FR2943762A1

FR2943762A1 - Fuel injecting system for annular combustion chamber of turbo machine e.g. jet engine, of aircraft, has spin whose upstream end comprises annular upstream cowl guiding air toward outside with respect to axis of spin

Info

Publication number: FR2943762A1
Application number: FR0901507A
Authority: FR
Inventors: Didier Hippolyte Hernandez; Matthieu Francois Rullaud
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2009-03-27
Filing date: 2009-03-27
Publication date: 2010-10-01
Anticipated expiration: 2029-03-27
Also published as: FR2943762B1

Abstract

The system (126) has a support unit supporting a head of a fuel injector. A radial spin (144) produces a flow of air radially turning in a downstream of the head of the injector. An upstream end (148) of the spin comprises, with external periphery, an annular upstream cowl (160) guiding the air toward outside with respect to an axis of the spin, where the upstream end of the spin comprises, at an internal periphery, an internal cylindrical surface centering the head of the injector, and an annular internal throat traversed axially by the head of the injector. An independent claim is also included for an annular combustion chamber of a turbo machine.

Description

Système d'injection de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine Fuel injection system in a turbomachine combustion chamber

La présente invention concerne un système d'injection de carburant dans une chambre annulaire de combustion d'une turbomachine telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion. Une chambre annulaire de combustion de turbomachine comprend deux parois de révolution, respectivement interne et externe, reliées entre elles à leurs extrémités amont par une paroi annulaire de fond de chambre comportant des orifices dans chacun desquels est monté un système d'injection de carburant dans la chambre. Un carénage annulaire est fixé aux extrémités amont des parois de révolution de la chambre et comprend des ouvertures alignées axialement avec les orifices de la paroi de fond de chambre, pour le montage des injecteurs de carburant et le passage de l'air d'alimentation des systèmes d'injection. Chaque système d'injection comprend des moyens de support de la tête d'un injecteur de carburant et au moins une vrille radiale qui est disposée en aval de la tête de l'injecteur, coaxialement à celle-ci, et qui délivre un flux d'air radial en aval de l'injection de carburant afin de réaliser un mélange d'air et de carburant destiné à être brûlé dans la chambre de combustion. La vrille radiale de chaque système d'injection est alimentée par de l'air provenant d'un diffuseur annulaire monté en sortie d'un compresseur haute-pression On a constaté que l'alimentation en air de cette vrille radiale n'est pas homogène sur tout son pourtour et que des parties latérales de la vrille situées au niveau d'un plan tangent à une circonférence centrée sur l'axe de la chambre sont correctement alimentées, alors que des parties interne et externe de la vrille situées au niveau d'un plan passant par l'axe de la chambre ne sont pas correctement alimentées. Les parties latérales précitées de la vrille sont alimentées en partie par de l'air s'écoulant sensiblement axialement depuis la sortie du diffuseur, en passant à travers l'ouverture correspondante du carénage et au voisinage de son bord périphérique. Une autre partie de l'air sortant du diffuseur passe axialement à travers l'ouverture du carénage, sensiblement en son milieu, et s'écoule en amont du système d'injection dans des directions radiales vers l'extérieur par rapport à l'axe de la tête de l'injecteur, puis radialement vers l'intérieur par rapport à cet axe et pénètre dans la vrille radiale. Des décollements ont lieu en entrée des parties interne et externe précitées de la vrille, ce qui augmente les pertes de charge dans le flux d'air délivré par la vrille et les instabilités dans les écoulements d'air à l'intérieur de la chambre de combustion. Cela a pour conséquence de favoriser la production de gaz de combustion polluants (tels que des NOx) et d'augmenter le risque d'accrochage de flammes sur les parois de la chambre. La présente invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique à ce problème