FR2970551A1

FR2970551A1 - Terminal portion for fuel injector of annular combustion chamber of e.g. turbojet of aircraft, has outer pipe for supplying fuel at end, and nose injector mounted on end of outer pipe by threaded ends that are screwed with each other

Info

Publication number: FR2970551A1
Application number: FR1150301A
Authority: FR
Inventors: Nicolas Christian Raymond Leblond; Laurent Bernard Cameriano; Pierre Francois Pireyre
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2011-01-14
Filing date: 2011-01-14
Publication date: 2012-07-20
Anticipated expiration: 2031-01-14
Also published as: FR2970551B1

Abstract

The portion has an outer pipe (106) for supplying fuel. An injector tip (36) having an external centering surface (108) is mounted at an end (106a) of the outer pipe by threaded ends (120, 122) that are screwed with each other. The external surface is formed in truncated sphere shape and equipped with a wear indicator. The external surface is guided in a bore (110) through a ring (112) whose upstream end is in a truncated form to facilitate introduction of the injector tip during assembly of an injector (100). An independent claim is also included for an injector for a combustion chamber of a turbo shaft engine of an aircraft.

Description

NEZ D'INJECTEUR DEMONTABLE POUR INJECTEUR DE CARBURANT DE CHAMBRE ANNULAIRE DE COMBUSTION DE TURBOMACHINE D'AERONEF DESCRIPTION DETACHABLE INJECTOR NOSE FOR AIRCRAFT TURBINE ENGINE COMBUSTION CHAMBER FUEL INJECTOR DESCRIPTION

