FR3019216A1

FR3019216A1 - TURBOMACHINE COMBUSTION CHAMBER BOTTOM DEFLECTOR HAVING GROOVES OVER THE PERIOD OF A CENTRAL OPENING

Info

Publication number: FR3019216A1
Application number: FR1452817A
Authority: FR
Inventors: Romain Nicolas Lunel; Denis Jean Maurice Sandelis
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2014-03-31
Filing date: 2014-03-31
Publication date: 2015-10-02
Anticipated expiration: 2034-03-31
Also published as: FR3019216B1

Abstract

L'objet principal de l'invention est un déflecteur (1) de fond de chambre de combustion d'une turbomachine, comportant deux bords radiaux (3a, 3b), deux bords transversaux (4a, 4b) et une ouverture centrale (2) pour le passage d'un système d'injection de la chambre de combustion, caractérisé en ce que le pourtour (2a) de l'ouverture centrale (2) comporte une pluralité de rainures (5) configurées pour imprimer un mouvement de convection rotative à l'air alimentant l'ouverture centrale (2) afin de refroidir le déflecteur (1).The main object of the invention is a baffle (1) of combustion chamber bottom of a turbomachine, comprising two radial edges (3a, 3b), two transverse edges (4a, 4b) and a central opening (2). for the passage of an injection system of the combustion chamber, characterized in that the periphery (2a) of the central opening (2) has a plurality of grooves (5) configured to print a rotary convection movement to the air supplying the central opening (2) to cool the deflector (1).