de la technique antérieure. Elle a notamment pour but d'homogénéiser l'alimentation en air des vrilles radiales des systèmes d'injection de façon à limiter les émissions polluantes de la turbomachine. Elle propose à cet effet un système d'injection de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine, comportant des moyens de support de la tête d'un injecteur de carburant et au moins une vrille radiale destinée à produire un flux d'air radial tournant en aval de la tête de l'injecteur, caractérisé en ce que l'extrémité amont de la vrille comporte à sa périphérie externe un capotage annulaire amont de guidage de l'air radialement vers l'extérieur par rapport à l'axe de la vrille. Avantageusement, ce capotage a en section une forme incurvée dont la convexité est orientée vers l'amont et vers l'extérieur par rapport à l'axe de la vrille. The present invention relates to a fuel injection system in an annular combustion chamber of a turbomachine such as an airplane turbojet or turboprop. An annular turbomachine combustion chamber comprises two walls of revolution, respectively internal and external, interconnected at their upstream ends by an annular wall of chamber bottom having orifices in each of which is mounted a fuel injection system in the bedroom. An annular fairing is attached to the upstream ends of the revolution walls of the chamber and comprises apertures aligned axially with the orifices of the chamber bottom wall, for mounting the fuel injectors and the passage of the feed air of the chambers. injection systems. Each injection system comprises means for supporting the head of a fuel injector and at least one radial swirler which is arranged downstream of the head of the injector, coaxially with it, and which delivers a flow of radial air downstream of the fuel injection to achieve a mixture of air and fuel to be burned in the combustion chamber. The radial swirler of each injection system is fed with air from an annular diffuser mounted at the outlet of a high-pressure compressor. It has been found that the air supply of this radial swirler is not homogeneous. all around it and that lateral parts of the twist located at a plane tangential to a circumference centered on the axis of the chamber are correctly fed, while internal and external parts of the twist located at the level of a plane passing through the axis of the chamber are not properly powered. The aforementioned lateral parts of the spin are fed in part by air flowing substantially axially from the outlet of the diffuser, passing through the corresponding opening of the shroud and in the vicinity of its peripheral edge. Another part of the air leaving the diffuser passes axially through the opening of the shroud, substantially in the middle, and flows upstream of the injection system in radial directions outwardly with respect to the axis. of the head of the injector, then radially inward with respect to this axis and enters the radial swirler. Detachments take place at the inlet of the aforementioned internal and external parts of the swirler, which increases the pressure drops in the air flow delivered by the swirler and the instabilities in the air flows inside the chamber. combustion. This has the consequence of promoting the production of polluting combustion gases (such as NOx) and increasing the risk of flame catching on the walls of the chamber. The present invention is intended in particular to provide a simple, effective and economical solution to this problem of the prior art. One of its aims is to homogenize the air supply of the radial tendrils of the injection systems so as to limit the polluting emissions of the turbomachine. It proposes for this purpose a fuel injection system in a turbomachine combustion chamber, comprising means for supporting the head of a fuel injector and at least one radial swirler for producing a rotating radial air flow. downstream of the head of the injector, characterized in that the upstream end of the auger comprises at its outer periphery an upstream annular cowling for guiding the air radially outwards with respect to the axis of the auger . Advantageously, this cowling section has a curved shape whose convexity is oriented upstream and outwardly with respect to the axis of the auger.

