FR2973479A1 - Revolution wall e.g. external revolution wall, for combustion chamber of turbomachine of commercial plane, has circumferential row of primary air holes whose regions are located away from plane along row of dilution holes - Google Patents
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Abstract
Description
PAROI POUR CHAMBRE DE COMBUSTION DE TURBOMACHINE COMPRENANT UN AGENCEMENT OPTIMISE D'ORIFICES D'ENTREE D'AIR ET DE PASSAGE DE BOUGIE D'ALLUMAGE 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 de ces 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. 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 trous primaires, ménagés dans les parois annulaires de la chambre autour de la zone primaire de cette dernière. Ces trous primaires sont en général agencés en une rangée circonférentielle. 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 trous de dilution. Ces trous de dilution sont en général également agencés en une rangée circonférentielle. Une chambre de combustion comprend en outre au moins une bougie d'allumage destinée à initier la combustion du mélange d'air et de carburant au démarrage de la turbomachine. Cette bougie débouche habituellement radialement vers l'intérieur au sein de 3 la chambre de combustion au travers d'un orifice de passage de bougie formé dans la paroi annulaire radialement externe de la chambre, dans l'axe d'un système d'injection dédié à l'allumage ou à mi-distance circonférentiellement de deux systèmes d'injection dédiés à l'allumage. Cette bougie est agencée à une distance suffisante de la paroi de fond de chambre pour que la nappe de carburant issue du ou des systèmes d'injection dédiés à l'allumage aie eu le temps de se diffuser suffisamment avant d'atteindre l'étincelle émise par la bougie pour initier un démarrage de la turbomachine. Dans les moteurs d'avions de grande taille tels ceux équipant les avions commerciaux gros porteurs, l'étendue axiale de la chambre de combustion est en général telle que la bougie peut être disposée en amont et à distance des trous primaires. En revanche, dans les moteurs d'avions de taille modérée tels que ceux équipant certains avions d'affaires par exemple, l'étendue axiale plus limitée de la chambre de combustion peut conduire à un rapprochement entre la bougie et les trous primaires, au point qu'il faille prévoir dans le prolongement aval de la bougie une zone dépourvue de trou primaire au sein de la rangée circonférentielle de trous primaires. Dans certains cas, la bougie peut même intercepter la rangée de trous primaires. Malgré cette zone dépourvue de trous primaire, lorsque la bougie est proche de la rangée de trous primaires ou intercepte cette dernière, les trous primaires peuvent perturber la nappe de carburant et 4 d'air mélangés et pénaliser les performances de la chambre de combustion à l'allumage. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ce problème. Elle propose à cet effet une paroi de révolution pour chambre de combustion de turbomachine d'aéronef, comprenant une rangée circonférentielle de trous primaires, une rangée circonférentielle de trous de dilution formés en aval desdits trous primaires, ainsi qu'au moins un orifice de passage de bougie d'allumage formé en amont des trous de dilution. Selon l'invention, deux plans qui passent par un axe de révolution de ladite paroi, et qui sont tangents à l'orifice de passage de bougie, délimitent une région de ladite paroi qui est dépourvue de trou primaire. De plus, deux régions de ladite rangée circonférentielle d'orifices primaires, qui sont situées respectivement dans un prolongement vers l'amont de chaque premier trou de dilution rencontré en s'éloignant de chacun desdits plans le long de ladite rangée de trous de dilution dans une direction opposée à l'autre plan, sont également dépourvues de trou primaire. L'invention permet ainsi de ménager une zone dépourvue de trou primaire autour de l'orifice de passage de bougie. TECHNICAL FIELD The present invention relates to the field of turbomachines, such as aircraft turbomachines, and to the field of turbomachines, such as aircraft turbomachines, and more particularly relates to the annular combustion chambers of these turbomachines. 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 internal and radially external, 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. 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 holes, formed in the annular walls of the chamber around the primary zone of the latter. These primary holes are generally arranged in a circumferential row. 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 have second air inlet orifices, commonly called dilution holes. These dilution holes are generally also arranged in a circumferential row. A combustion chamber further comprises at least one spark plug for initiating the combustion of the mixture of air and fuel at the start of the turbomachine. This spark plug usually opens radially inwards within the combustion chamber through a spark plug orifice formed in the radially outer annular wall of the chamber, in the axis of a dedicated injection system. at the ignition or mid-circumferentially distance of two injection systems dedicated to ignition. This spark plug is arranged at a sufficient distance from the bottom wall of the chamber so that the layer of fuel from the injection system or systems dedicated to the ignition has had time to diffuse sufficiently before reaching the spark emitted by the spark plug to initiate a start of the turbomachine. In large aircraft engines such as those fitted to large commercial aircraft, the axial extent of the combustion chamber is generally such that the candle can be disposed upstream and away from the primary holes. On the other hand, in the engines of moderate size aircraft such as those equipping certain business jets for example, the more limited axial extent of the combustion chamber can lead to a connection between the candle and the primary holes, to the point it is necessary to provide in the downstream extension of the candle a zone devoid of primary hole within the circumferential row of primary holes. In some cases, the candle can even intercept the row of primary holes. Despite this zone devoid of primary holes, when the candle is close to the row of primary holes or intercepts the primary holes, the primary holes can disrupt the pool of fuel and 4 mixed air and penalize the performance of the combustion chamber to the 'ignition. DISCLOSURE OF THE INVENTION The invention aims in particular to provide a simple, economical and effective solution to this problem. It proposes for this purpose a revolution wall for an aircraft turbomachine combustion chamber, comprising a circumferential row of primary holes, a circumferential row of dilution holes formed downstream of said primary holes, as well as at least one through orifice. spark plug formed upstream of the dilution holes. According to the invention, two planes which pass through an axis of revolution of said wall, and which are tangent to the spark plug orifice, define a region of said wall which is devoid of primary hole. In addition, two regions of said circumferential array of primary orifices, which are located respectively in an upstream extension of each first dilution hole encountered away from each of said planes along said row of dilution holes in a direction opposite to the other plane, are also devoid of primary hole. The invention thus makes it possible to provide a zone devoid of primary hole around the candle passage opening.
