FR2948987A1

FR2948987A1 - Combustion chamber for e.g. jet engine, of airplane, has inlet openings with oblong shape, so that maximum space between two points of edge of projections is greater than maximum space between two other points of edge of projections

Info

Publication number: FR2948987A1
Application number: FR0955489A
Authority: FR
Inventors: Denis Jean Maurice Sandelis
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2009-08-04
Filing date: 2009-08-04
Publication date: 2011-02-11
Anticipated expiration: 2029-08-04
Also published as: FR2948987B1

Abstract

The chamber (10) has injection systems equipped in an annular wall of a chamber base (18). Internal and external coaxial annular walls are connected by the annular wall of the chamber base. Air inlet openings have oblong shape, so that maximum space (58) between any two points of edge of orthogonal projections (44p, 46p) along a direction perpendicular to a central axis (28) is greater than another maximum space (60) between two other points of edge of the orthogonal projections along the direction perpendicular to the central axis.

Description

CHAMBRE DE COMBUSTION DE TURBOMACHINE COMPORTANT DES ORIFICES D'ENTREE D'AIR AMELIORES DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines, telles que les turbomachines d'aéronef, et concerne plus particulièrement les chambres annulaires de combustion des turbomachines. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Les turbomachines comprennent au moins une turbine agencée en sortie d'une chambre de combustion pour extraire de l'énergie d'un flux primaire de gaz éjectés par cette chambre de combustion et entraîner un compresseur disposé en amont de la chambre de combustion et alimentant cette chambre en air sous pression. Les chambres de combustion des turbomachines comprennent typiquement deux parois annulaires coaxiales, respectivement radialement interne et radialement externe, qui s'étendent de l'amont vers l'aval, selon le sens d'écoulement du flux primaire de gaz dans la turbomachine, autour de l'axe des chambres de combustion, et qui sont reliées entre elles à leur extrémité amont par une paroi annulaire de fond de chambre qui s'étend sensiblement radialement autour de l'axe précité. Cette paroi annulaire de fond de chambre est équipée d'une rangée annulaire de systèmes d'injection régulièrement répartis autour de 2 cet axe pour permettre une amenée d'air et de carburant dans la chambre de combustion. Les systèmes d'injection comprennent en général des moyens de support de tête d'injecteur de carburant pourvus de moyens aérodynamiques d'injection d'air et de vaporisation du carburant sous forme de fines gouttelettes dans la chambre de combustion. En fonctionnement, un système d'injection de ce type génère typiquement une nappe d'un mélange d'air et de carburant de forme générale tronconique autour d'un axe central du système d'injection. La concentration maximale en carburant est plus particulièrement localisée sur un tronc de cône de sommet situé sensiblement en entrée du système d'injection et de demi-angle au sommet compris entre 30 et 40 degrés environ. Le profil de la nappe est sensiblement constant aux régimes de fonctionnement normaux allant du régime de ralenti au régime de plein gaz. TECHNICAL FIELD The present invention relates to the field of turbomachines, such as aircraft turbomachines, and more particularly to the annular chambers for combustion of turbomachines. BACKGROUND OF THE INVENTION STATE OF THE PRIOR ART Turbomachines comprise at least one turbine arranged at the outlet of a combustion chamber for extracting energy from a primary flow of gas ejected by this combustion chamber and driving a compressor arranged upstream of the chamber. of combustion and supplying this chamber with pressurized air. The combustion chambers of the turbomachines typically comprise two coaxial annular walls, respectively radially inner and radially outer, which extend from upstream to downstream, depending on the direction of flow of the primary gas flow in the turbomachine, around the axis of the combustion chambers, and which are interconnected at their upstream end by an annular chamber bottom wall which extends substantially radially about the aforementioned axis. This annular bottom wall chamber is equipped with an annular row of injection systems evenly distributed around this axis to allow a supply of air and fuel into the combustion chamber. Injection systems generally include fuel injector head support means provided with aerodynamic means for injecting air and vaporizing fuel in the form of fine droplets in the combustion chamber. In operation, an injection system of this type typically generates a web of a mixture of air and fuel of generally frustoconical shape around a central axis of the injection system. The maximum fuel concentration is more particularly located on a truncated cone vertex located substantially at the inlet of the injection system and half-angle at the apex of between about 30 and 40 degrees. The web profile is substantially constant at normal operating speeds ranging from idle speed to full throttle.