Dans le système d'injection selon l'invention, une partie de l'air sortant du diffuseur s'écoule en direction axiale jusqu'au système d'injection, puis dans des directions radiales de l'intérieur vers l'extérieur par rapport à l'axe de la tête de l'injecteur, et enfin de manière centripète pour alimenter la vrille radiale. Lorsque cet air passe au niveau de la périphérie externe de l'extrémité amont de la vrille, il est guidé par la surface externe convexe du capotage jusqu'à l'entrée de la vrille radiale, ce qui limite les décollements d'air à ce niveau et les pertes de charge dans le flux d'air délivré par la vrille. Ceci permet d'homogénéiser le flux d'air dans la vrille du système d'injection, et ce sur tout son pourtour, et de réduire les émissions de gaz de combustion polluants de la chambre. Selon une autre caractéristique de l'invention, l'extrémité amont de la vrille fait partie des moyens de support de la tête de l'injecteur de carburant. In the injection system according to the invention, part of the air leaving the diffuser flows axially to the injection system, then in radial directions from the inside to the outside relative to the axis of the injector head, and finally centripetally to feed the radial swirler. When this air passes at the outer periphery of the upstream end of the swirler, it is guided by the convex outer surface of the cowling to the inlet of the radial swirler, which limits the air detachments at this point. level and the pressure losses in the air flow delivered by the spin. This makes it possible to homogenize the flow of air in the tendril of the injection system, and this all around its periphery, and to reduce the emissions of polluting combustion gases from the chamber. According to another characteristic of the invention, the upstream end of the auger is part of the support means of the head of the fuel injector.

Dans un exemple de réalisation de l'invention, l'extrémité amont de la vrille comprend à sa périphérie interne une surface cylindrique interne de centrage de la tête de l'injecteur de carburant. En variante, l'extrémité amont de la vrille comprend à sa périphérie interne une gorge annulaire interne dans laquelle est montée coulissante en direction radiale une bague traversée par la tête de l'injecteur de carburant. Chaque système d'injection est en général équipé d'au moins deux vrilles de turbulence, une vrille primaire et une vrille secondaire. Le système d'injection selon l'invention peut donc comprendre une vrille qui est située en aval de la vrille radiale précitée et qui est destinée à délivrer un flux d'air radial tournant supplémentaire, ou une vrille qui est située en amont et/ou radialement à l'intérieur de la vrille radiale du type précité et qui est destinée à délivrer un flux d'air axial tournant. L'extrémité amont de la vrille peut comprendre une surface annulaire orientée vers l'aval et définissant l'extrémité amont de la veine d'écoulement d'air dans la vrille, cette surface étant reliée à sa périphérie externe à l'extrémité aval de la surface convexe externe du capotage par une zone annulaire de liaison qui a une forme légèrement incurvée convexe de façon à éviter des décollements de l'air d'alimentation de la vrille. In an exemplary embodiment of the invention, the upstream end of the auger comprises at its inner periphery an inner cylindrical surface for centering the head of the fuel injector. In a variant, the upstream end of the swirler comprises at its inner periphery an internal annular groove in which a ring traversed by the head of the fuel injector is slidably mounted in a radial direction. Each injection system is generally equipped with at least two turbulence tendrils, a primary swirler and a secondary swirler. The injection system according to the invention may therefore comprise a swirler which is situated downstream of the aforementioned radial swirler and which is intended to deliver an additional rotating radial air flow, or a swirler which is situated upstream and / or radially inside the radial swirler of the aforementioned type and which is intended to deliver a rotating axial air flow. The upstream end of the spin may comprise an annular surface oriented downstream and defining the upstream end of the air flow duct in the auger, this surface being connected at its outer periphery to the downstream end of the auger. the outer convex surface of the cowling by an annular connecting zone which has a slightly convexly curved shape so as to avoid delamination of the supply air of the tendril.

La présente invention concerne également une chambre annulaire de combustion de turbomachine, comprenant deux parois de révolution, respectivement interne et externe, reliées à leurs extrémités amont par une paroi annulaire de fond de chambre comportant des orifices de montage de systèmes d'injection de carburant tels que décrits ci-dessus, et un carénage annulaire fixé aux extrémités amont des parois de révolution et comportant des ouvertures alignées avec les orifices de la paroi de fond de chambre. Dans un mode de réalisation de cette chambre, les capotages des systèmes d'injection ont un diamètre externe inférieur au diamètre interne des ouvertures du carénage, et sont chacun situés dans un plan passant sensiblement par une de ces ouvertures. En variante, les capotages des systèmes d'injection ont un diamètre externe supérieur au diamètre interne des ouvertures du carénage, et sont situés en retrait axial vers l'aval par rapport à ces ouvertures. The present invention also relates to an annular turbomachine combustion chamber, comprising two walls of revolution, respectively internal and external, connected at their upstream ends by an annular chamber bottom wall having mounting orifices of fuel injection systems such as described above, and an annular fairing attached to the upstream ends of the revolution walls and having openings aligned with the orifices of the bottom wall of the chamber. In one embodiment of this chamber, the shrouds of the injection systems have an outer diameter less than the inner diameter of the openings of the shroud, and are each located in a plane passing substantially through one of these openings. As a variant, the shrouds of the injection systems have an outer diameter greater than the internal diameter of the openings of the shroud, and are located in axial recession downstream with respect to these openings.

