FR2893389A1

FR2893389A1 - Partition for turbomachine combustion chamber has apertures for mounting fuel injectors and deflector plates which have microperforations for cooling air and larger perforations to increase air flow in zones at corners of plate

Info

Publication number: FR2893389A1
Application number: FR0511546A
Authority: FR
Inventors: Gerard Caboche; Claude Gautier; Denis Sandelis
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2005-11-15
Filing date: 2005-11-15
Publication date: 2007-05-18
Anticipated expiration: 2025-11-15
Also published as: FR2893389B1

Abstract

The transverse partition (10) for the annular combustion chamber of a turbomachine has apertures (12) for mounting the fuel injectors and deflector plates (16) on either side of the apertures. These have microperforations (18) for cooling air and larger perforations (20) to increase the flow of air in zones (Z1) at the corners of the plate. Independent claims are included for: (A) Combustion chambers fitted with the partition; and (B) turbomachines fitted with it.

Description

Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaineBACKGROUND OF THE INVENTION The present invention relates to the field

général des chambres de combustion de turbomachine. Elle vise plus particulièrement la paroi d'une chambre de combustion annulaire qui est destinée à relier transversalement les parois longitudinales de cette même chambre. Typiquement, une chambre de combustion annulaire de turbomachine est formée de deux parois annulaires longitudinales (une paroi interne et une paroi externe) qui sont reliées en amont par une paroi transversale également annulaire formant fond de chambre. Le fond de chambre est muni d'une pluralité d'ouvertures de forme sensiblement circulaire qui sont régulièrement réparties sur toute la circonférence de la chambre. Dans ces ouvertures, sont montés des systèmes d'injection d'un mélange d'air et de carburant qui est destiné à être brûlé à l'intérieur de la chambre de combustion. Afin de protéger le fond de chambre contre les températures très élevées des gaz issus de la combustion du mélange air/carburant dans la chambre de combustion, des déflecteurs formant écrans thermiques sont également montés dans chaque ouverture du fond de chambre autour des systèmes d'injection. Le fond de chambre présente généralement une pluralité de trous de multiperforation qui sont percés dans les zones en regard des déflecteurs. Ces trous de multiperforation sont des passages pour de l'air destiné au refroidissement par impact des déflecteurs. Classiquement, le fond de chambre se présente sous la forme d'un anneau sensiblement plan qui est centré sur l'axe longitudinal de la turbomachine. Celui-ci peut être, soit perpendiculaire à l'axe longitudinal de la turbomachine, soit incliné (vers l'intérieur ou l'extérieur) par rapport à cet axe. Par ailleurs, les déflecteurs se présentent généralement sous la forme d'une plaque métallique de forme sensiblement rectangulaire qui est centrée sur l'axe de symétrie du système d'injection et qui est brasée sur le fond de chambre. general turbomachine combustion chambers. It relates more particularly to the wall of an annular combustion chamber which is intended to connect transversely the longitudinal walls of this same chamber. Typically, an annular turbomachine combustion chamber is formed of two longitudinal annular walls (an inner wall and an outer wall) which are connected upstream by an equally annular transverse wall forming chamber bottom. The chamber bottom is provided with a plurality of substantially circular openings which are regularly distributed over the entire circumference of the chamber. In these openings are mounted injection systems of a mixture of air and fuel which is intended to be burned inside the combustion chamber. In order to protect the bottom of the chamber against the very high temperatures of the gases resulting from the combustion of the air / fuel mixture in the combustion chamber, deflectors forming heat shields are also mounted in each opening of the chamber bottom around the injection systems. . The chamber floor generally has a plurality of multiperforation holes that are drilled in the areas facing the baffles. These multiperforation holes are passages for air for impact cooling of the baffles. Conventionally, the chamber bottom is in the form of a substantially plane ring which is centered on the longitudinal axis of the turbomachine. This may be either perpendicular to the longitudinal axis of the turbomachine, or inclined (inwardly or outwardly) relative to this axis. Furthermore, the deflectors are generally in the form of a substantially rectangular metal plate which is centered on the axis of symmetry of the injection system and which is brazed to the chamber bottom.