D'une manière générale, les chambres de combustion se décomposent en une région interne amont, couramment appelée zone primaire, et une région interne aval, couramment appelée zone de dilution. La zone primaire d'une chambre de combustion est prévue pour la combustion du mélange d'air et de carburant dans des proportions sensiblement stoechiométriques. A cette fin, l'air est injecté dans cette zone non seulement par les systèmes d'injection mais aussi par des premiers orifices, couramment appelés orifices primaires, ménagés dans les parois 3 annulaires de la chambre autour de la zone primaire de cette dernière. La zone de dilution est prévue pour la dilution et le refroidissement des gaz provenant de la combustion dans la zone primaire, et pour conférer au flux de ces gaz un profil thermique optimal en vue de son passage dans la turbine montée en aval de la chambre de combustion. Pour cela, les parois annulaires de la chambre de combustion comportent des seconds orifices d'entrée d'air, couramment appelés orifices de dilution. Les performances des chambres de combustion dépendent notamment de la qualité de la combustion dans la zone primaire de ces chambres. Or, dans les chambres de combustion de type connu, le mélange d'air et de carburant demeure en général dans la zone primaire pendant un temps qui n'est pas suffisamment long pour permettre une combustion complète. De plus, le profil de température des gaz de combustion en sortie de ces chambres de combustion n'est pas suffisamment homogène pour permettre un fonctionnement optimal des turbines associées à ces chambres de combustion. Cela provient notamment de 25 l'inhomogénéité de la concentration en carburant dans la zone primaire de ces chambres. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ces 30 problèmes. 20 4 Elle propose à cet effet une chambre de combustion de turbomachine, comprenant une paroi annulaire de fond de chambre équipée de systèmes d'injection régulièrement répartis autour d'un axe longitudinal de la chambre de combustion et dont chacun présente un axe central d'émission de carburant, la chambre de combustion comprenant également deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne et externe, reliées entre elles par ladite paroi de fond de chambre et comportant une pluralité d'orifices d'entrée d'air formés sur au moins l'une desdites parois annulaires. Selon l'invention, au moins certains de ces orifices d'entrée d'air sont conformés de sorte que la projection orthogonale de chacun de ces orifices sur un plan de projection correspondant qui passe par l'axe central du système d'injection le plus proche de cet orifice et qui est perpendiculaire à un plan axial correspondant passant conjointement par cet axe central et par l'axe longitudinal de la chambre de combustion, a une forme oblongue telle que l'écartement maximal entre deux points quelconques du bord de l'orifice selon une direction perpendiculaire à l'axe central du système d'injection le plus proche de cet orifice est supérieur à l'écartement maximal entre deux points quelconques du bord de l'orifice selon la direction de cet axe central. D'une manière générale et comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit, la forme oblongue de ces orifices permet à l'air injecté dans la chambre de combustion par ceux-ci de former une barrière vis-à-vis des gaz s'écoulant dans cette chambre de combustion, ce qui permet de ralentir l'écoulement de ces gaz en comparaison avec les chambres de combustion de type connu. Cela permet d'optimiser la réaction de 5 combustion se produisant dans la chambre de combustion et donc d'améliorer les performances de cette dernière, tout en rendant plus homogène la température des gaz en sortie de cette chambre de combustion. De plus, cela peut rendre possible une diminution du nombre d'orifices d'entrée d'air qu'il est nécessaire de prévoir dans les parois coaxiales de la chambre de combustion. Les orifices de forme oblongue peuvent par exemple être de forme elliptique ou rectangulaire, lorsqu'ils sont vus en projection orthogonale sur le plan de projection correspondant. On associe dans ce qui suit chaque orifice d'entrée d'air au système d'injection le plus proche de cet orifice, ou en cas d'égalité de distances, aux deux systèmes d'injection les plus proches dudit orifice. Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, les orifices d'entrée d'air de forme oblongue comprennent des orifices primaires formés autour d'une région amont de la chambre de combustion, couramment appelée zone primaire. Ces orifices primaires de forme oblongue permettent à l'air injecté dans la chambre de combustion par ceux-ci de former vis-à-vis de l'écoulement vers l'aval du mélange en combustion une barrière de nature à ralentir efficacement cet 6 écoulement et à favoriser des phénomènes de recirculation de ce mélange dans la zone primaire. Les orifices primaires associés à chaque système d'injection sont de préférence au nombre de deux et agencés symétriquement par rapport au plan axial correspondant. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention et de manière connue en soi, chacun des systèmes d'injection est configuré pour émettre une nappe de carburant et d'air mélangés présentant une région de concentration maximale en carburant sensiblement localisée sur un tronc de cône de révolution centré sur l'axe central du système d'injection et ayant un sommet situé à l'entrée de ce système d'injection. La forme de la nappe du mélange d'air et de carburant associée à chaque système d'injection peut être déterminée de manière expérimentale par des techniques bien connues telles que l'analyse de particules par méthode phase Doppler, couramment appelée PDPA (Phase Doppler Particule Analysis). Lors de la conception d'une chambre de combustion selon l'invention, la forme de la nappe correspondant à une géométrie donnée de chambre de combustion peut aussi être déterminée par des méthodes numériques de simulation, également connues de l'homme du métier. Préférentiellement, chacun des orifices primaires de forme oblongue, lorsqu'il est vu en projection orthogonale sur le plan de projection correspondant, est intercepté par une droite 7 correspondante résultant de l'intersection du tronc de cône précité avec ledit plan de projection. De cette manière, le flux d'air injecté par chacun de ces orifices peut intercepter la région de concentration maximale en carburant de la nappe correspondante en s'écoulant sensiblement tangentiellement à cette région de la nappe, de sorte que l'effet de barrière produit par ce flux d'air peut être rendu plus efficace. In general, the combustion chambers are decomposed into an upstream internal region, commonly called a primary zone, and a downstream internal region, commonly called a dilution zone. The primary zone of a combustion chamber is provided for combustion of the mixture of air and fuel in substantially stoichiometric proportions. To this end, the air is injected into this zone not only by the injection systems but also by first orifices, commonly called primary orifices, formed in the annular walls of the chamber around the primary zone of the latter. The dilution zone is provided for the dilution and cooling of the gases from combustion in the primary zone, and to give the flow of these gases an optimal thermal profile for its passage in the turbine mounted downstream of the chamber. combustion. For this, the annular walls of the combustion chamber comprise second air inlet orifices, commonly called dilution orifices. The performance of the combustion chambers depends in particular on the quality of the combustion in the primary zone of these chambers. However, in combustion chambers of known type, the mixture of air and fuel generally remains in the primary zone for a time which is not long enough to allow complete combustion. In addition, the temperature profile of the combustion gases at the outlet of these combustion chambers is not sufficiently homogeneous to allow optimum operation of the turbines associated with these combustion chambers. This is due in particular to the inhomogeneity of the fuel concentration in the primary zone of these chambers. DISCLOSURE OF THE INVENTION The invention aims in particular to provide a simple, economical and effective solution to these problems. To this end, it proposes a turbomachine combustion chamber, comprising an annular chamber bottom wall equipped with injection systems regularly distributed around a longitudinal axis of the combustion chamber and each having a central axis of the combustion chamber. emission of fuel, the combustion chamber also comprising two coaxial annular walls, respectively internal and external, interconnected by said bottom wall of the chamber and having a plurality of air inlet orifices formed on at least one said annular walls. According to the invention, at least some of these air inlet orifices are shaped so that the orthogonal projection of each of these orifices on a corresponding projection plane which passes through the central axis of the injection system the most close to this orifice and which is perpendicular to a corresponding axial plane passing jointly by this central axis and the longitudinal axis of the combustion chamber, has an oblong shape such that the maximum spacing between any two points of the edge of the orifice in a direction perpendicular to the central axis of the injection system closest to this orifice is greater than the maximum spacing between any two points of the edge of the orifice in the direction of this central axis. In a general manner and as will become clearer in what follows, the oblong shape of these orifices allows the air injected into the combustion chamber by these to form a barrier vis-à-vis the gas s' flowing in this combustion chamber, which allows to slow the flow of these gases in comparison with combustion chambers of known type. This makes it possible to optimize the combustion reaction occurring in the combustion chamber and thus to improve the performance of the latter, while making the temperature of the gases leaving the combustion chamber more homogeneous. In addition, this may make it possible to reduce the number of air inlet openings that it is necessary to provide in the coaxial walls of the combustion chamber. The orifices of oblong shape may for example be of elliptical or rectangular shape, when they are seen in orthogonal projection on the corresponding projection plane. In the following, each air inlet orifice is associated with the injection system closest to this orifice, or in the case of equal distances, with the two injection systems closest to said orifice. In a preferred embodiment of the invention, the oblong shaped air inlet ports comprise primary orifices formed around an upstream region of the combustion chamber, commonly referred to as the primary zone. These oblong-shaped primary orifices allow the air injected into the combustion chamber by these to form, vis-à-vis the downstream flow of the combustion mixture, a barrier of such a nature as to effectively slow down this flow. and to promote recirculation phenomena of this mixture in the primary zone. The primary orifices associated with each injection system are preferably two in number and arranged symmetrically with respect to the corresponding axial plane. In the preferred embodiment of the invention and in a manner known per se, each of the injection systems is configured to emit a pool of mixed fuel and air having a region of maximum fuel concentration substantially localized on a trunk of fuel. cone of revolution centered on the central axis of the injection system and having a top located at the entrance of this injection system. The shape of the web of the air and fuel mixture associated with each injection system can be determined experimentally by well known techniques such as Doppler phase particle analysis, commonly referred to as PDPA (Particle Doppler Phase). Analysis). When designing a combustion chamber according to the invention, the shape of the sheet corresponding to a given combustion chamber geometry can also be determined by digital simulation methods, also known to those skilled in the art. Preferably, each of the oblong primary orifices, when viewed in orthogonal projection on the corresponding projection plane, is intercepted by a corresponding straight line 7 resulting from the intersection of the aforementioned cone truncated with said projection plane. In this way, the flow of air injected by each of these orifices can intercept the region of maximum fuel concentration of the corresponding sheet by flowing substantially tangentially to this region of the sheet, so that the barrier effect produces by this airflow can be made more efficient.

