FR2957659A1

FR2957659A1 - Air and fuel injecting system for base of combustion annular chamber of turbine engine of aircraft, has fuel ejection opening with ejection axis passed in downstream of downstream end of partition wall with reference to flow of air stream

Info

Publication number: FR2957659A1
Application number: FR1052039A
Authority: FR
Inventors: Sebastien Alain Christophe Bourgois; Didier Hippolyte Hernandez; Matthieu Francois Rullaud
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2010-03-22
Filing date: 2010-03-22
Publication date: 2011-09-23
Anticipated expiration: 2030-03-22
Also published as: FR2957659B1

Abstract

The system (62) has oblique vanes including annular row of vanes (80) extending in a region (72) of an annular space (53) and another annular row of vanes (82) extending in another region (74) of the annular space. The latter vanes are inclined with respect to the former vanes in a manner to induce relative gyration between air stream portions (76, 78). Fuel ejection opening (44) has an ejection axis (84), when viewing axial section of the opening, where ejection axis is passed in downstream of a downstream end (86) of a partition wall (66) with reference to flow of air stream.

Description

SYSTEME D'INJECTION POUR CHAMBRE DE COMBUSTION DE TURBOMACHINE, COMPRENANT DES MOYENS D'INJECTION DE CARBURANT EN SORTIE D'UNE DOUBLE VRILLE D'ADMISSION D'AIR DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine des chambres de combustion des turbomachines, 10 en particulier d'aéronef, et concerne plus particulièrement les systèmes d'injection d'air et de carburant dans ces chambres de combustion. L'invention concerne plus précisément les systèmes d'injection à double circuit d'injection de 15 carburant, qui comprennent un injecteur central, couramment appelé injecteur pilote, délivrant un débit de carburant permanent optimisé pour les bas régimes, ainsi qu'un injecteur annulaire périphérique, parfois appelé injecteur principal, qui délivre un débit de 20 carburant intermittent optimisé pour les hauts régimes, cet injecteur périphérique étant par exemple du type couramment appelé multipoint. Ces systèmes d'injection ont été développés pour permettre aux chambres de combustion de 25 fonctionner avec un mélange d'air et de carburant appauvri en carburant, et plus généralement pour une meilleure adaptation de l'injection d'air et de carburant aux différents régimes de fonctionnement des chambres de combustion, afin de réduire leur 30 consommation en carburant et leur émission de polluants tels que les oxydes d'azote et les fumées.5 2 ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Comme l'illustre la figure 1, une chambre annulaire de combustion 10 dans une turbomachine comprend habituellement deux parois annulaires, respectivement interne 12 et externe 14, qui la délimitent et qui sont raccordées en amont à une paroi annulaire de fond de chambre 16, et en aval respectivement à un carter externe 18 de la turbomachine et à une virole interne 20 reliée à un diffuseur 22 agencé en amont de la chambre de combustion et destiné à diffuser dans cette chambre de l'air comprimé provenant d'un compresseur de la turbomachine (non visible sur la figure 1), de manière bien connue. Le fond de chambre 16 comporte en général des orifices régulièrement répartis autour de l'axe de la chambre et dans lesquels sont montés des systèmes d'injection d'air et de carburant 24, chacun destiné à produire une flamme dans la chambre de combustion. Les systèmes d'injection 24 de la chambre de combustion 10 représentée sur la figure 1 sont du type comprenant un injecteur central, appelé aussi injecteur pilote, ainsi qu'un injecteur annulaire périphérique, appelé aussi injecteur principal, ce 25 dernier étant ici du type multipoint. Comme le montre plus précisément la figure 2 qui est une vue à plus grande échelle du système d'injection 24 représenté sur la figure 1, l'injecteur de carburant central 26 est formé d'une 30 buse débouchant sur un axe central 28 du système, qui constitue sensiblement un axe de symétrie pour les 20 3 pièces de révolution composant le système d'injection 24. Cet injecteur central 26 est habituellement associé à deux canaux d'admission d'air, parmi lesquels un canal interne 29 dans lequel débouche l'injecteur central 26 de sorte que le carburant pulvérisé par cet injecteur puisse être immédiatement mélangé à l'air admis dans ce canal, et un canal annulaire externe 30 qui débouche en aval dans le système d'injection pour permettre un enrichissement ultérieur en air du mélange d'air et de carburant. Les deux canaux d'admission d'air 29 et 30 précités sont en général traversés par des ailettes obliques 32 et 34 destinées à imprimer au flux d'air les traversant un mouvement de giration autour de l'axe central 28 du système d'injection 24 pour favoriser l'homogénéisation du mélange d'air et de carburant dans le système d'injection. Chacun des deux canaux d'admission d'air 29 et 30 précités est couramment appelé vrille, et est en général délimité extérieurement par une paroi annulaire 36, respectivement 38, à profil interne convergent-divergent, parfois appelée venturi, destinée notamment à éviter les remontées de flamme dans le système d'injection en induisant une accélération de l'écoulement au voisinage aval du nez de l'injecteur de carburant. Dans l'exemple représenté sur la figure 2, les deux canaux d'admission d'air 29 et 30, ainsi que les parois annulaires 36 et 38 les délimitant, 4 s'étendent sensiblement selon l'axe 28 du système d'injection. L'injecteur de carburant central 26 est habituellement alimenté par un conduit 40 partiellement logé dans un bras 42 porté par le carter externe 18 de la chambre de combustion (figure 1). Par ailleurs, l'injecteur de carburant périphérique ou multipoint 43 est formé d'une rangée annulaire d'orifices d'éjection de carburant 44 qui sont par exemple ménagés dans une portion amont tronconique 46 de la paroi 38 délimitant le passage annulaire externe 30 (figure 2). Les orifices d'éjection de carburant 44 de l'injecteur périphérique 43 communiquent avec une cavité annulaire de distribution 48, alimentée en carburant par un conduit 50 partiellement logé dans le bras 42, et ces orifices d'éjection de carburant 44 débouchent dans un canal annulaire périphérique 52 pourvu d'un espace annulaire 53 d'admission d'un flux d'air destiné à se mélanger dans ledit canal 52 à du carburant issu dudit injecteur périphérique 43. L'espace annulaire d'admission d'air 53 précité est traversé par des ailettes obliques 54 destinées à imprimer au flux d'air les traversant un mouvement de giration autour de l'axe central 28 du système d'injection 24. Le canal annulaire périphérique 52 est délimité intérieurement par la paroi annulaire 38 et extérieurement par un bol 56 évasé vers l'aval et portant des moyens 58 permettant le montage du système d'injection 24 dans le fond 26 de la chambre de combustion. Dans l'exemple représenté sur les figures 1 et 