Lorsque la paroi précitée équipe une chambre annulaire de combustion dans une turbomachine, l'invention permet ainsi de réduire les risques de perturbation de la nappe d'air et de carburant associée à la bougie d'allumage et donc d'améliorer les performances de la chambre de combustion en ce qui 5 concerne l'allumage de cette chambre. Les trous primaires sont de préférence alignés chacun avec un trou de dilution correspondant. Il en découle qu'en s'éloignant de chacun desdits plans dans la direction opposée à l'autre plan, chaque premier trou primaire rencontré est situé axialement dans le prolongement du deuxième trou de dilution rencontré. Préférentiellement, en s'éloignant de chacun desdits plans le long de la rangée de trous primaires dans une direction opposée à l'autre plan, chaque premier trou primaire rencontré est situé à une distance circonférentielle dudit plan qui est supérieure à l'écartement circonférentiel séparant ce premier trou primaire du deuxième trou primaire rencontré dans la même direction. Les autres trous primaires présentent de préférence un écartement ou pas circonférentiel constant, auquel cas la caractéristique ci-dessus signifie que l'écartement circonférentiel entre chaque premier trou primaire précité et le plan correspondant est supérieur au pas circonférentiel prévu entre les autres trous primaires. Préférentiellement, en s'éloignant de chacun desdits plans le long de la rangée de trous de dilution dans une direction opposée à l'autre plan, chaque premier trou de dilution rencontré présente une 6 superficie en section plus grande que la superficie en section du deuxième trou de dilution rencontré dans la même direction. De cette façon, chaque premier trou de dilution précité présente une superficie en section augmentée de manière à fournir un débit d'air injecté plus important et ainsi à compenser, au moins en partie, l'absence de trou primaire dans le prolongement vers l'amont de chaque premier trou de dilution précité. Dans un premier mode de réalisation préféré de l'invention, les trous primaires et de dilution sont de section circulaire. Dans un deuxième mode de réalisation préféré de l'invention, les trous primaires et de dilution sont de section circulaire excepté chaque premier trou de dilution précité, qui présente une section allongée selon la direction axiale. La forme allongée de chaque premier trou de dilution permet d'accroître la superficie en section de ce trou sans en accroître l'étendue circonférentielle, et donc sans réduction de l'écartement circonférentiel entre ce premier trou de dilution et le deuxième trou de dilution qui lui est adjacent. When the aforementioned wall equips an annular combustion chamber in a turbomachine, the invention thus makes it possible to reduce the risks of disturbance of the air and fuel layer associated with the spark plug and thus to improve the performance of the engine. combustion chamber with regard to the ignition of this chamber. The primary holes are preferably each aligned with a corresponding dilution hole. It follows that moving away from each of said planes in the opposite direction to the other plane, each first primary hole encountered is located axially in the extension of the second dilution hole encountered. Preferably, moving away from each of said planes along the row of primary holes in a direction opposite to the other plane, each first primary hole encountered is located at a circumferential distance from said plane which is greater than the circumferential gap separating this first primary hole of the second primary hole encountered in the same direction. The other primary holes preferably have a constant spacing or circumferential pitch, in which case the above feature means that the circumferential spacing between each aforementioned first primary hole and the corresponding plane is greater than the circumferential pitch provided between the other primary holes. Preferably, by moving away from each of said planes along the row of dilution holes in a direction opposite to the other plane, each first dilution hole encountered has a greater sectional area than the sectional area of the second. dilution hole encountered in the same direction. In this way, each aforementioned first dilution hole has an increased cross-sectional area so as to provide a larger injected air flow and thus compensate, at least in part, for the absence of a primary hole in the extension to the upstream of each first dilution hole mentioned above. In a first preferred embodiment of the invention, the primary and dilution holes are of circular section. In a second preferred embodiment of the invention, the primary and dilution holes are of circular section except for each first aforementioned dilution hole, which has an elongated section in the axial direction. The elongate shape of each first dilution hole makes it possible to increase the sectional area of this hole without increasing the circumferential extent thereof, and therefore without reducing the circumferential spacing between this first dilution hole and the second dilution hole which is adjacent to him.
Ceci présente notamment l'avantage de limiter les risques d'apparition de fissures de la paroi entre chaque premier trou de dilution précité et le deuxième trou de dilution correspondant. Dans ce cas, chaque premier trou de dilution précité présente de préférence une forme elliptique. 7 Chaque premier trou de dilution précité présente avantageusement une superficie en section sensiblement égale à la somme des superficies en section respectives du deuxième trou de dilution et du premier trou primaire correspondants. Cette configuration est particulièrement avantageuse dans les premier et deuxième modes de réalisation précités de l'invention. Ainsi, l'accroissement de la superficie en section de chaque premier trou de dilution précité peut en effet compenser au plus juste l'absence de trou primaire dans le prolongement vers l'amont de ce premier trou de dilution. Dans un troisième mode de réalisation préféré de l'invention, la paroi comprend deux trous additionnels qui sont disposés dans un prolongement vers l'aval, respectivement, de chaque premier trou de dilution précité. Ces trous additionnels sont destinés à améliorer la dilution du mélange d'air et de carburant au sein de la chambre de combustion équipée de la paroi précitée, et permettent de compenser en partie l'absence de trou primaire dans le prolongement vers l'amont de chaque premier trou de dilution précité. This has the particular advantage of limiting the risk of cracks appearing in the wall between each said first dilution hole and the second corresponding dilution hole. In this case, each first aforementioned dilution hole preferably has an elliptical shape. Each aforementioned first dilution hole advantageously has an area in section substantially equal to the sum of the respective cross-sectional areas of the second dilution hole and the corresponding first primary hole. This configuration is particularly advantageous in the first and second embodiments of the invention. Thus, the increase in the cross-sectional area of each first aforementioned dilution hole can in fact compensate as accurately as possible for the absence of a primary hole in the extension upstream of this first dilution hole. In a third preferred embodiment of the invention, the wall comprises two additional holes which are arranged in a downstream extension, respectively, of each first aforementioned dilution hole. These additional holes are intended to improve the dilution of the mixture of air and fuel within the combustion chamber equipped with the aforementioned wall, and make it possible to partially compensate for the absence of a primary hole in the upstream extension of each first dilution hole mentioned above.