Vu en projection orthogonale sur le plan de projection correspondant, chacun des orifices primaires de forme oblongue présente avantageusement un axe de symétrie orienté d'un angle compris entre 85 degrés et 95 degrés, et de préférence égal à 90 degrés, par rapport à la droite correspondante résultant de l'intersection du tronc de cône précité avec ledit plan de projection. La barrière formée par l'air injecté par chacun de ces orifices est ainsi sensiblement perpendiculaire à la direction locale d'écoulement de la nappe d'air et de carburant provenant du système d'injection correspondant, ce qui permet d'améliorer encore l'efficacité de cette barrière. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, chacun des orifices primaires de forme oblongue est conformé de sorte que la projection orthogonale dudit orifice sur le plan de projection correspondant présente un centre de symétrie qui est écarté de ladite droite correspondante, qui résulte de l'intersection du tronc de cône précité avec le plan de projection, d'une distance inférieure au quart de la 8 plus grande dimension de ladite projection de l'orifice. L'écartement entre le centre de symétrie de la projection de chacun de ces orifices et la droite correspondante précitée est bien entendu mesuré perpendiculairement à cette droite. Cet agencement des orifices permet à l'air injecté par ceux-ci de circuler au plus près de la région de concentration maximale en carburant de la nappe correspondante, l'agencement idéal étant celui dans lequel l'écartement précité est sensiblement nul, auquel cas le centre de symétrie de chacun de ces orifices vu en projection orthogonale se trouve sensiblement sur la droite correspondante précitée. Seen in orthogonal projection on the corresponding projection plane, each of the oblong primary orifices advantageously has an axis of symmetry oriented at an angle of between 85 degrees and 95 degrees, and preferably equal to 90 degrees, relative to the straight line. corresponding resulting from the intersection of said truncated cone with said projection plane. The barrier formed by the air injected by each of these orifices is thus substantially perpendicular to the local direction of flow of the air and fuel layer coming from the corresponding injection system, which makes it possible to further improve the effectiveness of this barrier. In the preferred embodiment of the invention, each of the oblong primary orifices is shaped so that the orthogonal projection of said orifice on the corresponding projection plane has a center of symmetry which is spaced from said corresponding straight line, which results from the intersection of the aforesaid truncated cone with the projection plane, by a distance less than a quarter of the largest dimension of said projection of the orifice. The spacing between the center of symmetry of the projection of each of these orifices and the corresponding line above is of course measured perpendicular to this line. This arrangement of the orifices makes it possible for the air injected by them to circulate as close as possible to the region of maximum fuel concentration of the corresponding sheet, the ideal arrangement being that in which the aforementioned spacing is substantially zero, in which case the center of symmetry of each of these orifices seen in orthogonal projection is substantially on the corresponding line above.