2, l'espace annulaire d'admission d'air 53 a une 5 forme tronconique et est délimité intérieurement par la portion tronconique 46 de la paroi annulaire 38 de manière à présenter une ouverture tournée radialement vers l'extérieur. En fonctionnement, le carburant pénètre dans le canal annulaire périphérique 52 par les orifices d'éjection de carburant 44 de l'injecteur périphérique 43 et ce carburant rencontre alors le flux d'air qui circule dans le canal 52, ce qui favorise l'atomisation de ce carburant, c'est-à-dire la pulvérisation de ce carburant sous forme de fines gouttelettes. D'une manière générale, dans les systèmes d'injection comprenant deux circuits d'injection de carburant, tels par exemple que le système d'injection 24 décrit ci-dessus, l'injecteur central ou pilote 26 délivre un débit de carburant qui est sensiblement permanent à tous les régimes de fonctionnement de la chambre de combustion et est optimisé pour les bas régimes, tandis que l'injecteur périphérique ou principal 43 délivre à fort régime un débit de carburant élevé qui est optimisé pour ce type de régime, et ne délivre pas de carburant à bas régime. Toutefois, les chambres de combustion équipées de systèmes d'injection du type décrit ci- dessus présentent des niveaux relativement élevés d'émission de certains polluants, tels que le monoxyde 6 de carbone ou des hydrocarbures, et cela plus particulièrement aux régimes de fonctionnement intermédiaires, notamment au régime dit d'approche, lorsque la poussée développée est égale à 30% environ de la poussée maximale. Les niveaux d'émission de polluants dépendent de la qualité de la combustion du carburant dans ces chambres de combustion, et donc notamment de la qualité de l'atomisation et de l'évaporation du carburant provenant des injecteurs périphériques dans les systèmes d'injection. Or, l'atomisation et l'évaporation du carburant se révèlent moins efficaces aux régimes de fonctionnement intermédiaires, du fait notamment que la pression d'éjection du carburant par les injecteurs périphériques et la température du flux d'air rencontrant ce carburant sont plus basses à ces régimes. Cela se traduit par la présence de gouttelettes de carburant 60 relativement grosses, qui ont tendance, du fait de leur inertie plus grande, à circuler plus lentement dans le flux d'air précité et donc à s'éloigner plus de la paroi dans laquelle sont ménagés les orifices d'éjection des injecteurs périphériques, comme illustré sur la figure 3. La présence de ces gouttelettes de carburant 60 relativement grosses est de nature à réduire la qualité de la combustion dans la chambre de combustion. D'une manière générale, une amélioration de l'atomisation et de l'évaporation du carburant provenant des injecteurs périphériques dans les 7 systèmes d'injection à double circuit d'injection de carburant s'avère souhaitable à tous les régimes de fonctionnement afin de réduire davantage les niveaux d'émission de substances nocives pour l'environnement telles que les oxydes d'azote, le monoxyde de carbone et les hydrocarbures. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ces problèmes. Elle propose à cet effet un système d'injection d'air et de carburant pour fond de chambre annulaire de combustion de turbomachine, comprenant au moins deux dispositifs coaxiaux d'injection de carburant parmi lesquels un injecteur annulaire périphérique comprenant au moins un orifice d'éjection de carburant ménagé dans une paroi annulaire et débouchant dans un canal annulaire périphérique qui est délimité par ladite paroi annulaire et qui est pourvu d'un espace annulaire d'admission d'un flux d'air destiné à se mélanger dans ce canal à du carburant issu de l'injecteur périphérique, l'espace annulaire précité étant traversé par une pluralité d'ailettes obliques destinées à imprimer audit flux d'air un mouvement de giration autour d'un axe central du système d'injection. Selon l'invention, la pluralité d'ailettes obliques comprend une rangée annulaire de premières ailettes s'étendant dans une première région dudit espace annulaire destinée à l'admission d'une première portion dudit flux d'air, ainsi qu'une rangée annulaire 8 de secondes ailettes s'étendant dans une seconde région dudit espace annulaire qui est destinée à l'admission d'une seconde portion dudit flux d'air et qui est séparée de la première région précitée par une paroi annulaire de partition, les secondes ailettes étant inclinées par rapport aux premières ailettes de manière à induire une giration relative entre les première et seconde portions du flux d'air. De plus, vu en section selon un plan passant par l'axe central du système d'injection, chaque orifice d'éjection de carburant précité présente un axe d'éjection qui passe en aval d'une extrémité aval de la paroi de partition précitée par référence à l'écoulement dudit flux d'air. TECHNICAL FIELD The present invention relates to the field of combustion chambers of turbomachines, in which the combustion chamber of the turbomachine can be heated to a combustion chamber. in particular aircraft, and more particularly relates to air injection systems and fuel in these combustion chambers. More specifically, the invention relates to injection systems with a dual fuel injection circuit, which comprise a central injector, commonly called a pilot injector, delivering an optimized permanent fuel flow for low speeds, as well as an annular injector. device, sometimes called the main injector, which delivers an intermittent fuel flow optimized for high speeds, this peripheral injector being for example of the type commonly called multipoint. These injection systems have been developed to allow the combustion chambers to operate with a mixture of air and fuel depleted fuel, and more generally for a better adaptation of the injection of air and fuel at different speeds Combustion chamber operation to reduce fuel consumption and emission of pollutants such as nitrogen oxides and fumes. combustion 10 in a turbomachine usually comprises two annular walls, respectively inner 12 and outer 14, which delimit it and which are connected upstream to an annular bottom wall of chamber 16, and respectively downstream to an outer casing 18 of the turbomachine and to an inner ferrule 20 connected to a diffuser 22 arranged upstream of the combustion chamber and intended to diffuse in this chamber compressed air m from a compressor of the turbomachine (not visible in Figure 1), as is well known. The chamber bottom 16 generally comprises orifices regularly distributed around the axis of the chamber and in which are mounted air and fuel injection systems 24, each intended to produce a flame in the combustion chamber. The injection systems 24 of the combustion chamber 10 shown in FIG. 1 are of the type comprising a central injector, also called a pilot injector, and a peripheral annular injector, also called the main injector, the latter being here of the type multipoint. As is more specifically shown in FIG. 2, which is a view on a larger