Description

DEFLECTEUR DE FOND DE CHAMBRE DE COMBUSTION D'UNE TURBOMACHINE COMPORTANT DES RAINURES SUR LE POURTOUR D'UNE OUVERTURE CENTRALE DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine général des chambres de combustion équipant les turbomachines, et plus particulièrement au domaine des déflecteurs de fond de chambre situés dans de telles chambres de combustion. L'invention s'applique à tout type de turbomachines terrestres ou aéronautiques, et notamment aux turbomachines d'aéronef telles que les turboréacteurs et les turbopropulseurs. Elle concerne plus précisément un déflecteur de fond de chambre de combustion d'une turbomachine, une chambre de combustion de turbomachine comportant un tel déflecteur, ainsi qu'une turbomachine comportant une telle chambre de combustion. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Une chambre de combustion 11 conventionnelle divergente d'une turbomachine 10 est illustrée, en coupe axiale, sur la figure 1. La chambre de combustion 11 est logée dans une chambre de diffusion 12 qui est un espace annulaire défini entre un carter externe 13 et un carter interne 14. La chambre de combustion 11 comporte deux parois concentriques, formées par une virole interne 15 et une virole externe 16 délimitant un tube à flamme (ou foyer) annulaire. Ces viroles interne 15 et externe 16 sont coaxiales et sensiblement coniques, et s'évasent de l'amont vers l'aval. De plus, les viroles interne 15 et externe 16 de la chambre de combustion 11 sont reliées entre elles vers l'amont de la chambre de combustion 11 par un fond de chambre 17. Le fond de chambre 17 se présente sous la forme d'une pièce annulaire tronconique, s'étendant entre deux plans sensiblement transversaux en s'évasant de l'amont vers l'aval. Le fond de chambre 17 est en outre traversé par des systèmes d'injection 18 à travers lesquels passent des injecteurs 19 qui introduisent du carburant à l'extrémité amont de la chambre de combustion 11 où se déroulent les réactions de combustion. En outre, une tuyère 20 de compresseur fournit l'air comprimé servant au fonctionnement de la turbomachine 10 en alimentant la chambre de diffusion 12 dans laquelle le tube à flamme constituant la chambre de combustion 11 est plongé. Les conduits d'alimentation traversent la chambre de diffusion 12 et aboutissent à des systèmes de pompage de carburant 21 à l'extérieur de la vanne d'écoulement. Les réactions de combustion qui se produisent dans la chambre de combustion 11 ont pour effet de faire rayonner de la chaleur de l'aval vers l'amont en direction du fond de chambre 17. Ainsi, en fonctionnement, le fond de chambre 11 est soumis à de fortes températures. Afin de le protéger, des écrans thermiques sectorisés, encore appelés déflecteurs 1, sont interposés entre le foyer et les parois du fond de chambre 17, comme on peut le voir sur la figure 1. On a par ailleurs représenté sur la figure 2, en perspective, un exemple d'un tel déflecteur 1 utilisé pour la protection thermique de la paroi du fond 17 de chambre de combustion 11 de la turbomachine 10. Le déflecteur 1 se présente sous la forme d'une plaque sensiblement plane fixée par brasage sur le fond de chambre 17 avec une ouverture centrale 2 pour le passage d'un système d'injection 18. Il comporte deux murets latéraux (ou nervures) 3a, 3b le long des bords radiaux pour le rigidifier, tournés vers la paroi du fond de chambre 17, et deux languettes 4a, 4b de guidage d'air le long des bords transversaux, tournées vers le foyer et ménageant un espace avec les viroles interne 15 et externe 16 de la chambre de combustion 11. Le nombre de déflecteurs 1 dans la chambre de combustion 11 est identique au nombre de systèmes d'injection 18. Les déflecteurs 1 sont refroidis par les impacts de jets d'air de refroidissement pénétrant dans la chambre de combustion 11 à travers des orifices de refroidissement 22 percés dans le fond de chambre 17. En particulier, les orifices de refroidissement 22 peuvent être obtenus par une multi-perforation du fond de chambre 17, par exemple de maille triangulaire ou trapézoïdale. L'air formant ces jets, s'écoulant de l'amont vers l'aval, et guidé par des carénages de chambre 23, traverse le fond de chambre 17 à travers les orifices de refroidissement 22, et vient impacter