L'efficacité de l'effet de barrière produit par l'air injecté par ces orifices est ainsi optimale. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, les orifices d'entrée d'air de forme oblongue comprennent des orifices de dilution formés autour d'une région aval de la chambre de combustion couramment appelée zone de dilution. La forme oblongue de ces orifices de dilution permet d'améliorer l'efficacité et l'homogénéité du refroidissement des gaz dans la zone de dilution par l'air injecté dans cette zone par ces orifices. Cette forme peut en outre induire un effet de barrière avantageux analogue à celui décrit ci-dessus, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit. 9 Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, certains au moins des orifices de dilution de forme oblongue sont agencés de sorte que chacun de ces orifices soit intercepté par le plan axial correspondant et forme ainsi un orifice de dilution principal associé au système d'injection correspondant. Ces orifices peuvent en particulier induire un effet de barrière vis-à-vis des gaz ayant éventuellement contourné la barrière d'air produite en amont par d'éventuels orifices primaires de forme oblongue. Avantageusement, le plan axial correspondant à chacun des orifices de dilution principaux forme un plan de symétrie dudit orifice. The effectiveness of the barrier effect produced by the air injected through these orifices is thus optimal. In the preferred embodiment of the invention, the oblong shaped air inlet ports comprise dilution orifices formed around a downstream region of the combustion chamber commonly called the dilution zone. The oblong shape of these dilution orifices makes it possible to improve the efficiency and homogeneity of the cooling of the gases in the dilution zone by the air injected into this zone through these orifices. This form can furthermore induce an advantageous barrier effect similar to that described above, as will become clearer in what follows. In the preferred embodiment of the invention, at least some of the oblong-shaped dilution orifices are arranged such that each of these orifices is intercepted by the corresponding axial plane and thus forms a main dilution orifice associated with the system. corresponding injection. These orifices may in particular induce a barrier effect vis-à-vis the gas having possibly bypassed the air barrier produced upstream by possible oblong primary orifices. Advantageously, the axial plane corresponding to each of the main dilution orifices forms a plane of symmetry of said orifice.

De cette manière, l'air injecté par chacun de ces orifices peut former une barrière sensiblement centrée par rapport au flux de gaz issu du système d'injection correspondant. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, certains au moins desdits orifices de dilution de forme oblongue sont configurés de manière à avoir pour plan de symétrie un plan axial s'étendant à mi-distance angulairement entre les axes centraux respectifs de deux systèmes d'injection consécutifs. In this way, the air injected by each of these orifices may form a substantially centered barrier with respect to the gas flow from the corresponding injection system. In the preferred embodiment of the invention, at least some of said oblong-shaped dilution orifices are configured so as to have as plane of symmetry an axial plane extending midway angularly between the respective central axes of two systems. consecutive injection.