La présente invention se rapporte à un injecteur de carburant pour chambre annulaire de 10 combustion de turbomachine d'aéronef. Elle se rapporte également à une partie terminale d'un tel injecteur, comprenant habituellement une canalisation externe d'amenée de carburant sur laquelle est fixé un nez d'injecteur. 15 L'invention s'applique en particulier à une chambre annulaire de combustion de turbomachine d'aéronef du type turboréacteur ou turbopropulseur. Une chambre annulaire de combustion de turbomachine d'aéronef est par exemple connue du 20 document EP 1 857 741 Al. Elle est équipée d'injecteurs de carburant dont une partie terminale comprenant une canalisation externe d'amenée de carburant sur laquelle est soudé le nez d'injecteur. Celui-ci présente une surface extérieure de centrage destinée à coopérer avec 25 un système d'injection assurant le mélange air/carburant. Plus précisément, la surface de centrage est guidée dans un alésage du système d'injection. Néanmoins, les mouvements relatifs entre ces deux éléments, provoqués notamment par la dilatation 30 différentielle, conduisent à une usure par frottement qui crée un jeu entre les deux surfaces en contact. Ce5 2 jeu, qui augmente progressivement au cours de la durée de vie de l'injecteur, nuit aux performances globales de combustion de la chambre. Il peut d'ailleurs atteindre un état d'usure qui nécessite son remplacement, tant les performances de combustion sont affectées par l'importance du jeu généré par usure. Dans un tel cas, c'est généralement l'ensemble de la partie terminale de l'injecteur qui est remplacée, à savoir la canalisation externe d'amenée de carburant et le nez d'injecteur. Au cours de la vie des injecteurs, cela engendre des coûts inutiles de remplacement des canalisations externes, pourtant généralement en état de fonctionner, puisque non soumises à la même usure que les nez d'injecteur qu'elles portent fixement. L'invention a donc pour but de remédier au moins partiellement aux inconvénients mentionnés ci-dessus, relatifs aux réalisations de l'art antérieur. Pour ce faire, l'invention a tout d'abord pour objet une partie terminale d'injecteur pour chambre annulaire de combustion de turbomachine d'aéronef comprenant une canalisation externe d'amenée de carburant à l'extrémité de laquelle est monté un nez d'injecteur présentant une surface extérieure de centrage de ladite partie terminale, ledit nez étant monté sur l'extrémité de la canalisation externe par des moyens de fixation réversibles. Par conséquent, en cas d'usure inacceptable de sa surface extérieure de centrage, le nez d'injecteur peut être remplacé sans difficulté, isolément, c'est-à-dire en conservant sa canalisation 3 externe associée. La quantité de rebuts s'en trouve ainsi limitée, et permet par conséquent un gain en termes de coûts. De préférence, ledit nez et l'extrémité de la canalisation externe présentent respectivement deux embouts filetés vissés l'un sur l'autre, formant lesdits moyens de fixation réversibles. De façon plus générale, ces moyens sont du type à vissage. De préférence, ladite surface extérieure de 10 centrage, définie par le nez d'injecteur, prend la forme d'une sphère tronquée. De préférence, ladite surface extérieure de centrage, définie par le nez d'injecteur, est équipée d'un témoin d'usure. L'invention a également pour objet un injecteur pour chambre de combustion de turbomachine d'aéronef comprenant un corps d'injecteur ainsi qu'une partie terminale d'injecteur telle que définie ci-dessus, raccordée sur ledit corps d'injecteur. L'invention a aussi pour objet une chambre annulaire de combustion pour turbomachine d'aéronef comprenant au moins un tel injecteur. Enfin, l'invention concerne également une turbomachine d'aéronef comprenant au moins une telle 25 chambre annulaire de combustion. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. Cette description sera faite au regard des 30 dessins annexés parmi lesquels ; 15 20 4 - la figure 1 représente une vue en coupe longitudinale d'une partie d'une turbomachine d'aéronef comprenant une chambre annulaire de combustion selon un mode de réalisation préféré de l'invention ; - la figure 2 est une vue en perspective d'un injecteur équipant la chambre annulaire de combustion montrée sur la figure précédente ; - la figure 3 représente une vue en coupe plus détaillée d'une portion de la partie terminale de l'injecteur de la figure 2, montée sur son système d'injection associé de la chambre de combustion ; - la figure 4 est une vue en perspective du nez d'injecteur de l'injecteur montré sur les figures 2 et 3 ; et - les figures 5a à 5c représentent schématiquement le nez d'injecteur des figures précédentes, à l'état neuf et à différents niveaux d'usure de sa surface extérieure de centrage. En référence tout d'abord à la figure 1, on peut voir une chambre annulaire de combustion 10 d'une turbomachine telle qu'un turboréacteur d'avion, cette chambre étant agencée en sortie d'un diffuseur 12, lui même situé en sortie d'un compresseur (non représenté). La chambre 10 comprend une paroi de révolution interne 14 et une paroi de révolution externe 16, reliées en amont à une paroi annulaire 18 de fond de chambre et fixées en aval par des viroles tronconiques interne 20 et externe 22 respectivement sur un voile tronconique interne 24 du diffuseur, et sur un carter externe 26 de la chambre, l'extrémité amont de ce carter étant reliée à un voile tronconique externe 28 du diffuseur. Un carénage annulaire 29 est fixé sur les extrémités amont des parois 14, 16 et 18 de la chambre 5 et comprend des orifices de passage d'air alignés avec des ouvertures 30 de la paroi 18 de fond de chambre dans lesquelles sont montés des systèmes 32 d'injection d'un mélange d'air et de carburant dans la chambre, l'air provenant du diffuseur 12 et le carburant étant amené par des injecteurs 100 fixés sur le carter externe 26 et régulièrement répartis autour de l'axe de la chambre. Comme cela sera détaillé ci-après, chaque injecteur comprend un nez d'injecteur 36 aligné sur l'axe 38 de l'ouverture 30 correspondante. Une partie du débit d'air 40 fourni par le compresseur et sortant du diffuseur 12 passe dans le système 32, et est mélangée au carburant