scale of the injection system 24 shown in FIG. 1, the central fuel injector 26 is formed of a nozzle opening on a central axis 28 of the system. , which constitutes substantially an axis of symmetry for the 3 parts of revolution constituting the injection system 24. This central injector 26 is usually associated with two air intake channels, among which an internal channel 29 into which open central injector 26 so that the fuel sprayed by this injector can be immediately mixed with the air admitted into this channel, and an outer annular channel 30 which opens downstream in the injection system to allow a subsequent enrichment of the air mixture of air and fuel. The two air intake ducts 29 and 30 above are generally traversed by oblique fins 32 and 34 intended to print the flow of air through them a gyration movement about the central axis 28 of the injection system 24 to promote the homogenization of the mixture of air and fuel in the injection system. Each of the two air intake ducts 29 and 30 referred to above is commonly called a spin, and is generally delimited externally by an annular wall 36, respectively 38, with a convergent-divergent internal profile, sometimes called a venturi, designed in particular to prevent raising of flame in the injection system by inducing an acceleration of the flow in the downstream neighborhood of the nose of the fuel injector. In the example shown in Figure 2, the two air intake ducts 29 and 30, and the annular walls 36 and 38 delimiting them, 4 extend substantially along the axis 28 of the injection system. The central fuel injector 26 is usually supplied by a conduit 40 partially housed in an arm 42 carried by the outer casing 18 of the combustion chamber (Figure 1). Furthermore, the peripheral or multipoint fuel injector 43 is formed of an annular row of fuel ejection orifices 44 which are for example formed in a frustoconical upstream portion 46 of the wall 38 delimiting the external annular passageway 30 ( Figure 2). The fuel ejection ports 44 of the peripheral injector 43 communicate with an annular distribution cavity 48, supplied with fuel via a pipe 50 partially housed in the arm 42, and these fuel ejection orifices 44 open into a channel peripheral annulus 52 provided with an annular space 53 for admitting an air flow intended to mix in said channel 52 with fuel from said peripheral injector 43. The aforementioned annular air intake space 53 is traversed by oblique fins 54 for printing to the flow of air therethrough a gyration movement about the central axis 28 of the injection system 24. The annular peripheral channel 52 is internally delimited by the annular wall 38 and externally by a bowl 56 flared downstream and carrying means 58 for mounting the injection system 24 in the bottom 26 of the combustion chamber. In the example shown in FIGS. 1 and 2, the annular air intake space 53 has a frustoconical shape and is delimited internally by the frustoconical portion 46 of the annular wall 38 so as to have a radially turned opening outwards. In operation, the fuel enters the peripheral annular channel 52 through the fuel ejection ports 44 of the peripheral injector 43 and this fuel then meets the flow of air flowing in the channel 52, which promotes atomization of this fuel, that is to say the spraying of this fuel in the form of fine droplets. In general, in injection systems comprising two fuel injection circuits, such as for example that the injection system 24 described above, the central or pilot injector 26 delivers a fuel flow that is substantially constant at all operating modes of the combustion chamber and is optimized for low speeds, while the peripheral or main injector 43 delivers at high speed a high fuel flow that is optimized for this type of regime, and not does not deliver fuel at low speeds. However, the combustion chambers equipped with injection systems of the type described above have relatively high levels of emission of certain pollutants, such as carbon monoxide or hydrocarbons, and more particularly at intermediate operating speeds. , especially at the so-called approach regime, when the developed thrust is equal to approximately 30% of the maximum thrust. Pollutant emission levels depend on the quality of combustion of the fuel in these combustion chambers, and therefore particularly the quality of the atomization and the evaporation of fuel from the peripheral injectors in the injection systems. However, the atomization and evaporation of the fuel are less effective at the intermediate operating speeds, especially because the fuel ejection pressure by the peripheral injectors and the temperature of the air flow to the fuel are lower. these plans. This results in the presence of relatively large fuel droplets 60, which tend, because of their greater inertia, to circulate more slowly in the above-mentioned air flow and thus to move further away from the wall in which they are located. 3. The presence of these relatively large fuel droplets 60 is likely to reduce the quality of combustion in the combustion chamber. In general, an improvement in the atomization and evaporation of the fuel from the peripheral injectors in the 7 fuel injection double injection systems is desirable at all operating regimes in order to further reduce emission levels of environmentally harmful substances such as nitrogen oxides, carbon monoxide and hydrocarbons. 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 an air and fuel injection system for an annular turbomachine combustion chamber bottom, comprising at least two coaxial fuel injection devices, among which a peripheral annular injector comprising at least one orifice of ejection of fuel formed in an annular wall and opening into a peripheral annular channel which is delimited by said annular wall and which is provided with an annular space for admission of an air flow intended to mix in this channel to fuel from the peripheral injector, the aforementioned annular space being traversed by a plurality of oblique fins intended to print said air flow a gyration movement about a central axis of the injection system. According to the invention, the plurality of oblique fins comprises an annular row of first fins extending in a first region of said annular space for the admission of a first portion of said air flow, as well as an annular row. 8 second fins extending in a second region of said annular space which is intended for the admission of a second portion of said air flow and which is separated from said first region by an annular partition wall, the second fins being inclined relative to the first fins so as to induce a relative gyration between the first and second portions of the air flow. In addition, seen in section along a plane passing through the central axis of the injection system, each aforementioned fuel ejection orifice has an ejection axis which passes downstream of a downstream end of the aforementioned partition wall. with reference to the flow of said airflow.