L'agencement de ces orifices leur permet, le cas échéant, d'induire un effet de barrière complémentaire de celui des orifices de dilution principaux précités. Cet agencement permet plus généralement de maximiser l'étendue circonférentielle sur laquelle peut 10 se produire l'effet de blocage induit par l'ensemble des orifices de dilution. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, les orifices primaires et de dilution de forme oblongue sont donc agencés circonférentiellement en alternance, ce qui permet de maximiser l'effet de barrière produit par l'ensemble de ces orifices. L'invention concerne également une turbomachine comprenant une chambre de combustion 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 demi-vue schématique partielle en coupe axiale d'une chambre de combustion dans une turbomachine selon l'invention ; la figure 2 est une vue schématique partielle en projection orthogonale sur le plan A-A de la figure 1, de la chambre de combustion de cette figure ; la figure 3 est une vue schématique partielle en coupe transversale de la chambre de combustion de la figure 1. EXPOSÉ DÉTAILLÉ D'UN MODE DE RÉALISATION PREFERE La figure 1 représente une partie d'une turbomachine, telle qu'un turboréacteur d'avion, et cette figure illustre plus particulièrement une partie 11 d'une chambre annulaire de combustion 10 de cette turbomachine. D'une manière bien connue, la chambre de combustion 10 est montée en aval d'un compresseur de la turbomachine destiné à alimenter cette chambre en air sous pression, et en amont d'une turbine de cette turbomachine, destinée à entraîner en rotation le compresseur précité sous l'effet de la poussée des gaz provenant de la chambre de combustion, ce compresseur et cette turbine n'étant pas représentés sur la figure 1. La chambre de combustion 10 comprend deux parois annulaires coaxiales, respectivement radialement interne 12 et radialement externe 14, qui s'étendent autour de l'axe longitudinal 16 de la chambre de combustion. Ces deux parois annulaires 12 et 14 sont fixées en aval à des carters de la chambre (non visibles sur la figure 1), et sont reliées l'une à l'autre à leur extrémité amont par une paroi annulaire de fond de chambre 18, de manière connue. La paroi annulaire de fond de chambre 18 comporte une rangée annulaire d'orifices régulièrement répartis autour de l'axe 16 de la chambre de combustion, et dans lesquels sont montés des systèmes d'injection 20 associés à une rangée annulaire d'injecteurs de carburant 22. Chaque système d'injection 20 comporte deux vrilles de turbulence 24 et 26 qui s'étendent coaxialement autour de l'axe 28 du système d'injection et qui sont reliées en amont à des moyens 30 de 12 centrage et de guidage d'une tête 32 de l'injecteur 22 correspondant, et en aval à un bol mélangeur 34 monté dans l'orifice correspondant de la paroi de fond de chambre 18. The arrangement of these orifices allows them, where appropriate, to induce a barrier effect complementary to that of the aforementioned main dilution orifices. This arrangement more generally makes it possible to maximize the circumferential extent over which the blockage effect induced by the set of dilution orifices can occur. In the preferred embodiment of the invention, the oblong primary and dilution orifices are thus circumferentially arranged alternately, which maximizes the barrier effect produced by all these orifices. The invention also relates to a turbomachine comprising a combustion chamber of the type described above. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The invention will be better understood, and other details, advantages and characteristics thereof will appear on reading the following description given by way of nonlimiting example and with reference to the appended drawings in which: FIG. 1 is a partial schematic half-view in axial section of a combustion chamber in a turbomachine according to the invention; Figure 2 is a partial schematic view in orthogonal projection on the plane A-A of Figure 1, the combustion chamber of this figure; FIG. 3 is a partial diagrammatic cross-sectional view of the combustion chamber of FIG. 1. DETAILED DESCRIPTION OF A PREFERRED EMBODIMENT FIG. 1 represents a portion of a turbomachine, such as an airplane turbojet, and this figure more particularly illustrates a portion 11 of an annular combustion chamber 10 of this turbomachine. In a well-known manner, the combustion chamber 10 is mounted downstream of a compressor of the turbomachine intended to feed this chamber with pressurized air, and upstream of a turbine of this turbomachine, intended to drive in rotation the compressor mentioned above under the effect of the thrust of the gases from the combustion chamber, this compressor and this turbine not being shown in Figure 1. The combustion chamber 10 comprises two coaxial annular walls, respectively radially inner 12 and radially 14, which extend around the longitudinal axis 16 of the combustion chamber. These two annular walls 12 and 14 are attached downstream to casings of the chamber (not visible in FIG. 1), and are connected to each other at their upstream end by an annular bottom wall of chamber 18, in known manner. The annular bottom wall of chamber 18 comprises an annular row of orifices regularly distributed around the axis 16 of the combustion chamber, and in which are mounted injection systems 20 associated with an annular row of fuel injectors 22. Each injection system 20 comprises two turbulence swirlers 24 and 26 which extend coaxially around the axis 28 of the injection system and which are connected upstream to centering and guiding means 30. a head 32 of the corresponding injector 22, and downstream to a mixing bowl 34 mounted in the corresponding orifice of the chamber bottom wall 18.

Chaque système d'injection 20 comporte au niveau de ses vrilles de turbulence 24 et 26, de ses moyens 30 de centrage et de guidage de tête d'injecteur, et de son bol mélangeur 34, des orifices 36 destinés à l'injection, dans la chambre de combustion, d'une partie 38 du flux d'air 40 provenant du compresseur de la turbomachine. Comme cela apparaîtra plus clairement dans les explications qui suivent en référence à la figure 2, chaque système d'injection 20 est conçu pour pulvériser dans la chambre de combustion un mélange d'air et de fines gouttelettes de carburant sous la forme d'une nappe de forme générale tronconique, présentant en particulier une région de concentration maximale en carburant sensiblement localisée sur un tronc de cône centré sur l'axe 28 du système d'injection, de sommet localisé sensiblement au niveau de l'entrée de ce système d'injection, et de demi-angle au sommet R par exemple égal à 35 degrés environ et typiquement compris entre 30 et 40 degrés. Each injection system 20 comprises at its turbulence swirlers 24 and 26, its means 30 for centering and guiding the injector head, and its mixing bowl 34, orifices 36 intended for injection, in the combustion chamber, a portion 38 of the air flow 40 from the compressor of the turbomachine. As will become more apparent in the following explanations with reference to FIG. 2, each injection system 20 is designed to spray into the combustion chamber a mixture of air and fine fuel droplets in the form of a tablecloth. of frustoconical general shape, presenting in particular a region of maximum fuel concentration substantially localized on a truncated cone centered on the axis 28 of the injection system, with a vertex located substantially at the inlet of this injection system , and half-angle at the vertex R for example equal to about 35 degrees and typically between 30 and 40 degrees.

