteur de la figure 3 privé d'un embout terminal d'un circuit primaire de carburant, et vu sous un angle différent ;
- la figure 5 est une vue schématique en perspective et en coupe oblique du nez d'injecteur de la figure 3 ;
- la figure 6 est une vue schématique du nez d'injecteur de la figure 3, vu de face depuis l'aval ;
- la figure 7 est une vue schématique en perspective du nez d'injecteur de la figure 3 ;
- la figure 8 est une vue schématique partielle en perspective du circuit primaire de carburant du nez d'injecteur de la figure 3 ;
- la figure 9 est une vue schématique partielle en perspective d'un circuit secondaire de carburant du nez d'injecteur de la figure 3 ;
- la figure 9A est une vue à plus grande échelle d'une partie de la figure 9. 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 l'ensemble de cette description, la direction longitudinale X est la direction de l'axe longitudinal 28.
De plus, dans une première partie de cette description, 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 10 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 haute pression 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 9, 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.
Les figures 3 à 9 illustrent plus en détail un nez d'injecteur 43 selon un mode de réalisation préféré de l'invention.
Le nez d'injecteur 43 comporte un corps 60, de préférence monobloc, comprenant un embout 61 (figures 3 et 5) par lequel le nez d'injecteur 43 est destiné à être raccordé à une canne d'injecteur 45 comme sur la figure 2.
Au sein du corps 60 sont ménagés deux circuits de carburant, à savoir un circuit primaire 62 et un circuit secondaire 64 (figure 3).
Le circuit primaire 62 se termine par une buse d'éjection de carburant 66 centrale de type aéromécanique, tandis que le circuit secondaire 64 présente une partie terminale d'éjection de carburant 68 de type aérodynamique agencée autour de la buse d'éjection de carburant 66 (figures 3-6), comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit.
Le circuit primaire 62 comporte un canal annulaire 70 défini entre une paroi externe 72, de forme globalement annulaire, du corps 60 (figures 3-7) qui délimite extérieurement ce dernier, et une enveloppe interne 74 globalement annulaire et de forme complexe, représentée isolée sur la figure 8.
Le circuit primaire 62 comporte en outre des canaux de raccordement primaires 76 (figures 3, 4 et 8) qui raccordent le canal annulaire 70 à une chambre d'entrée 78 (figures 3 et 4) de la buse d'éjection de carburant 66. Les canaux de raccordement primaires 76 sont par exemple au nombre de quatre et sont de préférence régulièrement répartis autour de l'axe d'injection 44.
La chambre d'entrée 78 est agencée dans l'axe d'injection 44, radialement vers l'intérieur par rapport au canal annulaire 70.
Les canaux de raccordement primaires 76 présentent ainsi des entrées respectives raccordées au canal annulaire 70, et des sorties respectives raccordées à la chambre d'entrée 78. Les entrées respectives des canaux de raccordement primaires 76 sont agencées radialement vers l'extérieur par rapport à leurs sorties respectives. Dans l'exemple illustré, les canaux de raccordement primaires 76 s'étendent selon des directions respectives sensiblement orthogonales à l'axe d'injection 44, par exemple sensiblement radiales.
Le canal annulaire 70 se prolonge vers l'aval au-delà des canaux de raccordement primaires 76 de manière à former une chambre annulaire terminale 79.
La buse d'éjection de carburant 66 comporte un noyau 80 qui fait partie du corps 60 et qui est centré sur l'axe d'injection 44 et agencé à une extrémité aval de la chambre d'entrée 78 (figures 3 à 6). Le noyau 80 présente une partie amont 82 qui se prolonge vers l'aval en une surface annulaire 84 qui délimite intérieurement une chambre de tranquillisation primaire 86 de forme annulaire au sein de la buse d'éjection de carburant 66. Des canaux d'amenée 87 inclinés par rapport à l'axe d'injection 44 et par rapport à la direction radiale R' raccordent la chambre d'entrée 78 à la chambre de tranquillisation primaire 86. Des canaux d'injection 88 ortho-radiaux (figures 4 et 6), c'est- à-dire orthogonaux à l'axe d'injection 44 et non sécants avec ce dernier, raccordent une extrémité aval de la chambre de tranquillisation primaire 86 à une chambre de tourbillonnement 90 convergente (figure 3). L'orientation des canaux d'injection 88 permet de favoriser la giration du carburant au sein de la chambre de tourbillonnement 90.