L'amont et l'aval sont ici définis le long de l'écoulement du flux d'air dans le canal annulaire périphérique. La giration relative entre les première et seconde portions du flux d'air précité permet d'induire la formation d'une zone annulaire de cisaillement entre ces deux portions du flux d'air. La configuration de chaque orifice d'éjection de carburant permet d'orienter l'éjection du carburant en direction de la zone annulaire de cisaillement précitée, quel que soit le régime de fonctionnement du système d'injection. De cette manière, les gouttelettes de carburant, qui ont une taille et une inertie suffisantes pour atteindre la zone de cisaillement, peuvent subir une atomisation secondaire dans cette 9 zone et être ainsi fractionnées en gouttelettes de taille plus réduite. Il en résulte donc une amélioration de la qualité de l'atomisation et de l'évaporation du carburant provenant de l'injecteur périphérique, et en conséquence, une amélioration du rendement de combustion aux régimes de fonctionnement intermédiaires, tels que le régime correspondant à une poussée égale à 30% environ de la poussée maximale, ainsi qu'une réduction des émissions de substances nocives pour l'environnement telles que le monoxyde de carbone et les hydrocarbures, notamment aux régimes de fonctionnement intermédiaires. L'amélioration de la qualité de l'atomisation du carburant permet en outre une réduction des émissions d'oxydes d'azote à fort régime. Les rangées annulaires précitées de premières et de secondes ailettes peuvent être corotatives, c'est-à-dire inclinées de sorte que les première et seconde portions du flux d'air présentent des girations respectives de même sens autour de l'axe central du système d'injection. En variante, les rangées annulaires précitées de premières et de secondes ailettes peuvent être contrarotatives, c'est-à-dire inclinées de sorte que les première et seconde portions du flux d'air présentent des girations respectives de sens opposés autour de l'axe central du système d'injection. Chaque orifice d'éjection de carburant précité est avantageusement agencé en aval de 10 l'extrémité aval de la paroi de partition, par référence à l'écoulement dudit flux d'air. De cette manière, l'axe d'éjection de chaque orifice d'éjection de carburant peut être orienté selon un angle relativement élevé par rapport à une direction locale d'écoulement dudit flux d'air de manière à favoriser l'atomisation du carburant, tout en passant malgré cela en aval de l'extrémité aval de la paroi de partition. Upstream and downstream are defined here along the flow of the air flow in the peripheral annular channel. The relative gyration between the first and second portions of the aforementioned air flow makes it possible to induce the formation of an annular shear zone between these two portions of the air flow. The configuration of each fuel ejection orifice makes it possible to direct the ejection of the fuel towards the aforementioned annular shear zone, whatever the operating mode of the injection system. In this way, the fuel droplets, which have sufficient size and inertia to reach the shear zone, can be subjected to secondary atomization in this zone and thus be fractionated into smaller droplets. This therefore results in an improvement in the quality of the atomization and the evaporation of the fuel from the peripheral injector, and consequently, an improvement in the combustion efficiency at intermediate operating speeds, such as the regime corresponding to a thrust equal to about 30% of the maximum thrust, as well as a reduction in emissions of substances that are harmful to the environment, such as carbon monoxide and hydrocarbons, particularly at intermediate operating speeds. Improving the quality of the atomization of the fuel also makes it possible to reduce emissions of nitrogen oxides at high speed. The aforementioned annular rows of first and second fins may be corotative, that is to say inclined so that the first and second portions of the air flow have respective turns in the same direction around the central axis of the system. injection. As a variant, the aforementioned annular rows of first and second fins may be counter-rotating, that is to say inclined, so that the first and second portions of the air flow present respective gyrations in opposite directions about the axis. central of the injection system. Each aforementioned fuel ejection orifice is advantageously arranged downstream of the downstream end of the partition wall, with reference to the flow of said air flow. In this way, the ejection axis of each fuel ejection orifice can be oriented at a relatively high angle relative to a local direction of flow of said air flow so as to promote the atomization of the fuel, while passing despite this downstream of the downstream end of the partition wall.