Par ailleurs, les parois annulaires 12 et 14 de la chambre de combustion sont reliées à leur extrémité amont à un carénage annulaire 42 (figure 1) qui est par exemple du type monobloc comportant des orifices alignés avec les systèmes d'injection 20 pour le passage des injecteurs 22 et du flux d'air 38. Ce carénage a pour fonctions principales la protection de 13 la paroi de fond de chambre 18 et la canalisation du flux d'air 38. En variante et de manière connue, ce carénage 42 peut être formé de deux parties distinctes, respectivement radialement interne et radialement externe. Chacune des parois annulaires 12 et 14 comporte en outre deux rangées annulaires d'orifices d'entrée d'air 44 et 46, destinés à l'injection dans la chambre de combustion d'une partie 48 du flux d'air 40. Moreover, the annular walls 12 and 14 of the combustion chamber are connected at their upstream end to an annular fairing 42 (FIG. 1) which is for example of the monobloc type having orifices aligned with the injection systems 20 for the passage injectors 22 and the air flow 38. This main function of the fairing is the protection of the chamber bottom wall 18 and the ducting of the air flow 38. As a variant and in a known manner, this fairing 42 can be formed of two distinct parts, respectively radially inner and radially outer. Each of the annular walls 12 and 14 further comprises two annular rows of air inlet orifices 44 and 46 for injecting into the combustion chamber a portion 48 of the air flow 40.

En fonctionnement, cette partie 48 du flux d'air 40 peut atteindre les orifices d'entrée d'air 44 et 46 en circulant vers l'aval dans un espace annulaire de contournement 49 ménagé entre les parois annulaires 12 et 14 de la chambre de combustion d'une part, et les carters correspondants de cette chambre (non visibles sur la figure 1) d'autre part. Une première de ces rangées d'orifices est formée autour d'une région amont 50 de la chambre de combustion couramment appelée zone primaire, dans laquelle ont lieu en fonctionnement les réactions de combustion du mélange d'air et de carburant. Les orifices 44 de cette première rangée sont pour cette raison couramment appelés orifices primaires. La deuxième rangée d'orifices est formée en aval autour d'une région 52 de la chambre couramment appelée zone de dilution, dans laquelle les gaz de combustion sont dilués et refroidis. Les orifices 46 de cette deuxième rangée sont pour cette raison couramment appelés orifices de dilution. In operation, this portion 48 of the air flow 40 can reach the air inlet openings 44 and 46 while circulating downstream in an annular circumferential space 49 formed between the annular walls 12 and 14 of the air chamber. combustion on the one hand, and the corresponding housings of this chamber (not visible in Figure 1) on the other. A first of these rows of orifices is formed around an upstream region 50 of the combustion chamber, commonly called the primary zone, in which the combustion reactions of the air and fuel mixture take place. The orifices 44 of this first row are for this reason commonly called primary orifices. The second row of orifices is formed downstream around a region 52 of the chamber commonly called the dilution zone, in which the combustion gases are diluted and cooled. The orifices 46 of this second row are for this reason commonly called dilution orifices.

La figure 2 représente des orifices d'entrée d'air de la paroi annulaire externe 14, ainsi 14 que la région 54 de concentration maximale en carburant de la nappe produite par un système d'injection 20 et le tronc de cône 55 sur lequel cette région 54 est sensiblement localisée, en projection orthogonale sur le plan A-A de la figure 1, qui passe par l'axe 28 du système d'injection 20 et qui est perpendiculaire au plan de la figure 1, c'est-à-dire au plan passant par l'axe 28 du système d'injection précité et par l'axe 16 de la chambre de combustion, ce dernier plan étant symbolisé par la ligne B-B sur la figure 2, et les projections des orifices primaires et de dilution étant désignées respectivement par les références 44p et 46p sur cette figure. Il est à noter que le plan A-A de la figure 1 est associé au système d'injection 20 représenté sur cette figure. La figure 3 illustre la projection orthogonale dans le plan A-A de deux orifices de dilution 46 de la paroi externe 14. Par ailleurs, comme l'illustre plus particulièrement cette figure 3, chacune des deux droites 56 visibles sur les figures 2 et 3 représente la projection dans le plan A-A de l'intersection de la paroi annulaire externe 14 de la chambre de combustion avec un plan P qui passe par l'axe 16 de cette chambre de combustion et qui est situé angulairement à mi-distance entre l'axe 28 du système d'injection 20 et l'axe 128 de l'un des deux systèmes d'injection directement consécutifs de ce système d'injection 20 sur la paroi de fond de chambre 18. FIG. 2 represents air inlet orifices of the outer annular wall 14, as well as the region 54 of maximum fuel concentration of the sheet produced by an injection system 20 and the truncated cone 55 on which this region 54 is substantially located in orthogonal projection on the plane AA of Figure 1, which passes through the axis 28 of the injection system 20 and which is perpendicular to the plane of Figure 1, that is to say at plane passing through the axis 28 of the aforementioned injection system and the axis 16 of the combustion chamber, the latter plane being symbolized by the line BB in Figure 2, and the projections of the primary and dilution orifices being designated respectively by the references 44p and 46p in this figure. It should be noted that the plane A-A of Figure 1 is associated with the injection system 20 shown in this figure. FIG. 3 illustrates the orthogonal projection in the plane AA of two dilution orifices 46 of the outer wall 14. Furthermore, as is illustrated more particularly in FIG. 3, each of the two straight lines 56 visible in FIGS. 2 and 3 represents the projection in the plane AA of the intersection of the outer annular wall 14 of the combustion chamber with a plane P which passes through the axis 16 of the combustion chamber and which is located angularly midway between the axis 28 of the injection system 20 and the axis 128 of one of the two directly consecutive injection systems of this injection system 20 on the chamber bottom wall 18.