Dans le cas où le fond de chambre est incliné par rapport à l'axe longitudinal de la turbomachine, il présente une forme tronconique avec l'axe de symétrie des systèmes d'injection dirigés vers l'intérieur ou l'extérieur. En fonctionnement, il en résulte que la distance séparant le fond de chambre de chaque déflecteur monté dans les ouvertures n'est pas constante lorsque l'on s'écarte de l'axe de symétrie des systèmes d'injection. Aussi, le refroidissement par multiperforation des déflecteurs n'est pas homogène, ce qui conduit à une forte détérioration des déflecteurs particulièrement préjudiciable à la durée de vie de la chambre de combustion. In the case where the chamber bottom is inclined relative to the longitudinal axis of the turbomachine, it has a frustoconical shape with the axis of symmetry injection systems directed inward or outward. In operation, it follows that the distance separating the chamber bottom of each deflector mounted in the openings is not constant when one deviates from the axis of symmetry of the injection systems. Also, the multiperforation cooling of the baffles is not homogeneous, which leads to a sharp deterioration of the deflectors particularly detrimental to the service life of the combustion chamber.

Objet et résumé de l'invention La présente invention a donc pour but principal de pallier de tels inconvénients en proposant une paroi transversale de chambre de combustion de forme tronconique permettant d'obtenir un refroidissement efficace et homogène des déflecteurs. A cet effet, il est prévu une paroi annulaire destinée à relier transversalement des parois longitudinales d'une chambre de combustion annulaire de turbomachine, la paroi étant sensiblement plane, inclinée par rapport à un axe longitudinal de la turbomachine, et comportant une pluralité d'ouvertures pour le montage de systèmes d'injection de carburant, une pluralité de déflecteurs formés par une plaque plane sensiblement rectangulaire et montés dans chaque ouverture, et une pluralité de trous de multiperforation formés autour de chaque ouverture en regard des déflecteurs pour permettre un passage d'air destiné au refroidissement desdits déflecteurs, caractérisée en ce qu'elle comporte en outre des moyens pour augmenter le débit d'air destiné au refroidissement des déflecteurs au niveau de zones en regard des déflecteurs pour lesquelles la distance entre la paroi transversale et les déflecteurs est supérieure à un seuil prédéfini. En créant des moyens pour augmenter le débit d'air de refroidissement dans des zones pour lesquelles la distance entre la paroi transversale et les déflecteurs est supérieure à un seuil prédéfini, il est possible d'obtenir un refroidissement homogène sur toute la surface des déflecteurs. Ainsi, tout risque de détérioration des déflecteurs est évité. La durée de vie du fond de chambre s'en trouve donc augmentée. OBJECT AND SUMMARY OF THE INVENTION The main object of the present invention is therefore to overcome such disadvantages by proposing a transverse wall of a frustoconical shaped combustion chamber making it possible to obtain efficient and homogeneous cooling of the baffles. For this purpose, there is provided an annular wall intended to connect transversely longitudinal walls of an annular turbomachine combustion chamber, the wall being substantially flat, inclined with respect to a longitudinal axis of the turbomachine, and comprising a plurality of openings for mounting fuel injection systems, a plurality of deflectors formed by a substantially rectangular flat plate and mounted in each aperture, and a plurality of multiperforation holes formed around each aperture facing the baffles to allow a transition from air intended for cooling said deflectors, characterized in that it further comprises means for increasing the air flow rate for cooling the deflectors at zones facing the deflectors for which the distance between the transverse wall and the deflectors is greater than a predefined threshold. By creating means for increasing the cooling air flow in areas for which the distance between the transverse wall and the baffles is greater than a predefined threshold, it is possible to obtain a homogeneous cooling over the entire surface of the baffles. Thus, any risk of deterioration of the deflectors is avoided. The life of the chamber bottom is thus increased.