En particulier, l'axe d'éjection de chaque orifice d'éjection de carburant est de préférence sensiblement perpendiculaire à la direction locale d'écoulement dudit flux d'air au niveau de l'orifice. L'injecteur périphérique peut comporter un unique orifice annulaire d'éjection de carburant prévu pour délivrer du carburant sous la forme d'une nappe annulaire. En variante, dans un mode de réalisation préféré de l'invention, l'injecteur périphérique comprend une pluralité d'orifices d'éjection de carburant ménagés dans la paroi annulaire précitée et débouchant dans le canal annulaire périphérique. L'injecteur périphérique est alors du type couramment appelé multipoint. In particular, the ejection axis of each fuel ejection orifice is preferably substantially perpendicular to the local direction of flow of said air flow at the orifice. The peripheral injector may comprise a single annular fuel ejection orifice intended to deliver fuel in the form of an annular sheet. Alternatively, in a preferred embodiment of the invention, the peripheral injector comprises a plurality of fuel ejection orifices formed in the aforementioned annular wall and opening into the peripheral annular channel. The peripheral injector is then of the type commonly called multipoint.

L'espace annulaire d'admission dudit flux d'air a de préférence une forme tronconique de sorte que le diamètre de la section transversale moyenne de cet espace diminue de l'amont vers l'aval par référence à l'écoulement du flux d'air précité. The annular inlet space of said air flow preferably has a frustoconical shape so that the diameter of the mean cross section of this space decreases from upstream to downstream with reference to the flow of the flow of aforementioned air.

Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, la paroi annulaire précitée sépare le 11 canal annulaire périphérique d'un canal central prévu pour l'admission d'un flux d'air destiné à se mélanger dans le système d'injection à du carburant issu d'un injecteur central de ce système d'injection. In the preferred embodiment of the invention, the aforesaid annular wall separates the peripheral annular channel from a central channel intended for the admission of a flow of air intended to mix in the injection system. fuel from a central injector of this injection system.

Le canal central précité est de préférence un canal annulaire externe qui est ménagé autour d'une paroi annulaire le séparant d'un canal interne dans lequel débouche l'injecteur central, et qui est traversé par des ailettes obliques destinées à imprimer un mouvement de giration au flux d'air admis dans ce canal, d'une manière connue en soi. L'invention concerne aussi une chambre annulaire de combustion pour turbomachine comprenant au moins un système d'injection du type décrit ci-dessus. The aforementioned central channel is preferably an external annular channel which is formed around an annular wall separating it from an internal channel into which the central injector opens, and which is traversed by oblique fins intended to print a gyration movement. to the flow of air admitted into this channel, in a manner known per se. The invention also relates to an annular combustion chamber for a turbomachine comprising at least one injection system of the type described above.

L'invention concerne encore une turbomachine, comprenant une chambre annulaire 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, déjà décrite, est une demi-vue schématique en coupe axiale d'une chambre annulaire de combustion de turbomachine comprenant des systèmes d'injection d'un type connu ; la figure 2, déjà décrite, est une vue schématique en coupe axiale à plus grande échelle illustrant un 12 système d'injection de la chambre de combustion de la figure 1 ; la figure 3, déjà décrite, est une demi-vue schématique partielle en coupe axiale illustrant le système d'injection de figure 2 ; la figure 4 est une demi-vue schématique partielle en coupe axiale d'un système d'injection pour chambre annulaire de combustion de turbomachine selon un mode de réalisation préféré de l'invention ; la figure 5 est une vue schématique partielle en perspective avec un plan de coupe axial du système d'injection de la figure 4 ; les figures 6a et 6b sont des vues schématiques depuis l'aval partiellement en coupe transversale selon les plans A-A et B-B de la figure 4 respectivement, du système d'injection de la figure 4 ; la figure 7 est une demi-vue schématique partielle en coupe axiale illustrant le système d'injection de figure 4. The invention also relates to a turbomachine, comprising an annular 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, already described, is a schematic half-view in axial section of an annular turbomachine combustion chamber comprising injection systems of a known type; Figure 2, already described, is a diagrammatic view in axial section on a larger scale illustrating an injection system of the combustion chamber of Figure 1; FIG. 3, already described, is a partial schematic half-view in axial section illustrating the injection system of FIG. 2; FIG. 4 is a partial schematic half-view in axial section of an injection system for an annular turbomachine combustion chamber according to a preferred embodiment of the invention; Figure 5 is a partial schematic perspective view with an axial sectional plane of the injection system of Figure 4; Figures 6a and 6b are schematic views from downstream partially in cross section along the planes A-A and B-B of Figure 4 respectively, the injection system of Figure 4; FIG. 7 is a partial schematic half-view in axial section illustrating the injection system of FIG. 4.

Dans l'ensemble de ces figures, des références identiques désignent des éléments identiques ou analogues. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PREFERES Les figures 4 et 5 représentent un système d'injection 62 conforme à un mode de réalisation préféré de la présente invention et destiné à équiper une chambre annulaire de combustion dans une turbomachine. Ce système d'injection 62 est d'un type semblable au système d'injection 24 des figures 2 et 3, 13 mais diffère de ce dernier du fait qu'il comprend des moyens pour créer une zone de cisaillement 64 dans le flux d'air circulant dans le canal annulaire externe 52 afin de permettre une atomisation secondaire des gouttelettes de carburant les plus volumineuses, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit. Les moyens pour créer la zone de cisaillement 64 comprennent une paroi annulaire de partition 66 s'étendant coaxialement aux parois annulaires amont 68 et aval 70 qui délimitent l'espace annulaire d'admission d'air 53, de sorte que ladite paroi de partition 66 délimite dans cet espace annulaire 53 une première région 72 et une seconde région 74. In all of these figures, identical references designate identical or similar elements. DETAILED DESCRIPTION OF PREFERRED EMBODIMENTS FIGS. 4 and 5 show an injection system 62 according to a preferred embodiment of the present invention and intended to equip an annular combustion chamber in a turbomachine. This injection system 62 is of a type similar to the injection system 24 of FIGS. 2 and 3, 13 but differs from the latter in that it comprises means for creating a shear zone 64 in the flow of FIG. air flowing in the outer annular channel 52 to allow secondary atomization of the larger fuel droplets, as will become clearer in the following. The means for creating the shear zone 64 comprise an annular partition wall 66 extending coaxially with the upstream annular walls 68 and downstream 70 which delimit the annular air intake space 53, so that said partition wall 66 defines in this annular space 53 a first region 72 and a second region 74.