L'invention concerne enfin une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, caractérisée en ce qu'elle comprend au moins un système d'injection tel que décrit ci-dessus. L'invention sera mieux comprise et d'autres caractéristiques, détails et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui suit, faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 est une vue schématique partielle en perspective d'un diffuseur et d'un système d'injection de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine, selon la technique antérieure ; - la figure 2 est une demi-vue schématique partielle en coupe du système d'injection et de la chambre de combustion de la figure 1 ; - la figure 3 est une vue schématique partielle en perspective d'un diffuseur et d'un système d'injection de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine, selon l'invention ; - la figure 4 est une demi-vue schématique en coupe du système d'injection selon l'invention et de la chambre de combustion de la figure 1 ; et - la figure 5 est une vue correspondant à celle de la figure 4 et représente une chambre de combustion équipée d'une variante de réalisation du système d'injection selon l'invention. La figure 1 représente une chambre annulaire de combustion 10 d'une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, cette chambre étant agencée en sortie d'un diffuseur 12, lui-même situé en sortie d'un compresseur (non représenté). La chambre 10 comprend une paroi de révolution interne 14 et une paroi de révolution externe 16 qui sont reliées en amont par une paroi annulaire 18 de fond de chambre. Un carénage annulaire 20 est fixé sur les extrémités amont des parois 14, 16 de la chambre et comprend des ouvertures 22 de passage d'air alignées avec des orifices 24 de la paroi 18 de fond de chambre dans lesquels sont montés des systèmes 26 d'injection de carburant comprenant des injecteurs 28 régulièrement répartis autour de l'axe de la chambre. Chaque injecteur comprend une tête 30 d'injection de carburant alignée sur l'axe d'un orifice 24 de la paroi de fond de chambre 18. Une partie du débit d'air 32 fourni par le compresseur et sortant du diffuseur 12 pénètre dans l'enceinte annulaire délimitée par le carénage 20, passe dans le système d'injection 26 (flèches 34, 36, 38 et 40), et est ensuite mélangé au carburant amené par l'injecteur 28 et pulvérisé dans la chambre de combustion 10. Le système d'injection 26 comporte ici trois vrilles de turbulence 42, 44 coaxiales, deux vrilles axiales 42 s'étendant autour de la tête 30 de l'injecteur et alignées sur l'axe de l'orifice 24 de la paroi 18, et une vrille radiale 44 située en aval de la tête de l'injecteur et mieux visible en figure 2. Finally, the invention relates to a turbomachine, such as a turbojet or an airplane turboprop, characterized in that it comprises at least one injection system as described above. The invention will be better understood and other characteristics, details and advantages thereof will appear more clearly on reading the description which follows, given by way of non-limiting example and with reference to the accompanying drawings in which: Figure 1 is a partial schematic perspective view of a diffuser and a fuel injection system in a turbomachine combustion chamber, according to the prior art; FIG. 2 is a partial schematic half-view in section of the injection system and the combustion chamber of FIG. 1; - Figure 3 is a partial schematic perspective view of a diffuser and a fuel injection system in a turbomachine combustion chamber, according to the invention; - Figure 4 is a schematic half-sectional view of the injection system according to the invention and the combustion chamber of Figure 1; and - Figure 5 is a view corresponding to that of Figure 4 and shows a combustion chamber equipped with an alternative embodiment of the injection system according to the invention. FIG. 1 represents an annular combustion chamber 10 of a turbomachine, such as an airplane turbojet or turboprop engine, this chamber being arranged at the outlet of a diffuser 12, itself located at the outlet of a compressor ( not shown). The chamber 10 comprises a wall of internal revolution 14 and a wall of external revolution 16 which are connected upstream by an annular wall 18 of the chamber bottom. An annular shroud 20 is fixed on the upstream ends of the walls 14, 16 of the chamber and comprises openings 22 for air passage aligned with orifices 24 of the wall 18 of the chamber bottom in which systems 26 are mounted. fuel injection comprising injectors 28 regularly distributed around the axis of the chamber. Each injector comprises a fuel injection head 30 aligned with the axis of an orifice 24 of the chamber bottom wall 18. A portion of the air flow 32 supplied by the compressor and leaving the diffuser 12 enters the chamber. the annular enclosure defined by the shroud 20, passes into the injection system 26 (arrows 34, 36, 38 and 40), and is then mixed with the fuel supplied by the injector 28 and sprayed into the combustion chamber 10. The injection system 26 here comprises three co-axial turbulence swirlers 42, 44, two axial swirlers 42 extending around the injector head 30 and aligned on the axis of the orifice 24 of the wall 18, and a radial swirler 44 located downstream of the head of the injector and better visible in Figure 2.