Selon une disposition particulière de l'invention, ces moyens peuvent être réalisés par une pluralité d'orifices supplémentaires de passage de l'air formés en regard des déflecteurs dans les zones pour lesquelles la distance entre la paroi transversale et les déflecteurs est supérieure au seuil prédéfini. Selon une alternative de réalisation de ces moyens, les trous de multiperforation formés en regard des déflecteurs dans les zones pour lesquelles la distance entre la paroi transversale et les déflecteurs est supérieure au seuil prédéfini peuvent présenter un diamètre plus grand que celui des autres trous de multiperforation. De préférence, le seuil est défini par rapport à la distance entre la paroi transversale et chaque déflecteur mesurée au niveau d'un plan de symétrie du déflecteur. Le seuil prédéfini peut être égal à 1,15 fois la distance entre la paroi transversale et le déflecteur mesurée au niveau du plan de symétrie du déflecteur. La présente invention a également pour objet une chambre de combustion et une turbomachine munie d'une chambre de combustion comportant une paroi transversale telle que définie précédemment. According to a particular embodiment of the invention, these means may be made by a plurality of additional air passage holes formed facing the deflectors in the zones for which the distance between the transverse wall and the deflectors is greater than the threshold predefined. According to an alternative embodiment of these means, the multiperforation holes formed opposite the deflectors in the zones for which the distance between the transverse wall and the deflectors is greater than the predefined threshold may have a diameter greater than that of the other multiperforation holes. . Preferably, the threshold is defined relative to the distance between the transverse wall and each deflector measured at a plane of symmetry of the deflector. The predefined threshold may be equal to 1.15 times the distance between the transverse wall and the deflector measured at the plane of symmetry of the deflector. The present invention also relates to a combustion chamber and a turbomachine provided with a combustion chamber having a transverse wall as defined above.

Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures : - la figure 1 est une vue en coupe longitudinale d'une chambre de combustion de turbomachine dans son environnement ; - la figure 2 est une vue partielle de la face aval de la paroi transversale de la chambre de combustion de la figure 1 ; - la figure 3 représente des courbes montrant l'évolution de l'entrefer entre les déflecteurs et la paroi transversale de la figure 2 ; et - les figures 4 et 5 sont des vues partielles de la face amont de parois transversales selon deux modes de réalisation de l'invention. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Other features and advantages of the present invention will emerge from the description given below, with reference to the accompanying drawings which illustrate an embodiment having no limiting character. In the figures: - Figure 1 is a longitudinal sectional view of a turbomachine combustion chamber in its environment; FIG. 2 is a partial view of the downstream face of the transverse wall of the combustion chamber of FIG. 1; FIG. 3 represents curves showing the evolution of the air gap between the baffles and the transverse wall of FIG. 2; and FIGS. 4 and 5 are partial views of the upstream face of transverse walls according to two embodiments of the invention.

Description détaillée de modes de réalisation La figure 1 illustre une chambre de combustion pour turbomachine. Une telle turbomachine comporte notamment une section de compression (non représentée) dans laquelle de l'air est comprimé avant d'être injecté dans un carter de chambre 2, puis dans une chambre de combustion 4 montée à l'intérieur de celui-ci. L'air comprimé est introduit dans la chambre de combustion et mélangé à du carburant avant d'y être brûlé. Les gaz issus de cette combustion sont alors dirigés vers une turbine haute-pression 5 disposée en sortie de la chambre de combustion 4. La chambre de combustion 4 est de type annulaire. Elle est formée d'une paroi annulaire interne 6 et d'une paroi annulaire externe 8 qui sont réunies en amont (par rapport au sens d'écoulement des gaz de combustion dans la chambre de combustion) par une paroi transversale 10 formant fond de chambre. Les parois interne 6 et externe 8 de la chambre de combustion s'étendent selon un axe longitudinal légèrement incliné par rapport à l'axe longitudinal X-X de la turbomachine. Elles peuvent être réalisées en un matériau métallique ou composite. DETAILED DESCRIPTION OF EMBODIMENTS FIG. 1 illustrates a combustion chamber for a turbomachine. Such a turbomachine comprises in particular a compression section (not shown) in which air is compressed before being injected into a chamber housing 2, then into a combustion chamber 4 mounted inside thereof. Compressed air is introduced into the combustion chamber and mixed with fuel before being burned. The gases resulting from this combustion are then directed to a high-pressure turbine 5 disposed at the outlet of the combustion chamber 4. The combustion chamber 4 is of annular type. It is formed of an inner annular wall 6 and an outer annular wall 8 which are connected upstream (with respect to the flow direction of the combustion gases in the combustion chamber) by a transverse wall forming a chamber bottom . The inner 6 and outer 8 walls of the combustion chamber extend along a longitudinal axis slightly inclined relative to the longitudinal axis X-X of the turbomachine. They can be made of a metallic or composite material.