Le circuit primaire 62, et plus particulièrement la buse d'éjection de carburant 66, comporte un embout terminal 92 (figures 3 et 5) qui est monté sur une extrémité aval du corps 60 et qui délimite extérieurement la chambre de tranquillisation primaire 86 et la chambre de tourbillonnement 90. Cet embout terminal 92 comporte une partie amont de forme cylindrique de révolution délimitant extérieurement la chambre de tranquillisation primaire 86, et une partie aval de forme tronconique délimitant extérieurement la chambre de tourbillonnement 90 et terminée par un orifice d'éjection de carburant 93 (figure 3) destiné à diffuser sous forme de spray le carburant issu de la chambre de tourbillonnement 90.
Le circuit secondaire 64 va maintenant être décrit en référence aux figures 3-6 et 9. La figure 9 montre le volume intérieur du circuit secondaire 64, c'est-à- dire l'espace occupé par le carburant en fonctionnement. Les parois délimitant les différentes parties du circuit secondaire 64 qui vont être décrites sont visibles en tant que reliefs au sein de l'enveloppe interne 74 du circuit primaire 62, visible sur la figure 8.
Le circuit secondaire 64 comporte un canal tubulaire 100 (dont seule une partie terminale est représentée sur les figures), centré sur l'axe d'injection 44, et délimité extérieurement par une paroi cylindrique 102 (dont seule une partie terminale est représentée sur les figures), qui délimite intérieurement une partie amont du canal annulaire 70 du circuit primaire (et qui forme donc une partie amont de l'enveloppe interne 74 précitée).
Comme cela apparaît plus clairement sur la figure 9 qui représente le circuit secondaire 64 isolé du reste du nez d'injecteur, le canal tubulaire 100 se divise, à son extrémité aval, en quatre canaux de raccordement secondaires 104 régulièrement répartis autour de l'axe d'injection 44 et conformés chacun pour s'éloigner de l'axe d'injection 44 dans la direction allant de l'amont vers l'aval.
Chacun des canaux de raccordement secondaires 104 est par exemple inscrit dans un plan axial respectif. Les canaux de raccordement secondaires 104 présentent des extrémités aval respectives débouchant sur une surface d'extrémité amont 106 d'une chambre de tranquillisation secondaire 108 de forme annulaire, centrée sur l'axe d'injection 44. Cette chambre de tranquillisation secondaire 108 est délimitée en aval par une surface d'extrémité aval 110 dans laquelle s'ouvrent des extrémités amont 111 respectives de canaux de vrille 112 formant une vrille secondaire de carburant 114. Les canaux de vrille 112 présentent des extrémités aval 115 respectives (figures 4, 6 et 9) débouchant dans un espace annulaire constituant la partie terminale d'éjection 68 du circuit secondaire 64. Comme le montrent les figures 3, 4 et 6, cet espace annulaire est délimité extérieurement par une lèvre externe 116 annulaire du corps 60 présentant une extrémité libre 117, et est délimité intérieurement par une lèvre interne 118 annulaire du corps 60 présentant une extrémité libre 119.
Comme le montre la figure 4, la chambre de tranquillisation secondaire 108 et les canaux de vrille 112 s'étendent autour d'une paroi annulaire 120 qui se prolonge vers l'aval en formant la lèvre interne 118, et qui présente un rayon intérieur RI qui est par exemple supérieur à un rayon extérieur R2 de la paroi cylindrique 102 qui délimite intérieurement la partie amont du canal annulaire 70 du circuit primaire.
Les canaux de raccordement secondaires 104 forment chacun, avec l'axe d'injection 44, un angle W qui est préférentiellement compris entre 30 degrés et 60 degrés, et qui est par exemple égal à 45 degrés (figure 4).
Comme cela apparaît sur la figure 8, les canaux de raccordement secondaires 104 délimitent entre eux, deux-à-deux, des espaces formant respectivement les canaux de raccordement primaires 76 appartenant au circuit primaire 62.
Par ailleurs, comme le montrent plus clairement les figures 3 et 8, la vrille secondaire de carburant 114 est entourée par la chambre annulaire terminale 79 qui prolonge le canal annulaire 70 du circuit primaire 62.
Le nez d'injecteur 43 intègre en outre une vrille d'entrée d'air 122 (figures 4, 5 et 8) et un canal annulaire d'injection d'air 124 coopérant avec la partie terminale d'éjection 68 du circuit secondaire 64 pour former un injecteur secondaire aérodynamique.
La vrille d'entrée d'air 122 est formée de canaux d'entrée d'air 126, par exemple au nombre de quatre, présentant des entrées respectives 128 (figure 7) s'ouvrant dans la paroi externe 72 du corps 60, et des sorties respectives 130 (figures 4-6) débouchant dans le canal annulaire d'injection d'air 124, préférentiellement de manière sensiblement orthoradiale afin de favoriser la giration de l'air autour de l'axe d'injection 44. Les canaux d'entrée d'air 126 s'étendent au travers du canal annulaire 70 du circuit primaire 62, entre les canaux de raccordement secondaires 104 (figure 8).