la face amont des déflecteurs 1. L'air est ensuite guidé radialement vers l'intérieur et l'extérieur du foyer pour initier le film de refroidissement 24a de la virole interne 15 et le film de refroidissement 24b de la virole externe 16. Ce guidage le long des déflecteurs 1 est assuré par les murets latéraux 3a, 3b orientés radialement.BACKGROUND OF THE INVENTION The present invention relates to the general field of combustion chambers fitted to turbomachines, and more particularly to the field of bottom deflectors. BACKGROUND OF THE INVENTION chambers located in such combustion chambers. The invention applies to all types of land or aeronautical turbomachines, and in particular to aircraft turbomachines such as turbojets and turboprops. It relates more specifically to a turbomachine combustion chamber bottom deflector, a turbomachine combustion chamber comprising such a deflector, and a turbomachine comprising such a combustion chamber. STATE OF THE PRIOR ART A conventional combustion chamber 11 diverging from a turbomachine 10 is illustrated, in axial section, in FIG. 1. The combustion chamber 11 is housed in a diffusion chamber 12 which is an annular space defined between a outer casing 13 and an inner casing 14. The combustion chamber 11 comprises two concentric walls, formed by an inner ring 15 and an outer ring 16 defining an annular flame tube (or hearth). These inner and outer rings 15 15 are coaxial and substantially conical, and flare from upstream to downstream. In addition, the inner and outer rings 15 of the combustion chamber 11 are connected to each other upstream of the combustion chamber 11 by a chamber bottom 17. The chamber bottom 17 is in the form of a frustoconical annular piece, extending between two substantially transverse planes flaring from upstream to downstream. The chamber bottom 17 is also traversed by injection systems 18 through which pass injectors 19 which introduce fuel to the upstream end of the combustion chamber 11 where the combustion reactions take place. In addition, a compressor nozzle 20 provides compressed air for operating the turbomachine 10 by supplying the diffusion chamber 12 in which the flame tube constituting the combustion chamber 11 is immersed. The supply ducts pass through the diffusion chamber 12 and result in fuel pumping systems 21 outside the flow valve. The combustion reactions that occur in the combustion chamber 11 have the effect of radiating heat downstream upstream towards the chamber bottom 17. Thus, in operation, the chamber bottom 11 is subjected at high temperatures. In order to protect it, sectorized heat shields, also called deflectors 1, are interposed between the focal point and the walls of the chamber bottom 17, as can be seen in FIG. 1. FIG. perspective, an example of such a deflector 1 used for the thermal protection of the bottom wall 17 of the combustion chamber 11 of the turbomachine 10. The deflector 1 is in the form of a substantially flat plate fixed by brazing on the chamber bottom 17 with a central opening 2 for the passage of an injection system 18. It comprises two lateral walls (or ribs) 3a, 3b along the radial edges to stiffen it, turned towards the wall of the chamber bottom 17, and two air guide tongues 4a, 4b along the transverse edges, facing towards the hearth and providing a space with the inner and outer rings 15 of the combustion chamber 11. The number of baffles 1 in the chamber of comb 11 is identical to the number of injection systems 18. The baffles 1 are cooled by the impacts of cooling air jets entering the combustion chamber 11 through cooling orifices 22 drilled in the chamber bottom 17. In particular, the cooling orifices 22 can be obtained by a multi-perforation of the chamber bottom 17, for example of triangular or trapezoidal mesh. The air forming these jets, flowing from upstream to downstream, and guided by chamber fairings 23, passes through the chamber bottom 17 through the cooling orifices 22, and impacts the upstream face of the baffles. 1. The air is then guided radially inwardly and outwardly of the furnace to initiate the cooling film 24a of the inner shell 15 and the cooling film 24b of the outer shell 16. This guidance along the baffles 1 is ensured by the side walls 3a, 3b oriented radially.