Le fond de chambre 10 est généralement obtenu par emboutissage d'une tôle métallique. Son épaisseur est typiquement de l'ordre de 1,5 mm environ. Le fond de chambre 10 se présente sous la forme d'un anneau centré sur l'axe longitudinal X-X de la turbomachine. Il se compose d'une partie principale 10a sensiblement plane (figure 2) qui se prolonge à ses deux extrémités libres par des parties 10b repliées vers l'amont. Par ailleurs, la partie principale l0a du fond de chambre est inclinée (vers l'extérieur) par rapport à l'axe longitudinal X-X de la turbomachine, c'est-à-dire que la paroi transversale a une forme sensiblement tronconique. L'invention s'applique toutefois aux fonds de chambre dont la partie principale est inclinée vers l'intérieur (c'est-à-dire vers l'axe longitudinal X-X de la turbomachine). La partie principale 10a du fond de chambre 10 est pourvue 35 d'une pluralité d'ouvertures 12, par exemple au nombre de dix-huit, qui peuvent être circulaires (figure 2) ou ovales (figures 4 et 5) et régulièrement espacées sur toute la circonférence de la paroi transversale 10. Ces ouvertures 12 sont chacune destinées à recevoir un système d'injection 14 d'un mélange air/carburant. Ce dernier se compose notamment d'une buse d'injection de carburant 14a et d'un bol 14b équipé de vrilles à air. La buse et le bol sont centrés sur un axe de symétrie Y-Y du système d'injection 14. Etant donné que le fond de chambre 10 est de forme tronconique, cet axe de symétrie Y-Y est incliné par rapport à l'axe longitudinal Y-Y de la turbomachine. Un déflecteur 16 formant écran thermique est également monté dans chaque ouverture 12 de la paroi transversale 10 autour des systèmes d'injection 14. Comme représenté sur la figure 2, les déflecteurs 16 sont des plaques planes de forme sensiblement rectangulaire qui présentent une ouverture centrée sur l'axe de symétrie Y-Y des systèmes d'injection. Ils permettent de protéger le fond de chambre 10 contre les températures élevées des gaz de combustion. Une pluralité de trous de multiperforation 18 formant un maillage est percée au travers du fond de chambre 10 autour de chaque ouverture 12 en regard des déflecteurs 16. Ils permettent à de l'air circulant autour de la chambre de combustion de venir refroidir par impact les déflecteurs. En fonctionnement, du fait que le fond de chambre 10 est tronconique, il a été constaté que la distance (ou entrefer) d séparant les déflecteurs 16 de la paroi transversale n'est constante (de l'ordre de 1,5 à 4 mm) que dans le plan P passant par l'axe de symétrie Y-Y du système d'injection et l'axe longitudinal X-X de la turbomachine (aussi appelé plan de symétrie des déflecteurs - voir figure 2) et qu'elle varie lorsque l'on s'écarte de ce plan de symétrie P. La variation de l'entrefer d dépend notamment du nombre de systèmes d'injection équipant la chambre de combustion, de la hauteur de la zone primaire de combustion et du rayon moyen de la paroi transversale. La figure 3 illustre la variation relative de l'entrefer d en fonction de la position angulaire 8 à laquelle la mesure de l'entrefer d est réalisée. The bottom chamber 10 is generally obtained by stamping a metal sheet. Its thickness is typically of the order of about 1.5 mm. The chamber bottom 10 is in the form of a ring centered on the longitudinal axis X-X of the turbomachine. It consists of a substantially flat main portion 10a (FIG. 2) which extends at its two free ends by folded portions 10b upstream. Furthermore, the main part 10a of the chamber bottom is inclined (outwardly) relative to the longitudinal axis X-X of the turbomachine, that is to say that the transverse wall has a substantially frustoconical shape. The invention, however, applies to chamber funds whose main part is inclined inwards (that is to say towards the longitudinal axis X-X of the turbomachine). The main portion 10a of the chamber floor 10 is provided with a plurality of openings 12, e.g. eighteen in number, which may be circular (Fig. 2) or oval (Figs. 4 and 5) and regularly spaced on the entire circumference of the transverse wall 10. These openings 12 are each intended to receive an injection system 14 of an air / fuel mixture. The latter consists in particular of a fuel injection nozzle 14a and a bowl 14b equipped with air auger. The nozzle and the bowl are centered on an axis of symmetry YY of the injection system 14. Since the chamber bottom 10 is of frustoconical shape, this axis of symmetry YY is inclined with respect to the longitudinal axis YY of the turbine engine. A baffle 16 forming a heat shield is also mounted in each opening 12 of the transverse wall 10 around the injection systems 14. As shown in FIG. 2, the baffles 16 are flat plates of substantially rectangular shape which have an opening centered on the axis of symmetry YY injection systems. They make it possible to protect the chamber bottom 10 against the high temperatures of the combustion gases. A plurality of multiperforation holes 18 forming a mesh is pierced through the chamber bottom 10 around each opening 12 facing the deflectors 16. They allow air circulating around the combustion chamber to come to cool by impact. deflectors. In operation, because the chamber bottom 10 is frustoconical, it has been found that the distance (or gap) d between the baffles 16 of the transverse wall is constant (of the order of 1.5 to 4 mm ) that in the plane P passing through the axis of symmetry YY of the injection system and the longitudinal axis XX of the turbomachine (also called plane of symmetry of the deflectors - see Figure 2) and that it varies when one This variation of the air gap d depends in particular on the number of injection systems equipping the combustion chamber, the height of the primary combustion zone and the mean radius of the transverse wall. FIG. 3 illustrates the relative variation of the air gap d as a function of the angular position 8 at which the measurement of the gap d is made.