La vrille radiale 44 comprend une pluralité d'aubages 46 s'étendant sensiblement radialement autour de l'axe de la tête de l'injecteur et de l'orifice 24, et régulièrement répartis autour de cet axe pour délivrer un flux d'air radial tournant en aval de la tête 30 de l'injecteur, les aubages 46 de la vrille délimitant entre eux des canaux de passage d'air, qui sont inclinés ou incurvés autour de l'axe de la vrille. Les aubages 46 de la vrille radiale 44 s'étendent axialement entre deux éléments annulaires 48, 50, respectivement amont et aval, l'élément annulaire amont présentant une surface cylindrique interne 52 dans laquelle sont montés en coulissement axial des moyens de support des vrilles axiales 42 et de la tête 30 de l'injecteur. On a constaté que les flux d'air 36, 38, 40 alimentant les différents canaux définis par les aubages 46 de la vrille radiale 44 ne sont pas identiques et que le flux d'air passant dans la vrille n'était pas homogène sur tout son pourtour. Les canaux de la vrille 44 situés au niveau de l'axe du diffuseur 12 en figure 1 sont alimentés avec un flux d'air 40 relativement stable qui s'écoule en direction axiale à travers les ouvertures 22 du carénage, au voisinage de leurs bords, et parvient directement à l'entrée de ces canaux. The radial swirler 44 comprises a plurality of vanes 46 extending substantially radially around the axis of the head of the injector and the orifice 24, and regularly distributed around this axis to deliver a radial air flow. rotating downstream of the head 30 of the injector, the vanes 46 of the auger delimiting between them air passage channels, which are inclined or curved around the axis of the auger. The vanes 46 of the radial swirler 44 extend axially between two annular elements 48, 50, respectively upstream and downstream, the upstream annular element having an inner cylindrical surface 52 in which are mounted axially sliding support means of the axial tendrils 42 and the head 30 of the injector. It has been found that the air flows 36, 38, 40 supplying the various channels defined by the vanes 46 of the radial swirler 44 are not identical and that the air flow passing through the tendril is not homogeneous over any its circumference. The channels of the swirler 44 located at the level of the axis of the diffuser 12 in FIG. 1 are fed with a relatively stable air flow 40 which flows axially through the openings 22 of the shroud, in the vicinity of their edges. , and arrives directly at the entrance of these channels.