Ces trous additionnels sont de préférence semblables à chaque deuxième trou de dilution précité. Dans le troisième mode de réalisation de l'invention, chaque premier trou de dilution précité présente avantageusement une superficie en section sensiblement égale à la superficie en section du premier trou primaire correspondant. 8 Ainsi, la superficie totale du premier trou de dilution précité et du trou additionnel disposé dans le prolongement de ce trou de dilution est égale à la superficie totale d'un trou primaire et d'un trou de dilution standard. Il faut comprendre par trou de dilution standard un trou semblable à chaque deuxième trou de dilution précité et, le cas échéant, à l'ensemble des autres trous de dilution. Cette configuration permet ainsi également de compenser au plus juste l'absence de trou primaire dans le prolongement vers l'amont de chaque premier trou de dilution précité. Dans le troisième mode de réalisation de l'invention, la rangée de trous de dilution est avantageusement dépourvue de trou de dilution entre lesdits plans tangents à l'orifice de passage de bougie d'allumage, auquel cas la paroi comprend de préférence un troisième trou additionnel formé entre les plans précités. These additional holes are preferably similar to each second dilution hole mentioned above. In the third embodiment of the invention, each first aforementioned dilution hole advantageously has a sectional area substantially equal to the cross-sectional area of the corresponding first primary hole. Thus, the total area of the aforementioned first dilution hole and the additional hole disposed in the extension of this dilution hole is equal to the total area of a primary hole and a standard dilution hole. A standard hole shall be understood to mean a hole similar to each second dilution hole mentioned above and, where applicable, to all other dilution holes. This configuration also makes it possible to compensate as accurately as possible for the absence of a primary hole in the extension upstream of each first aforementioned dilution hole. In the third embodiment of the invention, the row of dilution holes is advantageously devoid of dilution hole between said planes tangent to the spark plug passage orifice, in which case the wall preferably comprises a third hole. additional formed between the above plans.
Un tel troisième trou additionnel est donc formé axialement dans le prolongement de l'orifice de passage de bougie. Cette configuration permet de limiter le débit d'air injecté à proximité immédiate de la bougie, ce débit étant déjà augmenté du fait de la superficie accrue de chaque premier trou de dilution, sans réduire le débit global d'air destiné à la dilution du mélange d'air et de carburant. Le troisième trou additionnel est avantageusement de superficie en section supérieure ou égale à celle des deux trous additionnels précités. 9 Cette caractéristique est avantageuse lorsque la bougie et le troisième trou additionnel sont destinés à être agencés dans un plan passant par l'axe de la chambre de combustion et contenant l'axe d'un système d'injection équipant cette chambre de combustion. Il est en effet avantageux d'injecter un débit accru d'air de dilution dans l'axe de chaque système d'injection. D'une manière générale, la paroi précitée peut bien entendu comporter plusieurs orifices de passage de bougie d'allumage lorsque la chambre de combustion destinée à être équipée de cette paroi est prévue pour fonctionner avec plusieurs bougies. Dans ce cas, la configuration de trous primaires et de dilution, et le cas échéant, de trous additionnels, peut être reproduite au voisinage de chaque orifice de passage de bougie de la paroi. Il est à noter que les trous primaires précités sont de préférence semblables les uns aux autres. D'une manière analogue, lorsque la paroi ne comporte qu'un orifice de passage de bougie, les trous de dilution, rencontrés au-delà du deuxième trou de dilution en s'éloignant de chaque plan dans la direction opposée à l'autre plan, sont de préférence semblables à ce deuxième trou de dilution. L'invention concerne également une chambre annulaire de combustion pour turbomachine d'aéronef, comprenant une paroi annulaire de fond de chambre ainsi que deux parois de révolution coaxiales, respectivement interne et externe, raccordées à la paroi de fond de 10 chambre, et dont l'une au moins est une paroi du type décrit ci-dessus. La paroi précitée est avantageusement la paroi radialement externe de la chambre de combustion. Such additional third hole is thus formed axially in the extension of the candle passage opening. This configuration makes it possible to limit the flow of injected air in the immediate vicinity of the candle, this flow rate being already increased because of the increased surface area of each first dilution hole, without reducing the overall flow rate of air intended for dilution of the mixture. air and fuel. The third additional hole is advantageously of area in section greater than or equal to that of the two additional holes mentioned above. This feature is advantageous when the spark plug and the third additional hole are intended to be arranged in a plane passing through the axis of the combustion chamber and containing the axis of an injection system fitted to this combustion chamber. It is indeed advantageous to inject an increased flow of dilution air in the axis of each injection system. In general, the aforementioned wall may of course have a plurality of spark plug passage orifices when the combustion chamber intended to be equipped with this wall is designed to work with several spark plugs. In this case, the configuration of primary and dilution holes, and if necessary, additional holes, can be reproduced in the vicinity of each candle passage opening of the wall. It should be noted that the aforementioned primary holes are preferably similar to each other. Similarly, when the wall has only one candle port, the dilution holes, encountered past the second dilution hole away from each plane in the opposite direction to the other plane are preferably similar to this second dilution hole. The invention also relates to an annular combustion chamber for an aircraft turbomachine, comprising an annular bottom wall of chamber and two coaxial walls of revolution, respectively internal and external, connected to the bottom wall of chamber, and whose at least one is a wall of the type described above. The aforementioned wall is advantageously the radially outer wall of the combustion chamber.
Préférentiellement, l'écartement angulaire circonférentiel entre chaque premier trou de dilution précité et le deuxième trou de dilution correspondant est égal à l'écartement angulaire circonférentiel entre ledit deuxième trou de dilution et le troisième trou de dilution rencontré dans la même direction, et est égal au quart de l'écartement angulaire entre deux systèmes d'injection consécutifs montés dans ladite paroi de fond de chambre. Dans ce cas, les trous de dilution étant régulièrement répartis autour de l'axe de la chambre de combustion, hormis le cas échéant dans le voisinage de la bougie d'allumage précitée, le pas angulaire entre deux trous de dilution consécutifs est égal au quart du pas angulaire entre deux systèmes d'injection consécutifs. D'une manière générale, l'autre paroi de révolution de la chambre de combustion comporte avantageusement un agencement analogue de trous primaires, de trous de dilution, et le cas échéant de trous additionnels, en regard de la bougie d'allumage précitée. Cela permet de conserver une cohérence, selon la direction radiale, du profil d'air injecté par les trous primaires et de dilution des deux parois. Preferably, the circumferential angular spacing between each aforementioned first dilution hole and the corresponding second dilution hole is equal to the circumferential angular spacing between said second dilution hole and the third dilution hole encountered in the same direction, and is equal to at a quarter of the angular spacing between two consecutive injection systems mounted in said chamber bottom wall. In this case, the dilution holes being evenly distributed around the axis of the combustion chamber, except where appropriate in the vicinity of the aforementioned spark plug, the angular pitch between two consecutive dilution holes is equal to one quarter angular pitch between two consecutive injection systems. In general, the other wall of revolution of the combustion chamber advantageously comprises a similar arrangement of primary holes, dilution holes, and optionally additional holes, facing the aforementioned spark plug. This makes it possible to maintain coherence, in the radial direction, of the air profile injected by the primary and dilution holes of the two walls.