Le canal annulaire d'injection d'air 124 est délimité extérieurement par la paroi annulaire 120, et intérieurement par la buse d'éjection de carburant 66, notamment par l'embout terminal 92 (figures 3 et 4). Le canal annulaire d'injection d'air 124 est ainsi agencé radialement à l'intérieur par rapport à la partie terminale d'éjection de carburant 68 et est agencé autour de la buse d'éjection de carburant 66.
Comme cela ressort de ce qui précède, une partie amont du circuit primaire 62, logée dans le nez d'injecteur 43, et formée en l'occurrence par le canal annulaire 70 et la chambre annulaire terminale 79, s'étend autour du circuit secondaire 64. Cette partie amont du circuit primaire 62 est délimitée extérieurement par la paroi externe 72 du corps 60 du nez d'injecteur, de sorte que la partie amont du circuit primaire 62 s'étend en périphérie du nez d'injecteur.
Du fait que du carburant circule dans la partie amont du circuit primaire 62 quel que soit le régime de fonctionnement de la turbomachine, la partie amont du circuit primaire 62 permet ainsi d'assurer la protection thermique et le refroidissement du nez d'injecteur 43.
En particulier, la chambre annulaire terminale 79 permet d'assurer l'effet de protection thermique et de refroidissement du nez d'injecteur 43 au-delà des canaux de raccordement primaires 76, en direction de l'aval, et permet en particulier d'assurer la protection thermique et le refroidissement de la vrille secondaire de carburant 114.
En référence aux figures 9 et 9A, les canaux de vrille 112 s'étendent chacun selon un plan P respectif formant un angle aigu Q avec la direction D de l'axe d'injection, préférentiellement compris entre 40 degrés et 60 degrés, et par exemple égal à 50 degrés.
À titre d'exemple, chacun des canaux de vrille 112, formant la vrille secondaire de carburant 114, présente une section de passage évolutive, qui se réduit dans la direction allant de l'extrémité amont 111 vers l'extrémité aval 115 du canal. La réduction de la section de passage entre l'extrémité amont et l'extrémité aval de chacun des canaux de vrille 112 est de préférence comprise entre 10 et 50 pourcents de la section de passage au niveau de l'extrémité amont du canal.
La réduction de la section de passage de chacun des canaux de vrille 112 permet d'augmenter la perte de charge entre l'entrée et la sortie de la vrille secondaire de carburant 114 et notamment d'accélérer ainsi le carburant au sein de la vrille secondaire de carburant 114, tout en autorisant des débits de carburant plus faibles à pression égale en entrée de la vrille secondaire.
La section de passage en entrée de chacun des canaux de vrille 112 est par exemple égale à 0,2 mm2.
De plus, chacun des canaux de vrille 112 est incurvé dans le plan P correspondant, de sorte qu'une direction DI tangente à une ligne moyenne L du canal au niveau de l'extrémité aval 115 de ce dernier fasse un angle a avec une direction D2 tangente à la ligne moyenne L du canal au niveau de l'extrémité amont 111 de ce dernier. L'angle a est préférentiellement compris entre 5 degrés et 15 degrés, et est par exemple égal à 8 degrés. Du fait de sa courbure, chacun des canaux de vrille 112 s'étend sensiblement à une distance constante de l'axe d'injection 44, depuis l'extrémité amont jusqu'à l'extrémité aval du canal 112.
Il est à noter que le corps 60 est de préférence réalisé par fabrication additive. Dans l'exemple illustré, ce corps 60 forme l'intégralité du nez d'injecteur 43 à l'exception de l'embout terminal 92. Les techniques de fabrication additive sont en effet particulièrement avantageuses pour réaliser le corps 60 du fait de la géométrie complexe de ce dernier.
En fonctionnement, du carburant circule dans le circuit primaire 62 et est éjecté sous la forme d'un jet en sortie de la buse d'éjection de carburant 66, quel que soit le régime de la turbomachine.
Aux régimes allant du vol de croisière jusqu'au décollage, du carburant circule également dans le circuit secondaire 64. Ce carburant est mis en rotation et accéléré en traversant les canaux de vrille 112 formant la vrille secondaire de carburant 114, et forme, en sortie de celle-ci, un film de carburant tourbillonnant au sein de la partie terminale d'éjection 68 du circuit secondaire 64.