Sur cette figure, la variation relative de l'entrefer est définie comme le rapport entre la mesure de l'entrefer d effectuée localement et la mesure réalisée au niveau du plan de symétrie P des déflecteurs. De même, la position angulaire e est définie par rapport au plan de symétrie P des déflecteurs (l'angle de 0 correspond à une mesure sur le plan de symétrie P et l'angle de 10 correspond à une mesure sur l'une des extrémités angulaires du déflecteur). Les courbes RO, Rint et Rext de cette figure 3 représentent la variation relative de l'entrefer en fonctionnement, respectivement, pour le rayon moyen 16a, pour le rayon interne 16b et pour le rayon externe 16c de l'entrefer 16 (ces rayons sont schématisés sur la figure 2). On constate que l'entrefer d séparant la paroi transversale des déflecteurs varie fortement vers les extrémités angulaires des déflecteurs. Il en résulte un mauvais refroidissement des déflecteurs. In this figure, the relative variation of the gap is defined as the ratio between the measurement of the air gap d made locally and the measurement made at the plane of symmetry P deflectors. Similarly, the angular position e is defined with respect to the plane of symmetry P of the deflectors (the angle of 0 corresponds to a measurement on the plane of symmetry P and the angle of 10 corresponds to a measurement on one of the ends angular deflector). The curves RO, Rint and Rext of this FIG. 3 represent the relative variation of the operating gap, respectively, for the mean radius 16a, for the internal radius 16b and for the external radius 16c of the gap 16 (these radii are schematized in Figure 2). It can be seen that the air gap d separating the transverse wall of the deflectors varies greatly towards the angular ends of the deflectors. This results in poor cooling of the baffles.