Bien entendu, les trous de cette autre paroi peuvent être plus rapprochés ou plus éloignés 11 circonférentiellement les uns des autres compte tenu des différences entre les diamètres respectifs des deux parois. L'invention concerne encore une turbomachine pour aéronef, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, 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 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'une turbomachine d'aéronef comprenant une chambre de combustion selon un premier mode de réalisation préféré de l'invention ; - la figure 2 est une vue schématique développée en plan d'une paroi radialement externe de la chambre de combustion de la figure 1 ; - la figure 3 est une vue schématique développée en plan d'une paroi radialement interne de la chambre de combustion de la figure 1 ; - la figure 4 est une vue schématique développée en plan d'une paroi radialement externe d'une chambre de combustion selon un deuxième mode de réalisation préféré de l'invention ; la figure 5 est une vue schématique développée en plan d'une paroi radialement externe d'une chambre de 12 combustion selon un troisième mode de réalisation préféré de l'invention. Dans l'ensemble de ces figures, des références identiques peuvent désigner des éléments identiques ou analogues. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PREFERES La figure 1 représente une partie d'une turbomachine 8, telle qu'un turboréacteur d'avion, et illustre plus particulièrement une partie d'une chambre annulaire de combustion 10 de cette turbomachine selon un premier mode de réalisation préféré de l'invention. D'une manière bien connue, la chambre de combustion 10 est agencée dans une enceinte 12 en aval d'un compresseur 14 de la turbomachine destiné à alimenter cette chambre en air sous pression. Dans l'exemple représenté, le compresseur 14 est du type centrifuge et débouche donc dans une région radialement externe de l'enceinte 12. La chambre de combustion est montée en amont d'une turbine de la turbomachine, destinée à entraîner en rotation le compresseur 14 précité sous l'effet de la poussée des gaz provenant de la chambre de combustion, cette turbine n'étant pas représentée sur la figure 1. Of course, the holes of this other wall may be closer together or further apart circumferentially from each other taking into account the differences between the respective diameters of the two walls. The invention also relates to an aircraft turbomachine, such as an airplane turbojet or turboprop, 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 is a partial schematic view in axial section of an aircraft turbine engine comprising a combustion chamber according to a first preferred embodiment of the invention; FIG. 2 is a diagrammatic plan view of a radially outer wall of the combustion chamber of FIG. 1; FIG. 3 is a diagrammatic plan view of a radially inner wall of the combustion chamber of FIG. 1; FIG. 4 is a diagrammatic plan view of a radially outer wall of a combustion chamber according to a second preferred embodiment of the invention; Figure 5 is a diagrammatic plan view of a radially outer wall of a combustion chamber according to a third preferred embodiment of the invention. In all of these figures, identical references may designate identical or similar elements. DETAILED DESCRIPTION OF PREFERRED EMBODIMENTS FIG. 1 represents a portion of a turbomachine 8, such as an airplane turbojet engine, and more particularly illustrates a part of an annular combustion chamber 10 of this turbomachine according to a first embodiment of FIG. preferred embodiment of the invention. In a well known manner, the combustion chamber 10 is arranged in an enclosure 12 downstream of a compressor 14 of the turbomachine for supplying this chamber with pressurized air. In the example shown, the compressor 14 is of the centrifugal type and thus opens into a radially outer region of the enclosure 12. The combustion chamber is mounted upstream of a turbine of the turbomachine, intended to drive the compressor in rotation. 14 above under the effect of the thrust of the gases from the combustion chamber, this turbine is not shown in Figure 1.
La chambre de combustion 10 comprend deux parois annulaires coaxiales, respectivement radialement interne 16 et radialement externe 18, qui s'étendent l'une à l'intérieur de l'autre autour de l'axe longitudinal 20 de la chambre de combustion. The combustion chamber 10 comprises two coaxial annular walls, respectively radially inner 16 and radially outer 18, which extend one inside the other around the longitudinal axis 20 of the combustion chamber.
Ces deux parois annulaires 16 et 18 sont fixées en aval à des carters 22 et 24 de la chambre 13 respectivement, et sont reliées l'une à l'autre à leur extrémité amont par une paroi annulaire de fond de chambre 26, de manière connue. La paroi annulaire de fond de chambre 26 comporte une rangée annulaire d'orifices régulièrement répartis autour de l'axe 20 de la chambre de combustion, et dans lesquels sont montés des systèmes d'injection 28 associés à une rangée annulaire d'injecteurs de carburant 30 et conçus pour délivrer dans la chambre de combustion 10 de l'air issu du compresseur 14 et du carburant issu des injecteurs 30. Chacune des parois annulaires 16 et 18 comporte deux rangées circonférentielles d'orifices d'entrée d'air 32 et 34 de section circulaire, destinés à l'injection dans la chambre de combustion d'une partie 36 du flux d'air 38 provenant du compresseur 14. En fonctionnement, cette partie 36 du flux d'air 38 peut atteindre les orifices d'entrée d'air 32 et 34 en circulant vers l'aval dans un espace annulaire de contournement 40 ménagé entre les parois annulaires 16 et 18 de la chambre de combustion d'une part, et les carters correspondants 22 et 24 de cette chambre d'autre part. Une première de ces rangées d'orifices est formée autour d'une région amont 42 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 32 de cette première rangée sont pour cette raison couramment appelés trous primaires. 