amené par l'injecteur, et injectée dans la chambre de combustion, comme en témoignent les flèches 42, 44, 46, 48 et 50 de la figure 1. L'autre partie du débit d'air alimente des canaux annulaires interne 52 et externe 54 de contournement de la chambre de combustion 10, comme cela a été schématisé par les flèches 56. The present invention relates to a fuel injector for an annular combustion chamber of an aircraft turbomachine. It also relates to an end portion of such an injector, usually comprising an external fuel supply pipe on which is fixed an injector nose. The invention applies in particular to an annular combustion chamber of an aircraft turbine engine of the turbojet or turboprop type. An annular combustion chamber of an aircraft turbomachine is for example known from EP 1 857 741 A1. It is equipped with fuel injectors including an end portion comprising an external fuel supply pipe on which the nose is welded. injector. This has an outer centering surface for cooperating with an injection system providing the air / fuel mixture. More precisely, the centering surface is guided in a bore of the injection system. Nevertheless, the relative movements between these two elements, caused in particular by the differential expansion, lead to frictional wear which creates a gap between the two surfaces in contact. This game, which increases gradually over the lifetime of the injector, adversely affects the overall combustion performance of the chamber. It can also reach a state of wear that requires its replacement, as the combustion performance is affected by the importance of the game generated by wear. In such a case, it is generally the whole of the end part of the injector which is replaced, namely the external fuel supply pipe and the injector nozzle. During the life of the injectors, this generates unnecessary costs of replacing the external pipes, yet generally in working condition, since not subject to the same wear as the injector nose they are fixed. The invention therefore aims to at least partially overcome the disadvantages mentioned above, relating to the achievements of the prior art. To do this, the invention firstly relates to an end portion of an injector for an aircraft turbomachine combustion chamber comprising an external fuel supply pipe at the end of which is mounted a nose of injector having an outer centering surface of said end portion, said nose being mounted on the end of the outer pipe by reversible fastening means. Therefore, in case of unacceptable wear of its outer centering surface, the nozzle nose can be replaced without difficulty, in isolation, that is to say, by maintaining its associated external pipe 3. The amount of waste is thus limited, and therefore allows a gain in terms of costs. Preferably, said nose and the end of the outer pipe respectively have two threaded ends screwed one on the other, forming said reversible fixing means. More generally, these means are of the screw type. Preferably, said outer centering surface, defined by the nozzle nose, takes the form of a truncated sphere. Preferably, said outer centering surface, defined by the nozzle nose, is equipped with a wear indicator. The invention also relates to an injector for an aircraft turbomachine combustion chamber comprising an injector body and an injector end portion as defined above, connected to said injector body. The invention also relates to an annular combustion chamber for an aircraft turbomachine comprising at least one such injector. Finally, the invention also relates to an aircraft turbomachine comprising at least one such annular combustion chamber. Other advantages and features of the invention will become apparent in the detailed non-limiting description below. This description will be made with reference to the appended drawings, among which: FIG. 1 represents a longitudinal sectional view of a portion of an aircraft turbomachine comprising an annular combustion chamber according to a preferred embodiment of the invention; - Figure 2 is a perspective view of an injector equipping the annular combustion chamber shown in the previous figure; - Figure 3 shows a more detailed sectional view of a portion of the end portion of the injector of Figure 2, mounted on its associated injection system of the combustion chamber; FIG. 4 is a perspective view of the injector nose of the injector shown in FIGS. 2 and 3; and FIGS. 5a to 5c show schematically the injector nose of the preceding figures, in the new state and at different levels of wear of its outer centering surface. Referring firstly to Figure 1, we can see an annular combustion chamber 10 of a turbomachine such as an aircraft turbojet engine, this chamber being arranged at the output of a diffuser 12, itself located at the output compressor (not shown). The chamber 10 comprises a wall of internal revolution 14 and a wall of external revolution 16, connected upstream to an annular wall 18 of the chamber bottom and attached downstream by internal and external 20 frustoconical ferrules 22 respectively on an internal frustoconical web 24 of the diffuser, and on an outer casing 26 of the chamber, the upstream end of this casing being connected to an outer frustoconical web 28 of the diffuser. An annular fairing 29 is fixed on the upstream ends of the walls 14, 16 and 18 of the chamber 5 and comprises air passage holes aligned with openings 30 of the wall 18 of the chamber bottom in which systems 32 are mounted. injecting a mixture of air and fuel into the chamber, the air coming from the diffuser 12 and the fuel being supplied by injectors 100 fixed to the outer casing 26 and regularly distributed around the axis of the chamber . As will be detailed below, each injector comprises an injector nose 36 aligned on the axis 38 of the corresponding opening 30. A part of the air flow 40 supplied by the compressor and leaving the diffuser 12 passes into the system 32, and is mixed with the fuel supplied by the injector, and injected into the combustion chamber, as shown by the arrows 42, 44 46, 48 and 50 of FIG. 1. The other part of the air flow feeds internal annular channels 52 and outer 54 bypassing the combustion chamber 10, as shown schematically by the arrows 56.