La première région 72 de l'espace annulaire d'admission d'air 53 est destinée à l'admission d'une première portion 76 du flux d'air admis dans cet espace annulaire 53, et la seconde région 74 de cet espace annulaire 53 est destinée à l'admission d'une seconde portion 78 dudit flux d'air. Les moyens pour créer la zone de cisaillement 64 comprennent en outre une rangée annulaire de premières ailettes 80 (figure 5) s'étendant dans la première région 72 de l'espace annulaire d'admission d'air 53, ainsi qu'une rangée annulaire de secondes ailettes 82 qui s'étendent dans la seconde région 74 dudit espace annulaire 53 et qui sont inclinées par rapport aux premières ailettes 80 de manière à induire une giration relative entre la première portion 76 et la seconde portion 78 du flux 14 d'air admis dans l'espace annulaire d'admission d'air 53. Les premières ailettes 80 sont raccordées par leur extrémité amont à la paroi annulaire amont 68 qui délimite l'espace annulaire d'admission d'air 53, et ces premières ailettes 80 sont raccordées par leur extrémité aval à la paroi annulaire de partition 66. Les secondes ailettes 82 sont raccordées par leur extrémité amont à la paroi annulaire de partition 66, et par leur extrémité aval à la paroi annulaire aval 70 qui délimite l'espace annulaire d'admission d'air 53. La figure 6a illustre la première région 72 de l'espace annulaire d'admission d'air 53 en coupe selon le plan A-A de la figure 4, et montre l'angle a1 d'inclinaison des premières ailettes 80 par rapport à la direction radiale. Cet angle a1 est de 40 degrés environ dans l'exemple illustré. D'une manière analogue, la 6b illustre la seconde région 74 de l'espace annulaire d'admission d'air 53 en coupe selon le plan B-B de la figure 4, et montre l'angle a2 d'inclinaison des secondes ailettes 82 par rapport à la direction radiale. Cet angle a2 est de 30 degrés environ dans l'exemple illustré. Dans l'exemple illustré sur les figures 4 à 7, les premières ailettes 80 et les secondes ailettes 82 sont corotatives, c'est-à-dire inclinées de sorte que la première portion 76 et la seconde portion 78 du flux d'air admis dans l'espace annulaire d'admission d'air 53 présentent des girations 15 respectives de même sens autour de l'axe central 28 du système d'injection. En variante, les premières ailettes 80 et les secondes ailettes 82 peuvent être contrarotatives, c'est-à-dire inclinées de sorte que la première portion 76 et la seconde portion 78 du flux d'air admis dans l'espace annulaire d'admission d'air 53 présentent des girations respectives de sens opposés autour de l'axe central du système d'injection. The first region 72 of the annular air intake space 53 is intended for the admission of a first portion 76 of the air flow admitted into this annular space 53, and the second region 74 of this annular space 53 is intended for the admission of a second portion 78 of said air flow. The means for creating the shear zone 64 further comprises an annular row of first fins 80 (Fig. 5) extending into the first region 72 of the annular air inlet space 53, as well as an annular row second fins 82 which extend into the second region 74 of said annular space 53 and which are inclined with respect to the first fins 80 so as to induce a relative gyration between the first portion 76 and the second portion 78 of the air flow 14 admitted into the annular space of air admission 53. The first fins 80 are connected by their upstream end to the upstream annular wall 68 which delimits the annular air intake space 53, and these first fins 80 are connected by their downstream end to the partition annular wall 66. The second fins 82 are connected by their upstream end to the annular partition wall 66, and by their downstream end to the annular wall av 70 which delimits the annular air intake space 53. FIG. 6a illustrates the first region 72 of the annular air intake space 53 in section along the plane AA of FIG. 4, and shows the inclination angle a1 of the first fins 80 relative to the radial direction. This angle a1 is about 40 degrees in the illustrated example. In a similar way, the 6b illustrates the second region 74 of the annular air intake space 53 in section along the plane BB of FIG. 4, and shows the angle a2 of inclination of the second fins 82 by relative to the radial direction. This angle a2 is about 30 degrees in the illustrated example. In the example illustrated in FIGS. 4 to 7, the first fins 80 and the second fins 82 are co-rotating, that is, inclined so that the first portion 76 and the second portion 78 of the intake air flow in the annular air intake space 53 present respective turns in the same direction around the central axis 28 of the injection system. In a variant, the first fins 80 and the second fins 82 may be counter-rotating, that is, inclined so that the first portion 76 and the second portion 78 of the airflow admitted into the annular inlet space air 53 have respective turns in opposite directions around the central axis of the injection system.