14 La deuxième rangée d'orifices est formée en aval autour d'une région 44 de la chambre couramment appelée zone de dilution, dans laquelle les gaz de combustion sont dilués et refroidis. Les orifices 34 de cette deuxième rangée sont pour cette raison couramment appelés trous de dilution. Dans l'exemple illustré sur les figures, l'écartement angulaire 45 entre deux trous de dilution 34 consécutifs autour de l'axe 20 de la chambre de combustion est égal au quart de l'écartement angulaire entre deux systèmes d'injection 28 consécutifs équipant la paroi de fond de chambre 26. La turbomachine 8 comprend en outre une bougie d'allumage 46 débouchant dans la zone primaire 42 de la chambre de combustion au travers d'un orifice de passage de bougie 48 ménagé dans la paroi radialement externe 18 de cette chambre de combustion. Cette bougie 46 est centrée par rapport à un plan contenant l'axe 20 de la chambre de combustion et l'axe 50 de l'un des systèmes d'injection 28, ledit plan correspondant au plan de la figure 1. Comme l'illustre la figure 2, l'orifice 48 de passage de bougie d'allumage présente un axe 52 faiblement décalé vers l'amont par rapport à la ligne circonférentielle 54 sur laquelle sont alignés les trous primaires 32 de sorte que l'orifice de passage de bougie 48 intercepte la rangée circonférentielle de trous primaires 32. De ce fait, les deux plans 56 et 58, qui 30 passent par l'axe 20 de la chambre de combustion 10 et qui sont tangents à l'orifice de passage de bougie 48, 15 délimitent une zone 60 de la paroi 18 qui est dépourvue de trou primaire. De plus, afin de limiter les perturbations de la nappe d'air et de carburant au voisinage de la bougie 46, deux régions 62 de la rangée de trous primaires 32, définies circonférentiellement de part et d'autre de l'orifice de passage de bougie 48, sont également dépourvues de trou primaire. Plus précisément, les trous primaires 32 sont agencés de telle sorte que lorsqu'on s'éloigne du plan 56 le long de la rangée de trous primaires 32 dans une direction 64 opposée au plan 58, le premier trou primaire 66 rencontré est situé à une distance circonférentielle 68 dudit plan 56 qui est supérieure à l'écartement circonférentiel 70 séparant ce premier trou primaire 66 du deuxième trou primaire 72 rencontré dans ladite direction 64. De la même manière, lorsqu'on s'éloigne du plan 58 le long de la rangée de trous primaires 32 dans une direction 74 opposée au plan 56, le premier trou primaire 66 rencontré est situé à une distance circonférentielle dudit plan 58 qui est supérieure à l'écartement circonférentiel séparant ce premier trou primaire 66 du deuxième trou primaire 72 rencontré dans ladite direction 64. De plus, l'une des régions 62 précitées est définie dans un prolongement vers l'amont par rapport au premier trou de dilution 76 rencontré lorsqu'on s'éloigne du plan 56 le long de la rangée de trous de dilution 34 dans la direction 64 opposée au plan 58. L'autre région 62 est définie dans un prolongement vers 16 l'amont par rapport au premier trou de dilution 76, rencontré lorsqu'on s'éloigne du plan 58 le long de la rangée de trous de dilution 34 dans la direction 74 opposée au plan 56. These two annular walls 16 and 18 are attached downstream to housings 22 and 24 of the chamber 13 respectively, and are connected to each other at their upstream end by an annular bottom wall of chamber 26, in a known manner . The annular bottom wall of chamber 26 comprises an annular row of orifices regularly distributed around the axis 20 of the combustion chamber, and in which injection systems 28 are mounted associated with an annular row of fuel injectors. 30 and designed to deliver into the combustion chamber 10 the air from the compressor 14 and the fuel from the injectors 30. Each of the annular walls 16 and 18 has two circumferential rows of air inlets 32 and 34 of circular section, for injection into the combustion chamber of a portion 36 of the air flow 38 from the compressor 14. In operation, this portion 36 of the air flow 38 can reach the inlet ports of the air 32 and 34 flowing downstream in an annular circumferential space 40 formed between the annular walls 16 and 18 of the combustion chamber on the one hand, and the corresponding housings 22 and 24 of this chamber on the other hand . A first of these rows of orifices is formed around an upstream region 42 of the combustion chamber, commonly called the primary zone, in which the combustion reactions of the air and fuel mixture take place. The orifices 32 of this first row are for this reason commonly called primary holes. The second row of orifices is formed downstream around a region 44 of the chamber commonly called the dilution zone, in which the combustion gases are diluted and cooled. The orifices 34 of this second row are for this reason commonly called dilution holes. In the example illustrated in the figures, the angular spacing 45 between two consecutive dilution holes 34 around the axis 20 of the combustion chamber is equal to a quarter of the angular spacing between two consecutive injection systems 28 equipping the chamber bottom wall 26. The turbomachine 8 further comprises a spark plug 46 opening into the primary zone 42 of the combustion chamber through a spark plug orifice 48 formed in the radially outer wall 18 of the this combustion chamber. This spark plug 46 is centered with respect to a plane containing the axis 20 of the combustion chamber and the axis 50 of one of the injection systems 28, said plane corresponding to the plane of FIG. 2, the spark plug passage orifice 48 has an axis 52 slightly offset upstream with respect to the circumferential line 54 on which the primary holes 32 are aligned so that the candle passage opening 48 intercepts the circumferential row of primary holes 32. As a result, the two planes 56 and 58, which pass through the axis 20 of the combustion chamber 10 and are tangent to the spark plug orifice 48, define an area 60 of the wall 18 which is devoid of primary hole. In addition, in order to limit the disturbances of the air and fuel plume in the vicinity of the spark plug 46, two regions 62 of the row of primary holes 32, defined circumferentially on either side of the passage hole of candle 48, are also devoid of primary hole. More specifically, the primary holes 32 are arranged such that when one moves away from the plane 56 along the row of primary holes 32 in a direction 64 opposite the plane 58, the first primary hole 66 encountered is located at a distance from the plane 56. circumferential distance 68 of said plane 56 which is greater than the circumferential gap 70 separating said first primary hole 66 from the second primary hole 72 encountered in said direction 64. In the same way, when moving away from the plane 58 along the row of primary holes 32 in a direction 74 opposite the plane 56, the first primary hole 66 encountered is located at a circumferential distance from said plane 58 which is greater than the circumferential spacing separating this first primary hole 66 from the second primary hole 72 encountered in said direction 64. In addition, one of the aforementioned regions 62 is defined in an extension upstream with respect to the first dilution hole 76 encountered when moving away from the plane 56 along the row of dilution holes 34 in the direction 64 opposite to the plane 58. The other region 62 is defined in an extension towards the upstream side with respect to the first dilution hole 76, encountered when moving away from the plane 58 along the row of dilution holes 34 in the direction 74 opposite the plane 56.