Néanmoins, la solution présentée ci-dessus, mettant en oeuvre des murets latéraux 3a, 3b le long des bords radiaux des déflecteurs 1, pour assurer le refroidissement des déflecteurs 1 de la chambre de combustion 11, n'est pas entièrement satisfaisante. En particulier, le refroidissement n'est pas nécessairement réalisé de façon suffisante pour assurer un fonctionnement optimal de la chambre de combustion 11.Nevertheless, the solution presented above, implementing side walls 3a, 3b along the radial edges of the baffles 1, to ensure cooling of the baffles 1 of the combustion chamber 11, is not entirely satisfactory. In particular, the cooling is not necessarily carried out sufficiently to ensure optimum operation of the combustion chamber 11.

EXPOSÉ DE L'INVENTION Il existe ainsi un besoin pour proposer une solution alternative pour permettre le refroidissement de déflecteurs d'une chambre de combustion de turbomachine. En particulier, il existe un besoin pour améliorer la tenue thermique des déflecteurs de chambre de combustion de turbomachine.DISCLOSURE OF THE INVENTION There is thus a need to propose an alternative solution to allow the cooling of baffles of a turbomachine combustion chamber. In particular, there is a need to improve the thermal resistance of turbomachine combustion chamber deflectors.

L'invention a pour but de remédier au moins partiellement aux besoins mentionnés ci-dessus et aux inconvénients relatifs aux réalisations de l'art antérieur. L'invention a ainsi pour objet, selon l'un de ses aspects, un déflecteur de fond de chambre de combustion d'une turbomachine, comportant deux bords radiaux, deux bords transversaux et une ouverture centrale pour le passage d'un système d'injection de la chambre de combustion, caractérisé en ce que le pourtour de l'ouverture centrale comporte une pluralité de rainures, ou fentes, configurées pour imprimer un mouvement de convection rotative à l'air alimentant l'ouverture centrale afin de refroidir le déflecteur. Grâce à l'invention, il est possible d'améliorer le processus de refroidissement des déflecteurs d'une chambre de combustion de turbomachine en comparaison avec les solutions connues, notamment telles que présentées précédemment. L'air de refroidissement des déflecteurs de la chambre de combustion de turbomachine peut en particulier être guidé selon un cheminement alternatif de façon à permettre un refroidissement des déflecteurs par au moins deux flux d'air, l'un impactant les déflecteurs par l'amont et l'autre impactant les déflecteurs par l'aval. De cette façon, les déflecteurs peuvent avoir un rôle d'écran thermique à double refroidissement. Le déflecteur selon l'invention peut en outre comporter l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes prises isolément ou suivant toutes combinaisons techniques possibles. De façon avantageuse, les rainures peuvent être situées sur tout le pourtour de l'ouverture centrale. De plus, les rainures formées sur le pourtour de l'ouverture centrale peuvent s'étendre sensiblement axialement, c'est-à-dire selon l'axe principal de l'ouverture centrale du déflecteur ou encore selon l'axe de la turbomachine. Autrement dit, les rainures peuvent s'étendre sensiblement perpendiculairement au plan principal du déflecteur, qui englobe les bords radiaux et les bords transversaux du déflecteur. Par ailleurs, le pourtour de l'ouverture centrale du déflecteur peut comporter une pièce annulaire s'étendant sensiblement axialement. De plus, les rainures peuvent être obtenues par la formation d'entailles sur la pièce annulaire. En outre, chaque rainure peut s'étendre sensiblement selon un axe du plan principal du déflecteur ne passant pas par le point central de l'ouverture centrale. Autrement dit, chaque rainure peut ne pas s'étendre radialement, à savoir selon un axe perpendiculaire à l'axe principal de l'ouverture centrale du déflecteur.The object of the invention is to remedy at least partially the needs mentioned above and the drawbacks relating to the embodiments of the prior art. The invention thus has, according to one of its aspects, a combustion chamber bottom deflector of a turbomachine, comprising two radial edges, two transverse edges and a central opening for the passage of a combustion chamber. injection of the combustion chamber, characterized in that the periphery of the central opening has a plurality of grooves, or slots, configured to print a rotational air convection movement feeding the central opening to cool the baffle. Thanks to the invention, it is possible to improve the cooling process of the deflectors of a turbomachine combustion chamber in comparison with the known solutions, in particular as presented above. The cooling air of the deflectors of the turbomachine combustion chamber can in particular be guided along an alternative path so as to allow the baffles to be cooled by at least two air flows, one impacting the deflectors upstream. and the other impacting the deflectors downstream. In this way, the baffles may have a dual cooling thermal screen role. The deflector according to the invention may further comprise one or more of the following characteristics taken separately or in any possible technical combination. Advantageously, the grooves may be located all around the central opening. In addition, the grooves formed around the periphery of the central opening may extend substantially axially, that is to say along the main axis of the central opening of the deflector or along the axis of the turbomachine. In other words, the grooves may extend substantially perpendicular to the main plane of the deflector, which includes the radial edges and the transverse edges of the deflector. Furthermore, the periphery of the central opening of the deflector may comprise an annular piece extending substantially axially. In addition, the grooves can be obtained by forming notches on the annular piece. In addition, each groove may extend substantially along an axis of the main plane of the deflector not passing through the central point of the central opening. In other words, each groove may not extend radially, namely along an axis perpendicular to the main axis of the central opening of the deflector.