A titre indicatif, le canal interne 52 est formé entre le voile interne 24 du diffuseur 12 et la paroi interne 14 de la chambre, et l'air qui passe dans ce canal se partage en un débit 58 qui pénètre dans la chambre 10 par des orifices 60, 62 de la paroi interne 14 et en un débit 64 qui passe à travers des trous 66 de la virole interne 20 de la chambre pour aller 6 refroidir des composants, non représentés, situés en aval de cette chambre. Par ailleurs, le canal externe 54 est formé entre le carter externe 26 et la paroi externe 16 de la chambre, et l'air qui passe dans ce canal se divise en un débit 68 qui pénètre dans la chambre 10 par des orifices 70, 72 de la paroi externe 16, et en un débit 76 qui passe à travers des trous 78 de la virole externe 22 pour aller refroidir des composants en aval. As an indication, the internal channel 52 is formed between the internal web 24 of the diffuser 12 and the inner wall 14 of the chamber, and the air passing through this channel is divided into a flow 58 which enters the chamber 10 by means of orifices 60, 62 of the inner wall 14 and a flow 64 which passes through holes 66 of the inner shell 20 of the chamber to cool 6 components, not shown, located downstream of this chamber. Furthermore, the outer channel 54 is formed between the outer casing 26 and the outer wall 16 of the chamber, and the air passing through this channel is divided into a flow 68 which enters the chamber 10 through orifices 70, 72 of the outer wall 16, and a flow 76 which passes through holes 78 of the outer shell 22 to cool downstream components.