Par ailleurs, afin de compenser le déficit en air dû à l'absence de trou primaire dans la zone 62 précitée, le premier trou de dilution 76, rencontré lorsqu'on s'éloigne du plan 56 le long de la rangée de trous de dilution 34 dans la direction 64 opposée au plan 58, présente un diamètre Dl supérieur au diamètre D2 du deuxième trou de dilution 78 rencontré dans la direction 64 précitée. De la même manière, le premier trou de dilution 76, rencontré lorsqu'on s'éloigne du plan 58 le long de la rangée de trous de dilution 34 dans la direction 74 opposée au plan 56, présente un diamètre supérieur au diamètre du deuxième trou de dilution 78 rencontré dans la direction 74 précitée. En particulier, le diamètre Dl du premier trou de dilution 76, le diamètre D2 du deuxième trou de dilution 78, et le diamètre D3 du premier trou primaire 66 précité, sont choisis de sorte que la superficie en section du premier trou de dilution 76 soit sensiblement égale à la somme des superficies en section respectives du deuxième trou de dilution 78 et du premier trou primaire 66. De cette manière, le débit d'air injecté par le premier trou de dilution 76 précité est sensiblement égal au débit d'air qui serait injecté si ce premier trou 76 était un trou standard semblable au deuxième trou de dilution 78 et si la rangée de trous 17 primaires 32 comprenait, en amont du premier trou de dilution 76, un trou primaire standard semblable aux trous primaires 66 et 72 précités. On remarquera que les trous de dilution situés au-delà des deuxièmes trous 78 précités sont tous semblables à ces trous 78 de sorte que ces deuxièmes trous de dilution peuvent être qualifiés de trous de dilution standards. Il est à noter que le premier trou primaire 66 rencontré en s'éloignant de chaque plan 56, 58 est sensiblement aligné avec le deuxième trou de dilution 78 précité. Il est également à noter que le trou de dilution 80 situé entre les deux plans 56 et 58 présente un diamètre D4 supérieur au diamètre D2 des trous de dilution standards, mais inférieur au diamètre D3 des trous primaires 32. On remarquera aussi que lorsque, comme dans l'exemple décrit ci-dessus, la bougie 46 est centrée par rapport à un plan contenant l'axe 20 de la chambre de combustion et l'axe 50 de l'un des systèmes d'injection 28, et que l'écartement angulaire 45 entre deux trous de dilution 34 consécutifs autour de l'axe 20 est égal au quart de l'écartement angulaire entre deux systèmes d'injection 28 consécutifs, chaque premier orifice primaire 66 précité est centré par rapport à un plan situé angulairement à mi-distance entre deux systèmes d'injection consécutifs. Par ailleurs, comme l'illustre la figure 3, la paroi radialement interne 16 de la chambre de combustion ne comporte pas d'orifice de passage de 18 bougie mais comporte, en regard de la bougie 46, une configuration de trous primaires 32 et de dilution 34 analogue à la configuration des trous de la paroi radialement externe 18 décrite ci-dessus, relativement au plans 56 et 58 tangents à l'orifice de passage de bougie 48 de la paroi radialement externe 18. En particulier, dans l'alignement radial de la bougie 46, la paroi interne 16 comporte une zone 60 dépourvue de trou primaire définie entre les plans 56 et 58 tangents à l'orifice de passage de bougie 48 de la paroi radialement externe 18. En variante, cette paroi interne 16 peut comporter un trou primaire dans l'alignement radial de la bougie 46. Moreover, in order to compensate for the air deficit due to the absence of a primary hole in the aforementioned zone 62, the first dilution hole 76, encountered when moving away from the plane 56 along the row of dilution holes 34 in the direction 64 opposite the plane 58, has a diameter Dl greater than the diameter D2 of the second dilution hole 78 encountered in the aforementioned direction 64. In the same way, the first dilution hole 76, encountered when moving away from the plane 58 along the row of dilution holes 34 in the direction 74 opposite the plane 56, has a diameter greater than the diameter of the second hole of dilution 78 encountered in the aforementioned direction 74. In particular, the diameter D1 of the first dilution hole 76, the diameter D2 of the second dilution hole 78, and the diameter D3 of the first primary hole 66 mentioned above are chosen so that the cross-sectional area of the first dilution hole 76 is substantially equal to the sum of the respective cross-sectional areas of the second dilution hole 78 and the first primary hole 66. In this way, the air flow injected by the first dilution hole 76 above is substantially equal to the air flow rate which would be injected if this first hole 76 were a standard hole similar to the second dilution hole 78 and if the row of primary holes 32 included, upstream of the first dilution hole 76, a standard primary hole similar to the aforementioned primary holes 66 and 72 . It will be noted that the dilution holes located beyond the second holes 78 above are all similar to these holes 78 so that these second dilution holes may be called standard dilution holes. It should be noted that the first primary hole 66 encountered while moving away from each plane 56, 58 is substantially aligned with the second dilution hole 78 mentioned above. It should also be noted that the dilution hole 80 located between the two planes 56 and 58 has a diameter D4 greater than the diameter D2 of the standard dilution holes, but less than the diameter D3 of the primary holes 32. It will also be noted that when, as in the example described above, the spark plug 46 is centered with respect to a plane containing the axis 20 of the combustion chamber and the axis 50 of one of the injection systems 28, and that the spacing angular 45 between two consecutive dilution holes 34 about the axis 20 is equal to a quarter of the angular spacing between two consecutive injection systems 28, each first primary orifice 66 above is centered relative to a plane located angularly midway -distance between two consecutive injection systems. Furthermore, as illustrated in FIG. 3, the radially internal wall 16 of the combustion chamber does not have a spark plug orifice but, opposite the spark plug 46, has a configuration of primary holes 32 and dilution 34 similar to the configuration of the holes of the radially outer wall 18 described above, relative to the planes 56 and 58 tangent to the spark plug orifice 48 of the radially outer wall 18. In particular, in the radial alignment of the spark plug 46, the inner wall 16 comprises a zone 60 devoid of primary hole defined between the planes 56 and 58 tangent to the spark plug orifice 48 of the radially outer wall 18. In a variant, this inner wall 16 may comprise a primary hole in the radial alignment of the spark plug 46.
Dans les deux cas, les autres trous environnants, en particulier le premier trou primaire 66 et les deux premiers trous de dilution 76 et 78, sont configurés d'une manière analogue aux trous de la paroi radialement externe 18 décrits ci-dessus. In both cases, the other surrounding holes, in particular the first primary hole 66 and the first two dilution holes 76 and 78, are configured in a similar manner to the holes in the radially outer wall 18 described above.
La similitude des parois interne 16 et externe 18 permet de conserver une cohérence, selon la direction radiale, du profil d'air injecté par les trous primaires et de dilution des deux parois 16 et 18. The similarity of the inner 16 and outer 18 walls makes it possible to maintain coherence, in the radial direction, of the air profile injected by the primary and dilution holes of the two walls 16 and 18.