Les rainures peuvent tout particulièrement être formées sur le pourtour de l'ouverture centrale selon un même sens de rotation, c'est-à-dire que les directions selon lesquelles s'étendent les rainures vers l'ouverture centrale sont formées selon un même sens de rotation, par exemple le sens antihoraire. De cette façon, il peut être possible de générer un mouvement de convection dans le même sens de rotation à l'air alimentant l'ouverture centrale. Par ailleurs, l'invention a encore pour objet, selon un autre de ses aspects, une chambre de combustion de turbomachine, comportant deux parois concentriques formées par une virole interne et une virole externe délimitant un foyer annulaire de la chambre de combustion, les viroles interne et externe étant reliées entre elles en amont de la chambre de combustion par un fond de chambre, caractérisée en ce que le fond de chambre de la chambre de combustion comporte au moins un déflecteur tel que défini précédemment. Les rainures dudit au moins un déflecteur peuvent avantageusement être formées sur la face amont dudit au moins un déflecteur en regard du fond de chambre, de sorte à pouvoir assurer un refroidissement du déflecteur par l'aval. En outre, l'invention a également pour objet, selon un autre de ses aspects, une turbomachine, caractérisée en ce qu'elle comporte une chambre de combustion telle que définie précédemment. La chambre de combustion et la turbomachine selon l'invention peuvent comporter l'une quelconque des caractéristiques précédemment énoncées, prises isolément ou selon toutes combinaisons techniquement possibles avec d'autres caractéristiques. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention pourra être mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui va suivre, d'un exemple de mise en oeuvre non limitatif de celle-ci, ainsi qu'à l'examen des figures, schématiques et partielles, du dessin annexé, sur lequel : - la figure 1 illustre, en coupe axiale, un exemple de chambre de combustion de turbomachine, - la figure 2 représente, en perspective, un exemple d'un déflecteur utilisé pour la protection thermique de la paroi du fond de chambre de combustion d'une turbomachine, - la figure 3 représente, en perspective, un exemple de déflecteur de chambre de combustion de turbomachine conforme à l'invention, - la figure 4 représente, partiellement et en vue de face, un ensemble de trois déflecteurs de chambre de combustion de turbomachine tels que celui de la figure 3, et - la figure 5 illustre, en coupe axiale partielle, l'utilisation de déflecteurs tels que celui de la figure 3 dans une chambre de combustion de turbomachine. Dans l'ensemble de ces figures, des références identiques peuvent désigner des éléments identiques ou analogues.The grooves may especially be formed around the periphery of the central opening in the same direction of rotation, that is to say that the directions along which the grooves extend towards the central opening are formed in the same direction rotation, for example counterclockwise. In this way, it may be possible to generate a convection movement in the same direction of rotation in the air supplying the central opening. In another aspect, the invention also relates to a turbomachine combustion chamber comprising two concentric walls formed by an inner shell and an outer shell defining an annular hearth of the combustion chamber, the rings internal and external being connected together upstream of the combustion chamber by a chamber bottom, characterized in that the chamber bottom of the combustion chamber comprises at least one deflector as defined above. The grooves of said at least one baffle may advantageously be formed on the upstream face of said at least one deflector opposite the chamber bottom, so as to ensure cooling of the deflector downstream. In addition, the invention also relates, according to another of its aspects, a turbomachine, characterized in that it comprises a combustion chamber as defined above. The combustion chamber and the turbomachine according to the invention may comprise any of the previously mentioned characteristics, taken separately or in any technically possible combination with other characteristics. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The invention will be better understood on reading the following detailed description of an example of non-limiting implementation thereof, as well as on the examination of the figures, diagrammatic and partial. of the accompanying drawing, in which: - Figure 1 illustrates, in axial section, an example of a turbomachine combustion chamber; - Figure 2 shows, in perspective, an example of a deflector used for the thermal protection of the wall; of the combustion chamber bottom of a turbomachine, - Figure 3 shows, in perspective, an example of turbomachine combustion chamber deflector according to the invention, - Figure 4 shows, partially and in front view, a set of three turbomachine combustion chamber deflectors such as that of FIG. 3, and FIG. 5 illustrates, in partial axial section, the use of deflectors such as that of FIG. 3 in a combustion chamber of turbine engine. In all of these figures, identical references may designate identical or similar elements.

De plus, les différentes parties représentées sur les figures ne le sont pas nécessairement selon une échelle uniforme, pour rendre les figures plus lisibles. EXPOSÉ DÉTAILLÉ D'UN MODE DE RÉALISATION PARTICULIER Dans toute la description, il est noté que les termes amont et aval sont à considérer par rapport à une direction principale F d'écoulement normal des gaz (de l'amont vers l'aval) pour une turbomachine 10. Par ailleurs, on appelle axe T de la turbomachine 10, l'axe de symétrie radiale de la turbomachine 10. La direction axiale de la turbomachine 10 correspond à l'axe de rotation T de la turbomachine 10. Une direction radiale de la turbomachine 10 est une direction perpendiculaire à l'axe T de la turbomachine 10. En outre, sauf précision contraire, les adjectifs et adverbes axial, radial, axialement et radialement sont utilisés en référence aux directions axiale et radiale précitées. De plus, sauf précision contraire, les termes intérieur et extérieur sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie intérieure d'un élément est plus proche de l'axe T de la turbomachine 10 que la partie extérieure du même élément.In addition, the different parts shown in the figures are not necessarily in a uniform scale, to make the figures more readable. DETAILED DESCRIPTION OF A PARTICULAR EMBODIMENT Throughout the description, it is noted that the terms upstream and downstream are to be considered with respect to a main direction F of normal gas flow (from upstream to downstream) for a turbomachine 10. Furthermore, the axis of radial symmetry of the turbomachine 10 is called the T-axis of the turbomachine 10. The axial direction of the turbomachine 10 corresponds to the axis of rotation T of the turbomachine 10. A radial direction the turbomachine 10 is a direction perpendicular to the axis T of the turbomachine 10. In addition, unless otherwise stated, the adjectives and adverbs axial, radial, axially and radially are used with reference to the aforementioned axial and radial directions. In addition, unless otherwise stated, the terms inner and outer are used with reference to a radial direction so that the inner portion of an element is closer to the T-axis of the turbomachine 10 than the outer portion of the same element.