Au contraire, les canaux de la vrille 44 situés de part et d'autre de cet axe (c'est-à-dire ceux situés en partie supérieure et en partie inférieure de la vrille en figure 2) sont alimentés avec des flux d'air 36, 38 instables. Cela est notamment dû au fait que l'air d'alimentation de ces canaux s'écoule axialement du diffuseur jusqu'en amont du système d'injection (flèches 54) puis s'écoule radialement de l'intérieur vers l'extérieur (flèches 56) et enfin de manière centripète (flèches 36 et 38) jusqu'à l'entrée des canaux précités (figure 2). Des décollements d'air importants ont été constatés à l'entrée de la vrille radiale 44, et en particulier à la périphérie externe de l'élément amont 48, ce qui entraîne des pertes de charge importantes dans le flux d'air délivré par la vrille. Cela se traduit par des écoulements d'air instables dans la chambre de combustion, augmentant les émissions polluantes et les risques d'accrochage de flammes sur les parois de la chambre. L'invention permet de remédier à ce problème grâce à des moyens de guidage du flux d'air d'alimentation de la vrille radiale de chaque système d'injection de la chambre de combustion. Ces moyens de guidage sont formés par un capotage annulaire qui est monté à l'extrémité amont de la vrille radiale et qui comprend une surface annulaire externe de forme incurvée dont la convexité est orientée vers l'amont et vers l'extérieur par rapport à l'axe de la tête d'injecteur ou de la vrille. On the contrary, the channels of the swirler 44 located on either side of this axis (that is to say those situated in the upper part and in the lower part of the swirl in FIG. 2) are fed with fluxes of air 36, 38 unstable. This is due to the fact that the supply air of these channels flows axially from the diffuser upstream of the injection system (arrows 54) and then flows radially from the inside to the outside (arrows 56) and finally centripetally (arrows 36 and 38) to the entrance of the aforementioned channels (Figure 2). Significant air detachments have been noted at the inlet of the radial swirler 44, and in particular at the outer periphery of the upstream element 48, which results in significant pressure drops in the air flow delivered by the spin. This results in unstable air flows into the combustion chamber, increasing pollutant emissions and the risk of flames on the walls of the chamber. The invention makes it possible to remedy this problem by means of means for guiding the flow of air supplying the radial swirler of each injection system of the combustion chamber. These guide means are formed by an annular cowling which is mounted at the upstream end of the radial swirler and which comprises an outer annular surface of curved shape whose convexity is oriented upstream and outwards with respect to the the axis of the injector head or the tendril.

Ce capotage guide l'air radialement vers l'extérieur à l'entrée de la vrille radiale, ce qui permet de limiter les décollements d'air précités et donc d'alimenter de manière homogène la vrille sur tout son pourtour, de façon à ce que celle-ci délivre un flux d'air tournant plus homogène sur son pourtour. This cowling guides the air radially outwardly to the inlet of the radial swirler, which makes it possible to limit the aforementioned air detachments and thus to feed the tendon uniformly all around its circumference, so that that it delivers a more homogeneous rotating airflow around its periphery.

Dans l'exemple représenté aux figures 3 et 4, les éléments déjà décrits en référence aux figures 1 et 2 sont désignés par les mêmes chiffres augmentés d'une centaine. Le diffuseur 112, la chambre de combustion 110 et ses parois 114, 116 et 118, et l'injecteur de carburant 128 sont similaires à ceux 20 précédemment décrits. Le système d'injection 126 diffère de celui décrit en référence aux figures 1 et 2 en ce qu'il comprend un capotage annulaire 160 selon l'invention, ce capotage étant porté par l'élément annulaire amont 148 de la vrille radiale 144.In the example shown in Figures 3 and 4, the elements already described with reference to Figures 1 and 2 are designated by the same numbers increased by one hundred. The diffuser 112, the combustion chamber 110 and its walls 114, 116 and 118, and the fuel injector 128 are similar to those previously described. The injection system 126 differs from that described with reference to FIGS. 1 and 2 in that it comprises an annular cowling 160 according to the invention, this cowling being carried by the upstream annular element 148 of the radial swirler 144.