Les orifices d'entrée d'air 44 et 46, dont les projections respectives 44p et 46p dans le plan A-A 15 sont situées entre les deux axes 56, peuvent donc être associés au système d'injection 20 qui constitue le système d'injection le plus proche de ces orifices (figure 2). The air inlet ports 44 and 46, whose respective projections 44p and 46p in the plane AA 15 are located between the two axes 56, can therefore be associated with the injection system 20 which constitutes the injection system. closer to these holes (Figure 2).

Selon l'invention, les projections orthogonales respectives 44p et 46p, dans le plan A-A, des orifices d'entrée d'air 44 et 46 associés au système d'injection 20, ont une forme elliptique telle que l'écartement maximal 58 mesurable entre deux points du bord de la projection de chaque orifice selon une direction perpendiculaire à l'axe 28 du système d'injection 20 est supérieur à l'écartement maximal 60 mesurable entre deux points du bord de la projection de l'orifice selon la direction de cet axe 28. Cette propriété caractérise la forme et l'orientation globale des orifices 44 et 46. Les projections 44p des orifices primaires 44 présentent en outre un axe de symétrie 62 qui fait avec une droite 64 correspondante, résultant de l'intersection du tronc de cône 55 avec le plan de projection A-A, un angle a compris entre 85 degrés et 95 degrés. Compte tenu de la propriété énoncée précédemment relative à la forme et à l'orientation globale des orifices 44 et 46, l'axe de symétrie 62 coïncide avec le grand axe des projections 44p et 46p des orifices 44 et 46 dans le plan A-A, lorsque ces dernières ont la forme d'ellipses comme dans le mode de réalisation représenté sur les figures 1 à 3. En outre, le centre 65 de la projection 44p de chaque orifice primaire 44 est sensiblement localisé sur la droite 64 correspondante.According to the invention, the respective orthogonal projections 44p and 46p, in the plane AA, of the air inlet orifices 44 and 46 associated with the injection system 20, have an elliptical shape such that the maximum spacing 58 that can be measured between two points of the projection edge of each orifice in a direction perpendicular to the axis 28 of the injection system 20 is greater than the maximum spacing 60 measurable between two points of the edge of the projection of the orifice in the direction of this axis 28. This property characterizes the shape and the overall orientation of the orifices 44 and 46. The projections 44p of the primary orifices 44 also have an axis of symmetry 62 which, with a corresponding line 64, resulting from the intersection of the trunk of cone 55 with the AA projection plane, an angle has between 85 degrees and 95 degrees. Given the previously stated property relating to the shape and overall orientation of the orifices 44 and 46, the axis of symmetry 62 coincides with the major axis of the projections 44p and 46p of the orifices 44 and 46 in the plane AA, when these latter have the shape of ellipses as in the embodiment shown in Figures 1 to 3. In addition, the center 65 of the projection 44p of each primary orifice 44 is substantially located on the corresponding line 64.

16 Les orifices de dilution 46 associés au système d'injection 20 comprennent un orifice 66, dont la projection 66p dans le plan A-A est centrée sur l'axe 28 de ce système d'injection, et qui forme ainsi un orifice de dilution principal associé à ce système d'injection 20, ainsi que deux orifices de dilution secondaires 68, dont les projections 68p dans le plan A-A sont centrées sur les axes 56, et qui sont donc situés sensiblement à égale distance de deux systèmes d'injection consécutifs de la paroi de fond de chambre 18. L'orifice de dilution principal 66 a pour plan de symétrie le plan B-B tandis que les orifices de dilution secondaires 68 ont pour plans de symétrie respectifs les plans P passant par l'axe 16 de la chambre de combustion et situés angulairement à mi-distance entre les axes 28 et 128 respectifs de deux systèmes d'injection consécutifs (figure 3). Les orifices de dilution secondaires 68 étant situés à égale distance de deux systèmes d'injection consécutifs de la paroi de fond de chambre 18, comme cela a été expliqué ci-dessus, il est à noter que chacun de ces orifices est associé aux deux systèmes d'injection correspondants et vérifie la propriété énoncée ci-dessus en ce qui concerne la forme et l'orientation globale des orifices lorsque cet orifice est vu en projection orthogonale dans les deux plans de projection correspondant aux deux systèmes d'injection précités. Dans le mode de réalisation préféré de 30 l'invention, les orifices d'entrée d'air de la paroi 17 annulaire interne 12 sont configurés de la même manière que les orifices de la paroi externe 14. D'une manière générale, les projections des orifices d'entrée d'air 44 et 46 peuvent ne pas avoir une forme elliptique, mais toute forme oblongue vérifiant la propriété énoncée ci-dessus, relative à la forme et à l'orientation globale des orifices 44 et 46, sans sortir du cadre de l'invention. En fonctionnement, les orifices primaires 44 permettent du fait de leur forme d'induire un effet de barrière de nature à ralentir efficacement l'écoulement vers l'aval du mélange d'air et de carburant dans la zone primaire 50 de la chambre de combustion, comme l'illustrent les flèches 70 sur la figure 2. Les orifices de dilution 46 permettent un refroidissement efficace et homogène des gaz provenant de la zone primaire 50. L'invention permet d'une manière générale 20 d'améliorer les performances de la chambre de combustion, comme cela a été expliqué ci-dessus. The dilution orifices 46 associated with the injection system 20 comprise an orifice 66, whose projection 66p in the plane AA is centered on the axis 28 of this injection system, and which thus forms an associated main dilution orifice. to this injection system 20, and two secondary dilution ports 68, the projections 68p in the plane AA are centered on the axes 56, and which are therefore located substantially equidistant from two consecutive injection systems of the 18. The main dilution orifice 66 has the plane of symmetry the plane BB while the secondary dilution ports 68 have respective planes of symmetry planes P passing through the axis 16 of the combustion chamber and located angularly midway between the respective axes 28 and 128 of two consecutive injection systems (Figure 3). Since the secondary dilution ports 68 are equidistant from two consecutive injection systems of the chamber bottom wall 18, as explained above, it should be noted that each of these orifices is associated with both systems. corresponding injection and verifies the property stated above with respect to the shape and overall orientation of the orifices when this orifice is seen in orthogonal projection in the two projection planes corresponding to the two aforementioned injection systems. In the preferred embodiment of the invention, the air inlet ports of the inner annular wall 12 are configured in the same manner as the orifices of the outer wall 14. In general, the projections air inlet orifices 44 and 46 may not have an elliptical shape, but any oblong shape satisfying the property stated above, relative to the shape and overall orientation of the orifices 44 and 46, without leaving the framework of the invention. In operation, the primary orifices 44 make it possible, because of their shape, to induce a barrier effect of such a nature as to effectively slow the downstream flow of the mixture of air and fuel in the primary zone 50 of the combustion chamber. as illustrated by the arrows 70 in FIG. 2. The dilution orifices 46 allow an efficient and homogeneous cooling of the gases coming from the primary zone 50. The invention generally makes it possible to improve the performance of the combustion chamber, as explained above.