Par ailleurs, comme l'illustre la figure 4, chaque orifice d'éjection de carburant 44 de l'injecteur périphérique 43 présente un axe 84 d'éjection qui passe en aval d'une extrémité aval 86 de la paroi de partition, par référence à l'écoulement du flux d'air admis dans l'espace annulaire 53. La direction amont-aval est donc ici la direction symbolisée par les flèches 76 et 78. Plus précisément, dans l'exemple illustré sur les figures 4 à 7, chaque orifice d'éjection de carburant 44 est agencé en aval de l'extrémité aval 86 de la paroi de partition, par référence à l'écoulement du flux d'air précité, et l'axe d'éjection 84 de chaque orifice 44 est sensiblement perpendiculaire à une direction locale d'écoulement dudit flux d'air au niveau de l'orifice 44, cette direction étant dans cet exemple confondue avec la direction de la flèche 76 (figure 4) symbolisant l'écoulement de ladite première portion dudit flux d'air. En fonctionnement, l'inclinaison relative entre les premières ailettes 80 et les secondes ailettes 82 induit une giration relative entre, d'une 16 part, la première portion 76 du flux d'air admis dans l'espace annulaire 53, qui traverse les premières ailettes 80, et d'autre part, la seconde portion 78 de ce flux d'air, qui traverse les secondes ailettes 82. Furthermore, as illustrated in FIG. 4, each fuel ejection orifice 44 of the peripheral injector 43 has an ejection axis 84 which passes downstream from a downstream end 86 of the partition wall, by reference to the flow of the air flow admitted into the annular space 53. The upstream-downstream direction is here the direction symbolized by the arrows 76 and 78. More specifically, in the example illustrated in Figures 4 to 7, each fuel ejection orifice 44 is arranged downstream of the downstream end 86 of the partition wall, with reference to the flow of the aforementioned air flow, and the ejection axis 84 of each orifice 44 is substantially perpendicular to a local direction of flow of said air flow at the orifice 44, this direction being in this example coincides with the direction of the arrow 76 (Figure 4) symbolizing the flow of said first portion of said flow air. In operation, the relative inclination between the first fins 80 and the second fins 82 induces a relative gyration between, on the one hand, the first portion 76 of the air flow admitted into the annular space 53, which passes through the first fins 80, and secondly, the second portion 78 of this air flow, which passes through the second fins 82.

Cette giration relative induit la formation de la zone de cisaillement 64 qui correspond à la région où se rencontrent les deux portions 76 et 78 du flux d'air précité, en sortie de l'espace annulaire 53. Comme l'illustre la figure 7, le carburant éjecté selon l'axe d'éjection 84 de chaque orifice d'éjection de carburant 44 subit une atomisation primaire au niveau de la sortie de l'orifice, où il rencontre la première portion 76 du flux d'air circulant dans le canal annulaire périphérique 52. This relative gyration induces the formation of the shear zone 64 which corresponds to the region where the two portions 76 and 78 of the aforementioned air flow meet, at the outlet of the annular space 53. As illustrated in FIG. 7, the fuel ejected along the ejection axis 84 of each fuel ejection orifice 44 undergoes a primary atomization at the outlet of the orifice, where it meets the first portion 76 of the air flow flowing in the channel peripheral ring 52.

Si l'atomisation primaire ou l'évaporation du carburant ne sont pas suffisamment efficaces, certaines gouttelettes 88 de carburant présentent à l'issue de cette atomisation primaire une taille et une inertie relativement élevées de sorte que ces gouttelettes 88 s'éloignent de la paroi 38, dans laquelle les orifices d'éjection de carburant 44 sont formés. Ces gouttelettes 88 atteignent la zone de cisaillement 64 où celles-ci rencontrent la seconde portion 78 du flux d'air circulant dans le canal annulaire périphérique 52. Les gouttelettes 88 précitées subissent alors une atomisation secondaire de nature à fractionner ces gouttelettes 88 en gouttelettes 90 de plus petite taille (figure 7). Le cisaillement permet également d'augmenter la vitesse d'évaporation du carburant. 17 Il en résulte une amélioration de la qualité de la combustion et par conséquent une réduction des émissions de substances nocives pour l'environnement, comme expliqué ci-dessus. If the primary atomization or the evaporation of the fuel are not sufficiently efficient, some droplets 88 of fuel have at the end of this primary atomization a relatively high size and inertia so that these droplets 88 move away from the wall 38, wherein the fuel ejection ports 44 are formed. These droplets 88 reach the shear zone 64 where they meet the second portion 78 of the air flow circulating in the peripheral annular channel 52. The above-mentioned droplets 88 are then subjected to secondary atomization such as to fractionate these droplets 88 into droplets. smaller size (Figure 7). The shear also makes it possible to increase the evaporation rate of the fuel. This results in an improvement in the quality of the combustion and consequently a reduction of the emissions of substances harmful to the environment, as explained above.

Le système d'injection 62 illustré sur les figures 4 à 7 comporte un espace annulaire d'admission d'air 53 qui a une forme générale tronconique. Toutefois, l'invention est bien entendu applicable à un système d'injection comportant un espace annulaire périphérique d'admission d'air s'étendant axialement, et donc dans lequel l'air circule parallèlement à l'axe 28 du système d'injection, ou encore à un système d'injection comportant un espace annulaire périphérique d'admission d'air s'étendant radialement. Dans le premier cas, les parois 68 et 70 délimitant ledit espace et la paroi annulaire de partition 66 peuvent par exemple avoir une forme cylindrique de révolution, d'axe confondu avec l'axe 28 du système d'injection. La direction amont-aval par référence à l'écoulement du flux d'air admis dans ledit espace se confond alors avec la direction de l'axe central 28 du système d'injection. Dans le deuxième cas, les parois 68 et 70 délimitant ledit espace et la paroi annulaire de partition 66 peuvent par exemple avoir une forme annulaire radiale et être centrées sur l'axe central 28 du système d'injection. La direction amont-aval par référence à l'écoulement du flux d'air admis dans ledit espace est alors une direction radiale, orientée de l'extérieur vers l'intérieur du système d'injection. 18 D'autres configurations d'espaces annulaires périphériques d'admission d'air sont encore possibles sans sortir du cadre de la présente invention. The injection system 62 illustrated in FIGS. 4 to 7 comprises an annular air intake space 53 which has a generally frustoconical shape. However, the invention is of course applicable to an injection system comprising an axially extending peripheral air inlet annular space, and therefore in which the air circulates parallel to the axis 28 of the injection system. , or to an injection system comprising a radially extending peripheral air inlet annular space. In the first case, the walls 68 and 70 delimiting said space and the annular partition wall 66 may for example have a cylindrical shape of revolution, of axis coincident with the axis 28 of the injection system. The upstream-downstream direction with reference to the flow of the air flow admitted into said space then coincides with the direction of the central axis 28 of the injection system. In the second case, the walls 68 and 70 delimiting said space and the annular partition wall 66 may for example have a radial annular shape and be centered on the central axis 28 of the injection system. The upstream-downstream direction with reference to the flow of the air flow admitted into said space is then a radial direction, oriented from the outside towards the inside of the injection system. Other configurations of peripheral annular air intake spaces are still possible without departing from the scope of the present invention.