25 Ce capotage 160 est formé d'une seule pièce avec l'élément annulaire 148 ou est rapporté et fixé par des moyens appropriés sur cet élément. Le capotage 160 s'étend vers l'amont et vers l'intérieur depuis la périphérie externe de l'élément annulaire 148 par rapport à l'axe de la vrille.This cowling 160 is formed integrally with the annular member 148 or is attached and secured by suitable means to that member. The cowling 160 extends upstream and inwardly from the outer periphery of the annular member 148 relative to the axis of the auger.

30 Ce capotage a une surface externe incurvée convexe de guidage du flux d'air provenant du diffuseur 112 radialement vers l'extérieur jusqu'à l'entrée de la vrille radiale 144, ce qui évite les décollements d'air à la périphérie externe de l'élément 148. Par ailleurs, cette surface externe est reliée à la surface annulaire aval de l'élément 148, délimitant l'extrémité amont de la veine de la vrille, par une zone annulaire 161 ayant en section une forme arrondie convexe de façon à limiter les décollements d'air en entrée de la vrille. Dans l'exemple représenté aux figures 3 et 4, l'élément annulaire 148 fait partie des moyens de centrage ou de support de la tête 130 de l'injecteur 126 et comprend à sa périphérie interne une surface cylindrique interne (non représentée) de centrage de cette tête. Le capotage 160 a ici un diamètre externe inférieur au diamètre interne de l'ouverture 122 correspondante du carénage 120. De plus, le capotage est situé sensiblement dans le plan de l'ouverture 122. Le capotage 160 définit avec le bord rentrant de l'ouverture 122 du carénage un espace annulaire d'écoulement de l'air destiné à alimenter uniformément la vrille radiale 144. Dans la variante représentée en figure 5, le système d'injection diffère de celui des figures 3 et 4 en ce qu'il comprend deux vrilles radiales 162, 164 et non pas deux vrilles axiales et une vrille radiale comme dans l'exemple précédent. Les deux vrilles radiales 162, 164 sont disposées axialement l'une derrière l'autre et sont séparées l'une de l'autre par un venturi 166. Ces vrilles 162, 164 sont similaires et comprennent des aubages sensiblement radiaux. Les aubages de la vrille amont 162 sont reliés à leurs extrémités amont à un élément annulaire comportant à sa périphérie externe un capotage annulaire 170 selon l'invention pour le guidage de l'air alimentant les vrilles 162, 164. Cet élément annulaire 170 comporte des moyens de centrage ou de support de la tête 172 d'un injecteur. Dans l'exemple représenté, l'élément annulaire comprend à sa périphérie interne une gorge annulaire 174 radialement interne dans laquelle est logé le rebord radial externe 176 d'une bague 178 traversée axialement par la tête de l'injecteur. Le diamètre interne de la gorge 174 est supérieur au diamètre externe du rebord 176 de la bague de façon à ce que la bague puisse se déplacer en direction radiale vis-à-vis de l'élément amont 170. Dans cet exemple, le capotage 170 a un diamètre externe supérieur 5 au diamètre interne de l'ouverture 180 du carénage 182 de la chambre, et est situé en retrait axial vers l'aval de cette ouverture. This cowling has a convexly curved outer surface for guiding the airflow from the diffuser 112 radially outwardly to the inlet of the radial swirler 144, which avoids air loosening at the outer periphery of the cowling. the element 148. Furthermore, this external surface is connected to the downstream annular surface of the element 148, delimiting the upstream end of the vortex of the auger, by an annular zone 161 having in section a convexly rounded shape so that to limit air separation at the entrance of the tendril. In the example shown in FIGS. 3 and 4, the annular element 148 is part of the centering or support means of the head 130 of the injector 126 and comprises at its inner periphery an internal cylindrical surface (not represented) for centering of this head. The cowling 160 here has an outside diameter smaller than the inside diameter of the corresponding opening 122 of the fairing 120. In addition, the cowling is located substantially in the plane of the opening 122. The cowling 160 defines with the falling edge of the aperture 122 of the shroud an annular space of air flow for uniformly feeding the radial swirler 144. In the variant shown in Figure 5, the injection system differs from that of Figures 3 and 4 in that it comprises two radial swirlers 162, 164 and not two axial swirlers and a radial swirler as in the previous example. The two radial swirlers 162, 164 are arranged axially one behind the other and are separated from each other by a venturi 166. These tendrils 162, 164 are similar and comprise substantially radial vanes. The vanes of the upstream auger 162 are connected at their upstream ends to an annular element comprising at its outer periphery an annular cowling 170 according to the invention for guiding the air supplying the tendrils 162, 164. This annular element 170 comprises means for centering or supporting the head 172 of an injector. In the example shown, the annular element comprises at its inner periphery a radially inner annular groove 174 in which is housed the outer radial flange 176 of a ring 178 traversed axially by the head of the injector. The internal diameter of the groove 174 is greater than the outer diameter of the flange 176 of the ring so that the ring can move radially towards the upstream element 170. In this example, the shroud 170 has an outer diameter greater than the inner diameter of the opening 180 of the shroud 182 of the chamber, and is located axially downstream of this opening.