Selon l'invention, des moyens sont prévus pour augmenter le passage de l'air destiné au refroidissement des déflecteurs au niveau de zones en regard des déflecteurs pour lesquelles l'entrefer d est supérieur à un seuil S prédéfini. Le seuil S est de préférence défini comme la variation relative de l'entrefer telle qu'elle a été définie en liaison avec les courbes de la figure 3. Sur cette figure, un tel seuil 5 peut par exemple être égal à 1,15 ce qui correspond à une évolution de 15 % de l'entrefer. Les zones géométriques de la paroi transversale pour lesquelles la distance entre le fond de chambre 10 et les déflecteurs 16 est supérieure au seuil prédéfini S sont illustrées sur les modes de réalisation de l'invention des figures 4 et 5. Sur l'exemple de réalisation de la figure 4, pour chaque ouverture 12, quatre zones Z1 de la paroi transversale en regard du déflecteur 16 sont pourvues d'orifices supplémentaires 20 de passage de l'air destiné au refroidissement du déflecteur. Ces zones Z1 sont disposées en regard des quatre coins du déflecteur 16. Elles présentent une double symétrie : d'une part, par rapport au plan de symétrie P du déflecteur, et d'autre part, par rapport à un plan 24 perpendiculaire au plan de symétrie P du déflecteur et passant par l'axe de symétrie Y-Y du système d'injection. According to the invention, means are provided to increase the passage of the air for cooling the baffles at zones facing the baffles for which the gap d is greater than a predefined threshold S. The threshold S is preferably defined as the relative variation of the gap as defined in connection with the curves of FIG. 3. In this figure, such a threshold 5 may for example be equal to 1.15 cc. which corresponds to an evolution of 15% of the gap. The geometrical areas of the transverse wall for which the distance between the chamber bottom 10 and the deflectors 16 is greater than the predefined threshold S are illustrated in the embodiments of the invention of FIGS. 4 and 5. In the exemplary embodiment of Figure 4, for each opening 12, four zones Z1 of the transverse wall opposite the deflector 16 are provided with additional holes 20 for the passage of air for cooling the baffle. These zones Z1 are arranged facing the four corners of the deflector 16. They have a double symmetry: on the one hand, with respect to the plane of symmetry P of the deflector, and on the other hand, with respect to a plane 24 perpendicular to the plane of symmetry P of the deflector and passing through the axis of symmetry YY of the injection system.

En outre, chacune de ces zones Z1 s'étend sur une hauteur (dans le sens radial) de l'ordre de h/6 environ (h représentant la hauteur totale du déflecteur) et sur une longueur (dans le sens tangentiel) de l'ordre de L/6 environ (L représentant la longueur totale du déflecteur). A titre d'exemple, pour un déflecteur ayant une hauteur de 72 mm et une longueur de 72 mm, les zones sont comprises dans un périmètre de 12 mm par 12 mm. Dans ces zones Z1, le nombre, le diamètre et le pas des orifices 20 de passage de l'air sont variables selon l'application. A titre indicatif, ils peuvent présenter un diamètre compris entre 0,5 mm et 2 mm avec un pas variant de 2 à 6 mm (pour des trous de multiperforation 18 de diamètre de 0,5 mm et de pas de 3,5 à 4 mm). Selon une variante de réalisation représenté par la figure 5, pour chaque ouverture 12, les trous de multiperforation 18' formés en regard de six zones Z2 pour lesquelles la distance entre la paroi transversale 10 et le déflecteur 16 est supérieure à un seuil prédéfini S' présentent un diamètre plus grand que celui des autres trous de multiperforation 18. Ces zones Z2 sont disposées pour quatre d'entre elles en regard 20 des quatre coins du déflecteur 16 et pour les deux autres au niveau des rayons interne 16b et externe 16c du déflecteur 16. Plus précisément, ces deux dernières zones sont symétriques par rapport au plan de symétrie P du déflecteur. Ces deux zones s'étendent sur une longueur de l'ordre de L/6 environ (L représentant la 25 longueur du déflecteur). Quant aux quatre zones disposées en regard des quatre coins du déflecteur 16, elles s'étendent sur des périmètres identiques à ceux définis pour les zones Z1 en liaison avec la figure 4. Dans ces zones Z2, les trous de multiperforation 18' formés en 30 regard de ces zones ont un diamètre plus important que celui des autres trous de multiperforation 18. A titre d'exemple, pour des trous de multiperforation 18 ayant un diamètre de 0,5 mm et un pas de 3,5 à 4 mm, ces trous de multiperforation 18' formés en regard des zones Z2 ont un diamètre de 0,5 à 2 mm. 35 On notera que les modes de réalisation de l'invention des figures 4 et 5 peuvent s'additionner (présence d'orifices supplémentaires et augmentation du diamètre des trous de multiperforation en regard des zones telles que définies précédemment). On notera également que sur l'exemple de réalisation de la figure 4, les trous de multiperforation forment un maillage équilatéral (c'est-à-dire que les trous sont disposés selon des rangées en quinconce l'une par rapport à l'autre), tandis que les trous de multiperforation de l'exemple de réalisation de la figure 5 forment un maillage carré ou trapézoïdal (les rangées de trous sont alignées dans le sens radial et le sens tangentiel). In addition, each of these zones Z1 extends over a height (in the radial direction) of about h / 6 (h representing the total height of the deflector) and over a length (in the tangential direction) of the approximately L / 6 (L representing the total length of the deflector). For example, for a deflector having a height of 72 mm and a length of 72 mm, the zones are included in a perimeter of 12 mm by 12 mm. In these areas Z1, the number, the diameter and the pitch of the air passage holes 20 are variable depending on the application. As an indication, they may have a diameter of between 0.5 mm and 2 mm with a pitch ranging from 2 to 6 mm (for multiperforation holes 18 with a diameter of 0.5 mm and steps of 3.5 to 4 mm). According to an alternative embodiment shown in FIG. 5, for each opening 12, the multiperforation holes 18 'formed opposite six zones Z2 for which the distance between the transverse wall 10 and the deflector 16 is greater than a predefined threshold S' have a diameter greater than that of the other multiperforation holes 18. These zones Z2 are arranged for four of them facing the four corners of the deflector 16 and for the other two at the inner radius 16b and outer 16c of the deflector 16. More precisely, these last two zones are symmetrical with respect to the plane of symmetry P of the deflector. These two zones extend over a length of the order of L / 6 approximately (L representing the length of the deflector). As for the four zones arranged facing the four corners of the deflector 16, they extend over perimeters identical to those defined for the zones Z1 in connection with FIG. 4. In these zones Z2, the multiperforation holes 18 'formed in 30 These zones are larger in diameter than the other multiperforation holes 18. By way of example, for multiperforation holes 18 having a diameter of 0.5 mm and a pitch of 3.5 to 4 mm, these Multiperforation holes 18 'formed opposite zones Z2 have a diameter of 0.5 to 2 mm. It will be noted that the embodiments of the invention of FIGS. 4 and 5 can be added together (presence of additional orifices and increase of the diameter of the multiperforation holes opposite the zones as defined previously). Note also that in the embodiment of Figure 4, the multiperforation holes form an equilateral mesh (that is to say that the holes are arranged in rows staggered relative to each other ), while the multiperforation holes of the embodiment of Figure 5 form a square or trapezoidal mesh (the rows of holes are aligned in the radial direction and the tangential direction).