À ces régimes de fonctionnement, le flux d'air mis en rotation par la vrille d'entrée d'air 122, et introduit dans le canal annulaire d'injection d'air 124, présente un débit suffisant pour cisailler le film de carburant au niveau de l'extrémité libre 119 de la lèvre interne 118 et de l'extrémité libre 117 de la lèvre externe 116.

Claims

REVENDICATIONS
1. Nez d'injecteur (43) pour turbomachine, comprenant :
- un circuit primaire de carburant (62) terminé par une buse d'éjection de carburant (66) débouchant sur un axe d'injection (44), et
- un circuit secondaire de carburant (64) comportant une partie terminale d'éjection de carburant (68) de forme annulaire agencée autour de la buse d'éjection de carburant (66),
dans lequel une partie amont du circuit primaire de carburant (62), logée dans le nez d'injecteur (43), comporte un canal annulaire (70) s'étendant autour du circuit secondaire de carburant (64) et délimité par une paroi externe (72) du nez d'injecteur,
caractérisé en ce qu'il comporte en outre des canaux d'entrée d'air (126) s'étendant au travers du canal annulaire (70) du circuit primaire de carburant (62) et présentant des entrées respectives (128) s'ouvrant dans la paroi externe (72) et des sorties respectives (130) débouchant dans un canal annulaire d'injection d'air (124) agencé radialement à l'intérieur par rapport à la partie terminale d'éjection de carburant (68), autour de la buse d'éjection de carburant (66), et coopérant avec la partie terminale d'éjection de carburant (68) pour former un injecteur secondaire aérodynamique.
2. Nez d'injecteur selon la revendication 1, dans lequel le circuit primaire de carburant (62) comporte des canaux de raccordement primaires (76) reliant la partie amont du circuit primaire de carburant (62) à la buse d'éjection de carburant (66) et comportant des entrées respectives et des sorties respectives, les entrées respectives étant agencées radialement vers l'extérieur par rapport aux sorties respectives.
3. Nez d'injecteur selon la revendication 2, dans lequel le circuit secondaire de carburant (64) comporte un canal tubulaire (100) centré sur l'axe d'injection (44) et qui se divise, à une extrémité aval, en plusieurs canaux de raccordement secondaires (104) conformés chacun pour s'éloigner de l'axe d'injection (44) dans une direction allant de l'amont vers l'aval, et agencés chacun entre deux canaux de raccordement primaires (76) consécutifs.
4. Nez d'injecteur selon la revendication 3, dans lequel le canal annulaire (70) de la partie amont du circuit primaire de carburant (62) est agencé autour du canal tubulaire (100) et autour des canaux de raccordement secondaires (104) du circuit secondaire de carburant (64).
5. Nez d'injecteur selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel le circuit secondaire de carburant (64) comporte une vrille secondaire de carburant (114) formée de canaux de vrille (112) présentant des extrémités amonts (111) respectives, et présentant des extrémités aval (115) respectives débouchant dans la partie terminale d'éjection de carburant (68).
6. Nez d'injecteur selon la revendication 5, dans lequel le circuit secondaire de carburant (64) comporte une chambre de tranquillisation secondaire (108) de forme annulaire à laquelle sont raccordées les extrémités amont (111) respectives des canaux de vrille (112) formant la vrille secondaire de carburant (114).
7. Nez d'injecteur selon la revendication 5 ou 6, prise en combinaison avec la revendication 2, dans lequel le canal annulaire (70) de la partie amont du circuit primaire de carburant (62) se prolonge vers l'aval au-delà des canaux de raccordement primaires (76) de manière à former une chambre annulaire terminale (79) entourant la vrille secondaire de carburant (114).
8. Nez d'injecteur selon l'une quelconque des revendications 5 à 7, dans lequel chaque canal de vrille (112) présente une section de passage qui se réduit dans une direction allant de l'extrémité amont (111) vers l'extrémité aval (115) du canal de vrille (112).
9. Nez d'injecteur selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel la partie terminale d'éjection de carburant (68) est délimitée extérieurement par une lèvre externe (116), et est délimitée intérieurement par une lèvre interne (118) qui sépare la partie terminale d'éjection de carburant (68) du canal annulaire d'injection d'air (124).
10. Module d'injection pour turbomachine, comprenant un système d'injection (42), et un nez d'injecteur (43) selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, dans lequel le système d'injection (42) comporte, de l'amont vers l'aval, une douille (46) dans laquelle est monté le nez d'injecteur (43), au moins une vrille d'admission d'air (48) débouchant en aval du nez d'injecteur (43), et un bol (49).
11. Turbomachine, comprenant au moins un nez d'injecteur (43) selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, ou au moins un module d'injection selon la revendication 10.
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