Claims

REVENDICATIONS1. A system (126) for injecting fuel into a combustion chamber (110) of a turbomachine, comprising means for supporting the head (130) of a fuel injector (128) and at least one radial swirler (144) ) for producing a radial air flow rotating downstream of the injector head, characterized in that the upstream end (148) of the auger comprises at its outer periphery an upstream annular cowling (160) for guiding the air radially outwards with respect to the axis of the tendril.

2. System according to claim 1, characterized in that the cowling section has a curved shape whose convexity is oriented upstream and outwardly with respect to the axis of the auger.

3. System according to claim 1 or 2, characterized in that the upstream end (148) of the auger is part of the support means of the head (130) of the fuel injector (128).

4. System according to one of the preceding claims, characterized in that the upstream end (148) of the auger comprises at its inner periphery an internal cylindrical surface for centering the head (130) of the fuel injector (128). ).

5. System according to claim 1 or 2, characterized in that the upstream end of the auger comprises at its inner periphery an internal annular groove (174) in which is mounted sliding in the radial direction a ring (178) traversed axially by the head (172) of the fuel injector.

6. System according to one of the preceding claims, characterized in that it comprises an additional swirler (42, 164) which is located downstream of the aforementioned swirler (162) and which is intended to deliver a radial air flow. rotating, or which is located upstream and / or radially inside the aforementioned swirl (144) and which is intended to deliver a rotating axial air flow.

7. System according to one of the preceding claims, characterized in that the upstream end (148) of the auger comprises an annular surface oriented downstream and defining the upstream end of the air flow duct in the spin, this surface being connected at its outer periphery to the downstream end of an outer air-guiding surface of the cowling (160) by an annular zone (161) of connection which has a slightly curved convex shape so as to avoid detachment of the supply air from the tendrils.

8. annular combustion chamber (110) turbomachine, comprising two walls of revolution (114, 116), respectively internal and external, connected at their upstream ends by an annular wall (118) chamber bottom having mounting holes of fuel injection systems according to one of the preceding claims, and an annular fairing (120) attached to the upstream ends of the revolution walls and having openings (122) axially aligned with the openings of the chamber bottom wall.

9. Chamber according to claim 8, characterized in that the cowls (160) of the injection systems (126) have an outer diameter less than the inner diameter of the openings (122) of the shroud (120), and are each located in a plane passing substantially through one of these openings.

10. Chamber according to claim 8, characterized in that the cowls (170) of the injection systems have an outer diameter greater than the inner diameter of the openings (180) of the fairing (182), and are located in axial recess towards the downstream from these openings.

11. Turbomachine, such as a jet engine or an airplane turboprop, characterized in that it comprises at least one fuel injection system according to one of claims 1 to 7.