Bien entendu, les trous de la paroi interne 16 peuvent être plus rapprochés les uns des autres compte tenu du diamètre plus petit de cette paroi interne 16. La figure 4 illustre une paroi radialement externe 18 qui fait partie d'une chambre annulaire de combustion 10 de turbomachine selon un deuxième mode de 19 réalisation préféré de l'invention, dont les autres caractéristiques sont semblables à celles de la chambre de combustion des figures 1 à 3. La paroi 18, selon ce deuxième mode de réalisation, diffère de la paroi 18 de la figure 2 du fait que chaque premier trou de dilution 76, rencontré en s'éloignant du plan 56, respectivement 58, dans la direction 64, respectivement 74, présente une forme elliptique allongée selon la direction axiale, c'est-à- dire avec un grand axe 82 parallèle à un plan passant par l'axe 20 de la chambre de combustion. De plus, l'étendue circonférentielle B de chaque premier trou de dilution 76 précité est sensiblement égale au diamètre D3 de chaque premier trou primaire 66 rencontré en s'éloignant du plan 56, respectivement 58, dans la direction 64, respectivement 74. La forme elliptique de chaque premier trou de dilution 76 précité permet d'accroître la superficie en section de cet orifice sans réduire l'écartement circonférentiel entre cet orifice et le deuxième trou de dilution 78 correspondant. Bien entendu, comme dans le cas de la chambre de combustion des figures 1 à 3, la paroi radialement interne 16 de la chambre de combustion de la figure 4 peut présenter une configuration de trous primaires et de dilution analogue à celle de sa paroi radialement externe 18. La figure 5 illustre une paroi radialement externe 18 qui fait partie d'une chambre annulaire de combustion 10 de turbomachine selon un troisième mode 20 de réalisation préféré de l'invention, dont les autres caractéristiques sont semblables à celles de la chambre de combustion des figures 1 à 3. La paroi 18, selon ce troisième mode de réalisation, diffère de la paroi radialement externe 18 de la figure 2 du fait que chaque premier trou de dilution 76 est ici semblable aux trous primaires 32, et du fait qu'elle comporte deux trous additionnels 84 qui sont agencés dans le prolongement vers l'aval, respectivement, de chaque premier trou de dilution 76. Ces trous additionnels 84 sont semblables aux trous de dilution standards, c'est-à-dire aux deuxièmes trous de dilution 78 et aux trous de dilution 34 subséquents. Dans l'exemple représenté, chaque trou additionnel 84 est aligné avec le premier trou de dilution 76 correspondant. De plus, la rangée de trous de dilution 34 est dépourvue de trou de dilution entre les deux plans 56 et 58, et la paroi 18 comporte un troisième trou additionnel 86 formé entre les plans 56 et 58, et donc entre les deux trous additionnels 84 précités, axialement dans le prolongement de l'orifice 48 de passage de bougie. Ce troisième trou additionnel est semblable au trou de dilution 80 de la figure 2 situé entre les deux plans 56 et 58 et présente donc un diamètre D4 supérieur au diamètre D2 des trous de dilution standards, mais inférieur au diamètre D3 des trous primaires 32. Of course, the holes in the inner wall 16 may be closer to one another, given the smaller diameter of this inner wall 16. FIG. 4 illustrates a radially outer wall 18 which forms part of an annular combustion chamber 10 A turbomachine according to a second preferred embodiment of the invention, the other characteristics of which are similar to those of the combustion chamber of FIGS. 1 to 3. The wall 18, according to this second embodiment, differs from the wall 18. of FIG. 2 because each first dilution hole 76, encountered away from the plane 56, respectively 58, in the direction 64, respectively 74, has an elliptical shape elongated in the axial direction, that is, say with a major axis 82 parallel to a plane passing through the axis 20 of the combustion chamber. In addition, the circumferential extent B of each said first dilution hole 76 is substantially equal to the diameter D3 of each first primary hole 66 encountered while moving away from the plane 56, respectively 58, in the direction 64, respectively 74. The shape The elliptical portion of each said first dilution hole 76 makes it possible to increase the cross-sectional area of this orifice without reducing the circumferential spacing between this orifice and the corresponding second dilution hole 78. Of course, as in the case of the combustion chamber of FIGS. 1 to 3, the radially inner wall 16 of the combustion chamber of FIG. 4 may have a configuration of primary and dilution holes similar to that of its radially external wall. 18. FIG. 5 illustrates a radially outer wall 18 which is part of an annular turbomachine combustion chamber 10 according to a third preferred embodiment of the invention, the other characteristics of which are similar to those of the combustion chamber. FIGS. 1 to 3. The wall 18, according to this third embodiment, differs from the radially outer wall 18 of FIG. 2 in that each first dilution hole 76 is here similar to the primary holes 32, and because it has two additional holes 84 which are arranged in the downstream extension, respectively, of each first dilution hole 76. These additional holes 84 are similar to the holes standard dilutions, that is, the second dilution holes 78 and the subsequent dilution holes 34. In the example shown, each additional hole 84 is aligned with the corresponding first dilution hole 76. In addition, the row of dilution holes 34 is devoid of dilution hole between the two planes 56 and 58, and the wall 18 has a third additional hole 86 formed between the planes 56 and 58, and therefore between the two additional holes 84 above, axially in the extension of the orifice 48 of candle passage. This third additional hole is similar to the dilution hole 80 of FIG. 2 situated between the two planes 56 and 58 and therefore has a diameter D4 greater than the diameter D2 of the standard dilution holes, but less than the diameter D3 of the primary holes 32.