Les orifices 60, 70 sont appelés orifices d'entrée d'air primaire car ils alimentent la zone dite primaire de la chambre de combustion située dans la partie amont de la chambre où les réactions de combustion du mélange d'air et de carburant ont lieu, et les orifices 62, 72 sont appelés orifices d'entrée d'air de dilution car ils alimentent la zone dite de dilution de la chambre de combustion située dans la partie aval de la chambre et dans laquelle les gaz de combustion sont dilués. The orifices 60, 70 are called primary air inlet orifices as they feed the so-called primary zone of the combustion chamber located in the upstream part of the chamber where the combustion reactions of the air and fuel mixture take place. , and the orifices 62, 72 are called dilution air inlets because they feed the so-called dilution zone of the combustion chamber located in the downstream part of the chamber and in which the combustion gases are diluted.

La combustion du mélange d'air et de carburant est initiée dans la zone primaire de la chambre au moyen d'une ou de deux bougie d'allumage (non représentée). En référence à présent à la figure 2, il est montré l'un des injecteurs 100 équipant la chambre de combustion. Tout d'abord, de manière classique, celui-ci comporte un corps d'injecteur 102 de forme de révolution, agencé extérieurement par rapport au carter externe 26. A l'une des extrémités de ce corps 102 est prévue une platine de fixation 104 destinée à assurer le montage sur le carter externe, de préférence par 7 boulons (non représentés). Une canalisation externe 106 d'amenée de carburant est issue de la platine 104, et communique avec le corps 102 qui l'alimente en carburant. Cette canalisation 106 prend la forme d'un tube cheminant entre les carters 26 et 24, et présente une portion coudée à proximité de l'ouverture amont du carénage annulaire 29, afin de pouvoir pénétrer au sein de celle-ci comme cela a été représenté sur la figure 1. A son extrémité 106a, la canalisation porte le nez d'injecteur 36, qui, comme représenté sur la figure 3, présente une surface extérieure de centrage 108 en forme de sphère tronquée. Cette surface de centrage 108 est guidée dans un alésage 110 d'une bague de traversée 112 du système 32, dont l'extrémité amont est de forme tronconique pour faciliter l'introduction du nez 36 lors du montage de l'injecteur. L'alésage 110 peut être rainuré afin de permettre le passage du flux d'air 42 schématisé sur la figure 1. Toujours sur la figure 3, on peut apercevoir que le nez 36 renferme de façon classique une pièce annulaire d'injection 114 montrée uniquement schématiquement. Cette pièce 114 permet par exemple de réaliser une injection primaire 116 de carburant par le biais d'un orifice central 117, ainsi qu'une injection secondaire 118 de carburant par le biais d'un orifice annulaire 119 délimité entre la paroi intérieure du nez 36 et la paroi extérieure de la pièce annulaire d'injection. La partie terminale de l'injecteur, qui s'étend sous le carter 26 à partir de la canalisation 106, est particulière en ce sens que l'extrémité 106a 8 de la canalisation 106 est montée sur le nez d'injecteur 36 à l'aide de moyens de fixation réversibles, de préférence du type à vissage. Dans le mode de réalisation préféré représenté, le nez 36 et l'extrémité 106a présentent respectivement deux embouts filetés 120, 122 vissés l'un sur l'autre, l'axe des filetages étant confondu avec l'axe 38. Sur la figure 4, on peut apercevoir que la surface de centrage 108 est équipée d'un témoin d'usure 130, qui prend ici la forme d'une rainure centrée sur l'axe 38 et ouverte radialement vers l'extérieur. Comme cela est montré sur la figure 5a, à l'état neuf, la surface de centrage 108 équipée de la rainure 130 définit une butée axiale 132, également dénommée « marche radiale », qui est parfaitement détectable à l'ceil et/ou au toucher par un opérateur. Pendant le fonctionnement de la turbomachine, la surface de centrage 108 s'use en frottant contre l'alésage 110 qui la guide. La partie de plus grand diamètre de la surface de centrage 108 se transforme alors en une surface cylindrique 108' de section circulaire, centrée sur l'axe 38. Sur la figure 5b, il a été montré un état d'usure acceptable, dans lequel la butée axiale 132 définie par la rainure 108 est toujours présente, en partie, malgré l'usure par frottement de la surface de centrage 108. En revanche, sur la figure 5c, il a été montré un état d'usure inacceptable, dans lequel la butée axiale 132 initialement définie par la rainure 108 a disparue, du fait de l'usure par frottement de la surface de centrage 108. Dans ce dernier cas, l'opérateur 9 établissant un contrôle visuel et/ou tactile de la butée 132 s'aperçoit immédiatement de son absence, ce qui témoigne d'une usure inacceptable conduisant au remplacement du nez d'injecteur, par dévissage du nez endommagé et vissage d'un nouveau nez sur la canalisation externe d'amenée de carburant. Alternativement ou simultanément, le témoin d'usure peut être une partie colorée de la surface extérieure de centrage 108. Dans ce cas, lorsque la couleur ne se voit plus, l'alerte d'usure inacceptable est donnée visuellement. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs.20 Combustion of the air and fuel mixture is initiated in the primary zone of the chamber by means of one or two spark plugs (not shown). Referring now to Figure 2, there is shown one of the injectors 100 equipping the combustion chamber. First of all, conventionally, it comprises an injector body 102 of revolution shape, arranged externally relative to the outer casing 26. At one end of this body 102 is provided a mounting plate 104 intended for mounting on the outer casing, preferably by 7 bolts (not shown). An external fuel supply pipe 106 comes from the plate 104, and communicates with the body 102 which supplies it with fuel. This pipe 106 takes the form of a tube running between the housings 26 and 24, and has a bent portion near the upstream opening of the annular fairing 29, in order to be able to penetrate within it as has been shown. in Figure 1. At its end 106a, the pipe carries the injector nose 36, which, as shown in Figure 3, has an outer centering surface 108 shaped truncated sphere. This centering surface 108 is guided in a bore 110 of a bushing 112 of the system 32, whose upstream end is of frustoconical shape to facilitate the introduction of the nose 36 during assembly of the injector. The bore 110 may be grooved in order to allow the passage of the air flow 42 shown diagrammatically in FIG. 1. Still in FIG. 3, it can be seen that the nose 36 contains, in a conventional manner, an annular injection piece 114 shown only schematically. This piece 114 allows for example to achieve a primary injection 116 of fuel through a central orifice 117, and a secondary injection 118 of fuel through an annular orifice 119 defined between the inner wall of the nose 36 and the outer wall of the annular injection part. The end portion of the injector, which extends under the housing 26 from the pipe 106, is particular in that the end 106a 8 of the pipe 106 is mounted on the injector nose 36 to the using reversible fastening means, preferably of the screw type. In the preferred embodiment shown, the nose 36 and the end 106a respectively have two threaded ends 120, 122 screwed one on the other, the axis of the threads coinciding with the axis 38. In FIG. it can be seen that the centering surface 108 is equipped with a wear indicator 130, which here takes the form of a groove centered on the axis 38 and open radially outwards. As shown in FIG. 5a, in the new state, the centering surface 108 equipped with the groove 130 defines an axial stop 132, also called a "radial step", which is perfectly detectable at the eye and / or the touch by an operator. During operation of the turbomachine, the centering surface 108 wears while rubbing against the bore 110 which guides it. The larger diameter portion of the centering surface 108 then converts to a cylindrical surface 108 'of circular section, centered on the axis 38. In FIG. 5b, an acceptable wear state has been shown, in which the axial stop 132 defined by the groove 108 is always present, in part, despite the frictional wear of the centering surface 108. On the other hand, in FIG. 5c, an unacceptable wear state has been shown, in which the axial stop 132 initially defined by the groove 108 has disappeared, because of the frictional wear of the centering surface 108. In the latter case, the operator 9 establishing a visual and / or tactile control of the stop 132 s immediately perceives its absence, which indicates unacceptable wear leading to the replacement of the injector nose, by unscrewing the damaged nose and screwing a new nose on the external fuel supply pipe. Alternatively or simultaneously, the wear indicator may be a colored part of the outer centering surface 108. In this case, when the color is no longer visible, the unacceptable wear warning is given visually. Of course, various modifications may be made by those skilled in the art to the invention which has just been described, solely as non-limiting examples.

Claims

REVENDICATIONS1. An injector end portion (100) for an aircraft turbomachine combustion annular chamber comprising an external fuel supply pipe (106) at the end of which is mounted an injector nose (36) having an outer surface centering (108) of said end portion, characterized in that said nose (36) is mounted on the end (106a) of the outer pipe (106) by reversible fastening means (120, 122).

2. Injector end portion according to claim 1, characterized in that said nose (36) and the end (106a) of the outer pipe (106) respectively have two threaded ends (120, 122) screwed one on the other, forming said reversible fixing means.

An injector end portion according to claim 1 or claim 2, characterized in that said outer centering surface (108), defined by the injector nose (36), takes the form of a truncated sphere.

4. Injector end portion according to any one of the preceding claims, characterized in that said outer centering surface (108), 11 defined by the nozzle nose (36), is equipped with a wear indicator. (130).

5. Injector (100) for an aircraft turbomachine combustion chamber comprising an injector body (102) and an injector end portion according to any one of the preceding claims, connected to said injector body.

6. annular combustion chamber (10) for aircraft turbomachine comprising at least one injector (100) according to claim 5.

7. Aircraft turbomachine comprising at least one annular combustion chamber (10) according to claim 6. 20