Par ailleurs, l'axe d'éjection 84 de chaque orifice d'éjection de carburant 44 peut ne pas être perpendiculaire à la portion tronconique 46 de la paroi annulaire 38 comportant les orifices 44, et donc à la direction locale d'écoulement de la première portion 72 du flux d'air admis dans l'espace annulaire d'admission d'air 53, tant que l'axe d'éjection 84 passe en aval de l'extrémité aval 86 de la paroi de partition 66. En outre, l'invention est ici appliquée à un système d'injection comprenant un injecteur périphérique du type multipoint, mais l'invention est également applicable à un système d'injection comprenant un injecteur annulaire périphérique comprenant un unique orifice annulaire d'éjection s'étendant continument autour de l'axe du système d'injection, ou encore un injecteur annulaire périphérique comprenant une pluralité d'orifices en forme de portion d'anneau. Un axe d'éjection 84 du ou des orifices d'éjection est alors défini pour chaque plan de coupe de ces orifices. Furthermore, the ejection axis 84 of each fuel ejection orifice 44 may not be perpendicular to the frustoconical portion 46 of the annular wall 38 having the orifices 44, and therefore to the local direction of flow of the first portion 72 of the air flow admitted into the annular air intake space 53, as the ejection axis 84 passes downstream of the downstream end 86 of the partition wall 66. In addition, the invention is here applied to an injection system comprising a multipoint type peripheral injector, but the invention is also applicable to an injection system comprising a peripheral annular injector comprising a single annular ejection orifice extending continuously. around the axis of the injection system, or a peripheral annular injector comprising a plurality of holes in the form of a ring portion. An ejection axis 84 or ejection orifices is then defined for each cutting plane of these orifices.

Claims

REVENDICATIONS1. An air and fuel injection system (62) for an annular turbomachine combustion chamber bottom, comprising at least two coaxial fuel injection devices (26, 43), including a peripheral annular injector (43) comprising at least one fuel ejection port (44) formed in an annular wall (38) and opening into a peripheral annular channel (52) which is delimited by said annular wall (38) and which is provided with an annular space (53); ) for admitting a flow of air for mixing in said channel (52) with fuel from said peripheral injector (43), said annular space (53) being traversed by a plurality of oblique fins (80, 82) for printing to said air flow a gyration movement about a central axis (28) of said injection system, said injection system (62) being characterized in that said plurality of oblique fins comprises a ring row of raw garlic ettes (80) extending in a first region (72) of said annular space for the admission of a first portion (76) of said air flow, and an annular row of second fins (82) s' extending in a second region (74) of said annular space which is intended to admit a second portion (78) of said airflow and which is separated from said first region (72) by an annular partition wall (66) ), said second fins (82) being inclined with respect to said first fins (80) so as to induce relative gyration between said first and second portions (76, 78) of said airflow, and in that each orifice said fuel ejection (44), when seen in section along a plane passing through the central axis (28) of said injection system, has an ejection axis (84) which passes downstream from a downstream end ( 86) of said partition wall (66) with reference to the flow of said airflow.

2. Injection system according to claim 1, characterized in that each aforementioned fuel ejection orifice (44) is arranged downstream of the downstream end (86) of said partition wall (66) with reference to FIG. flow of said air flow.

3. Injection system according to claim 2, characterized in that said ejection axis (84) of each fuel ejection port (44) is substantially perpendicular to a local direction of flow of said air flow at level of said orifice (44).

4. Injection system according to any one of claims 1 to 3, characterized in that said peripheral annular injector (43) comprises a plurality of fuel ejection orifices (44) formed in said annular wall (38) and opening into said peripheral annular channel (52). 21

5. Injection system according to any one of claims 1 to 4, characterized in that said annular space (53) for admission of said air flow has a frustoconical shape so that the diameter of the average cross section of said annulus (53) decreases from upstream to downstream by reference to the flow of said airflow.

6. Injection system according to any one of claims 1 to 5, characterized in that said annular wall (38) defining said annular peripheral channel (52) separates said channel from a central channel (30) provided for the admitting a flow of air for mixing in said injection system (62) with fuel from a central injector (26) of said injection system.

7. Injection system according to claim 6, characterized in that said central channel (30) is an external annular channel which is formed around an annular wall (36) separating it from an internal channel (29) in which opens said central injector (26), said central channel (30) being further traversed by oblique fins (34) for imparting a gyration movement to the air flow admitted into the channel (30).

8. annular combustion chamber for turbomachine, characterized in that it comprises at least one injection system (62) according to any one of the preceding claims. 22

9. Turbomachine, characterized in that it comprises an annular combustion chamber according to claim 8.5