L'absence de trou de dilution entre les plans 56 et 58 permet de limiter le débit d'air injecté 21 au niveau de la rangée circonférentielle de trous de dilution 34 à proximité de la bougie 46. La présence des trous additionnels permet de compenser ce déficit d'air injecté par une injection d'air additionnelle en aval de la rangée de trous de dilution 34. On notera que l'écartement angulaire circonférentiel 88 entre chaque premier trou de dilution 76 et le deuxième trou de dilution 78 correspondant est égal à l'écartement angulaire circonférentiel 90 entre ce deuxième trou de dilution 78 et le troisième trou de dilution 92 rencontré dans la même direction 64 ou 74, et est égal au quart de l'écartement angulaire entre deux systèmes d'injection 28 consécutifs, comme dans le cas des parois illustrées sur les figures 2 et 4. Bien entendu, comme dans le cas de la chambre de combustion des figures 1 à 3, la paroi radialement interne 16 de la chambre de combustion de la figure 5 peut présenter une configuration de trous primaires et de dilution analogue à celle de sa paroi radialement externe 18. D'une manière générale, les modes de réalisation décrits ci-dessus concernent une chambre de combustion comportant une bougie d'allumage centrée par rapport à un plan contenant l'axe 20 de la chambre de combustion et l'axe 50 de l'un des systèmes d'injection 28. En variante, la bougie 46 peut toutefois être agencée différemment, et peut par exemple être centrée par rapport à un plan situé angulairement à mi-distance de deux systèmes d'injection consécutifs.The absence of a dilution hole between the planes 56 and 58 makes it possible to limit the flow rate of the injected air 21 at the circumferential row of dilution holes 34 near the spark plug 46. The presence of the additional holes makes it possible to compensate for this. air deficit injected by an additional air injection downstream of the row of dilution holes 34. It will be noted that the circumferential angular spacing 88 between each first dilution hole 76 and the corresponding second dilution hole 78 is equal to the circumferential angular spacing 90 between this second dilution hole 78 and the third dilution hole 92 encountered in the same direction 64 or 74, and is equal to a quarter of the angular spacing between two consecutive injection systems 28, as in FIG. the case of the walls illustrated in Figures 2 and 4. Of course, as in the case of the combustion chamber of Figures 1 to 3, the radially inner wall 16 of the combustion chamber of FIG. 5 may have a configuration of primary and dilution holes similar to that of its radially outer wall 18. In general, the embodiments described above relate to a combustion chamber comprising a spark plug centered by relative to a plane containing the axis 20 of the combustion chamber and the axis 50 of one of the injection systems 28. Alternatively, the spark plug 46 may however be arranged differently, and may for example be centered relative to at a plane located angularly midway between two consecutive injection systems.
22 Dans ce cas, lorsque l'écartement angulaire 45 entre deux trous de dilution 34 consécutifs autour de l'axe 20 est égal au quart de l'écartement angulaire entre deux systèmes d'injection 28 consécutifs, chaque premier orifice primaire 66 précité est centré par rapport à un plan contenant l'axe 20 de la chambre de combustion et l'axe 50 de l'un des systèmes d'injection 28. D'autres configurations sont toutefois possibles sans sortir du cadre de l'invention. Ainsi, les trous primaires peuvent ne pas être alignés par rapport aux trous de dilution. Par ailleurs, dans les exemples décrits ci- dessus, l'orifice de passage de bougie 48 intercepte la 15 rangée de trous primaires 32. Cette situation s'observe dans certains moteurs d'avion particulièrement compacts. L'invention s'applique toutefois également aux moteurs dans lesquels l'orifice de passage de 20 bougie 48 est localisé en amont de la rangée de trous primaires 32 sans intercepter cette dernière. Lorsque l'éloignement axial entre la bougie 46 et les trous primaires n'est pas suffisant, l'invention trouve en effet tout son intérêt pour limiter les perturbations 25 de la nappe d'air et de carburant induites par l'air injecté par les trous primaires 32. 30 In this case, when the angular spacing 45 between two consecutive dilution holes 34 about the axis 20 is equal to a quarter of the angular spacing between two consecutive injection systems 28, each first primary orifice 66 mentioned above is centered. relative to a plane containing the axis 20 of the combustion chamber and the axis 50 of one of the injection systems 28. Other configurations are however possible without departing from the scope of the invention. Thus, the primary holes may not be aligned with the dilution holes. On the other hand, in the examples described above, the spark plug port 48 intercepts the row of primary holes 32. This situation is observed in some particularly compact aircraft engines. The invention, however, also applies to engines in which the spark plug orifice 48 is located upstream of the row of primary holes 32 without intercepting the latter. When the axial distance between the spark plug 46 and the primary holes is not sufficient, the invention indeed finds all its interest in limiting the disturbances 25 of the air and fuel layer induced by the air injected by the primary holes 32. 30
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102018222897A1 (en) * | 2018-12-21 | 2020-06-25 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Combustion chamber assembly with adapted mixed air holes |
| US10816202B2 (en) | 2017-11-28 | 2020-10-27 | General Electric Company | Combustor liner for a gas turbine engine and an associated method thereof |
| US11181269B2 (en) | 2018-11-15 | 2021-11-23 | General Electric Company | Involute trapped vortex combustor assembly |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB588086A (en) * | 1943-04-01 | 1947-05-14 | Power Jets Ltd | Improvements relating to combustion apparatus |
| GB637223A (en) * | 1946-01-29 | 1950-05-17 | Gen Electric | Improvements in and relating to combustion units particularly for use in gas turbinesystems |
| US6101814A (en) * | 1999-04-15 | 2000-08-15 | United Technologies Corporation | Low emissions can combustor with dilution hole arrangement for a turbine engine |
| US20090084110A1 (en) * | 2007-09-28 | 2009-04-02 | Honeywell International, Inc. | Combustor systems with liners having improved cooling hole patterns |
-
2011
- 2011-03-30 FR FR1152646A patent/FR2973479B1/en active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB588086A (en) * | 1943-04-01 | 1947-05-14 | Power Jets Ltd | Improvements relating to combustion apparatus |
| GB637223A (en) * | 1946-01-29 | 1950-05-17 | Gen Electric | Improvements in and relating to combustion units particularly for use in gas turbinesystems |
| US6101814A (en) * | 1999-04-15 | 2000-08-15 | United Technologies Corporation | Low emissions can combustor with dilution hole arrangement for a turbine engine |
| US20090084110A1 (en) * | 2007-09-28 | 2009-04-02 | Honeywell International, Inc. | Combustor systems with liners having improved cooling hole patterns |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10816202B2 (en) | 2017-11-28 | 2020-10-27 | General Electric Company | Combustor liner for a gas turbine engine and an associated method thereof |
| US11415321B2 (en) | 2017-11-28 | 2022-08-16 | General Electric Company | Combustor liner for a gas turbine engine and an associated method thereof |
| US11181269B2 (en) | 2018-11-15 | 2021-11-23 | General Electric Company | Involute trapped vortex combustor assembly |
| DE102018222897A1 (en) * | 2018-12-21 | 2020-06-25 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Combustion chamber assembly with adapted mixed air holes |
| US11073072B2 (en) | 2018-12-21 | 2021-07-27 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Combustion chamber assembly with adapted mixed air holes |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2973479B1 (en) | 2013-05-10 |
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