Claims

REVENDICATIONS1. A turbomachine combustion chamber (10) comprising an annular chamber bottom wall (18) equipped with injection systems (20) regularly distributed about a longitudinal axis (16) of the combustion chamber and each having a central axis (28, 128) of fuel emission, the combustion chamber (10) also comprising two coaxial annular walls, respectively internal (12) and external (14), interconnected by said chamber bottom wall (18). ) and having a plurality of air inlets (44, 46) formed on at least one of said annular walls, characterized in that at least some of said air inlets (44, 46 ) are shaped so that the orthogonal projection (44p, 46p) of each of these orifices on a corresponding projection plane (AA), which passes through the central axis (28) of the injection system (20) closest said orifice and which is perpendicular to a corresponding axial plane (BB) passan t jointly by said central axis (28) and said longitudinal axis (16) of the combustion chamber, has an oblong shape such that the maximum spacing (58) between any two points of the edge of said projection (44p, 46p) in a direction perpendicular to said central axis (28) is greater than the maximum gap (60) between any two points of the edge of said projection (44p, 46p) in the direction of said central axis (28). 19

2. Combustion chamber according to claim 1, characterized in that said oblong-shaped air inlet ports comprise primary orifices (44) formed around an upstream region (50) of the combustion chamber.

Combustion chamber according to claim 2, characterized in that each of said injection systems (20) being configured to emit a pool of mixed fuel and air having a region (54) of substantially localized maximum fuel concentration. on a truncated cone of revolution (55) centered on the central axis (28) of said injection system (20) and having a vertex located at the inlet of said injection system (20), the orthogonal projection (44p ) of each of said oblong primary orifices (44) on said corresponding projection plane (AA) is intercepted by a corresponding line (64) resulting from the intersection of said frustum (55) with said projection plane (AA) .

4. Combustion chamber according to claim 3, characterized in that the orthogonal projection (44p) of each of said oblong primary orifices (44) on said corresponding projection plane (AA) has an axis of symmetry (62) which makes with said corresponding straight line (64) resulting from the intersection of said truncated cone (55) with said projection plane (AA), an angle α between 85 degrees and 95 degrees. 20

5. Combustion chamber according to claim 3 or 4, characterized in that each of said oblong primary orifices (44) is shaped so that the orthogonal projection (44p) of said orifice on said corresponding projection plane (AA) has a center of symmetry (65) which is spaced from said corresponding straight line (64), which results from the intersection of said truncated cone (55) with said projection plane (AA), by a distance of less than a quarter of the largest dimension of said projection (44p) of the orifice.

6. Combustion chamber according to any one of claims 1 to 5, characterized in that said oblong-shaped air inlet orifices comprise dilution orifices (46) formed around a downstream region (52) of the combustion chamber.

7. Combustion chamber according to claim 6, characterized in that at least some of said oblong-shaped dilution orifices (46) are arranged such that each of these orifices is intercepted by said corresponding axial plane (BB) and thus forms a main dilution port (66) associated with the corresponding injection system (20).

8. Combustion chamber according to claim 7, characterized in that the axial plane (B-B) corresponding to each of the main dilution orifices (66) forms a plane of symmetry of said orifice (66). 21

9. Combustion chamber according to claim 7 or 8, characterized in that at least some of said oblong-shaped dilution orifices (46) are configured so as to have as a plane of symmetry an axial plane (P) extending angularly between the respective central axes (28, 128) of two consecutive injection systems.

Turbomachine, characterized in that it comprises a combustion chamber (10) according to any one of the preceding claims.