Bien entendu, les modes de réalisation des moyens pour augmenter le passage de l'air des figures 4 et 5 s'appliquent aussi bien à un maillage équilatéral qu'à un maillage carré. Of course, the embodiments of the means for increasing the air passage of FIGS. 4 and 5 apply equally to an equilateral grid as to a square mesh.

Claims

An annular wall (10) for transversely connecting longitudinal walls (6, 8) of an annular turbomachine combustion chamber (4), said wall (10) being substantially flat, inclined with respect to a longitudinal axis (XX). ) of the turbomachine, and having a plurality of openings (12) for mounting fuel injection systems (14), a plurality of deflectors (16) formed by a substantially rectangular flat plate and mounted in each opening (12). ), and a plurality of multiperforation holes (18) formed around each opening (12) facing the baffles (16) to allow an air passage for cooling said baffles, characterized in that it further comprises means (20; 18 ') for increasing the air flow rate for cooling the deflectors at zones (Z1; Z2) opposite the deflectors for which the distance (d) between the transverse wall (10) and the deflectors ( 16) is greater than a predefined threshold (S).

2. Wall according to claim 1, further comprising a plurality of additional air passage holes (20) formed facing the deflectors (16) in the zones (Z1) for which the distance (d) between the wall cross section (10) and the deflectors (16) is greater than the predefined threshold (5).

3. Wall according to claim 1, wherein the multiperforation holes (18 ') formed opposite the baffles (16) in the zones (Z2) for which the distance (d) between the transverse wall (10) and the baffles ( 16) is greater than the predefined threshold (S) have a greater diameter than that of the other multiperforation holes (18).

4. Wall according to one of claims 1 to 3, wherein the threshold (5) is defined with respect to the distance (d) between the transverse wall (10) and each deflector (16) measured at a plane of symmetry (P) of the deflector.

5. Wall according to claim 4, wherein the predefined threshold (S) is equal to 1.15 times the distance (d) between the transverse wall (10) and the deflector (16) measured at the plane of symmetry (P). ) of the baffle.

6. A turbomachine combustion chamber (4) having an annular wall (10) according to any one of claims 1 to 5.

7. A turbomachine comprising a combustion chamber (4) having an annular wall (10) according to any one of claims 1 to 5.