Les figures 1 et 2 ont déjà été décrites précédemment dans la partie relative à l'état de la technique antérieure. En référence aux figures 3 à 5, on a illustré un exemple de réalisation d'un déflecteur 1 conforme à l'invention pour une chambre de combustion 11 d'une turbomachine 10. Les éléments de la turbomachine 10, et notamment ceux de la chambre de combustion 11, déjà décrits précédemment en référence à la figure 1 ne sont pas repris ci-après. Toutefois, le déflecteur 1 selon l'invention peut équiper une turbomachine 10 et une chambre de combustion 11 telles que décrites précédemment. Plus particulièrement, la figure 3 représente, en perspective, un exemple de déflecteur 1 conforme à l'invention pour une chambre de combustion 11 de turbomachine 10, et la figure 4 représente, partiellement et en vue de face, un ensemble de trois déflecteurs 1 semblables à celui de la figure 3. Les déflecteurs 1 sont utilisés pour la protection thermique de la paroi du fond 17 de la chambre de combustion 11 de la turbomachine 10. Chaque déflecteur 1 se présente sous la forme d'une plaque sensiblement plane, et est fixé par brasage sur le fond 17 de la chambre de combustion 11. Chaque déflecteur 1 comporte par ailleurs une ouverture centrale 2 pour le passage d'un système d'injection 18. Il comporte de plus deux murets latéraux 3a et 3b le long de ses bords radiaux afin de le rigidifier. Ces murets latéraux 3a et 3b sont tournés vers la paroi du fond 17 de la chambre de combustion 11. En outre, chaque déflecteur 1 comporte deux languettes 4a et 4b de guidage d'air le long de ses bords transversaux. Ces languettes 4a et 4b sont tournées vers le foyer et ménagent un espace avec les viroles interne 15 et externe 16 de la chambre de combustion 11. Cet espace ménagé entre les languettes 4a, 4b et les viroles interne 15 et externe 16 de la chambre de combustion 11 peut permettre de faciliter le montage des déflecteurs 1 sur la turbomachine 10. Plus précisément, comme on peut le voir sur la figure 5 qui illustre schématiquement, en coupe axiale partielle, l'utilisation des déflecteurs 1 conformes à l'invention dans la chambre de combustion 11 de la turbomachine 10, des jeux J1 et J2 sont respectivement créés entre l'extrémité des déflecteurs 1, à savoir les languettes 4a et 4b, et la virole interne 15 de la chambre de combustion 11, et entre l'extrémité des déflecteurs 1 et la virole externe 16 de la chambre de combustion 11. Ces jeux J1 et J2 présentent par exemple une longueur inférieure ou égale à 0,25 mm. Comme décrit précédemment, les déflecteurs 1 sont refroidis par les impacts de jets d'air de refroidissement pénétrant dans la chambre de combustion 11 à travers les orifices de refroidissement 22 percés dans le fond de chambre 17 (voir figure 5). Ces orifices de refroidissement 22 sont obtenus par une multi-perforation du fond de chambre 17, par exemple de maille triangulaire ou trapézoïdale. L'air formant ces jets, s'écoulant de l'amont vers l'aval, traverse le fond de chambre 17 à travers les orifices de refroidissement 22, et vient impacter la face amont des déflecteurs 1. L'air est ensuite guidé radialement vers l'intérieur et l'extérieur du foyer, respectivement par le biais des jeux J1 et J2, pour initier le film de refroidissement 24a de la virole interne 15 et le film de refroidissement 24b de la virole externe 16. Ce guidage le long des déflecteurs 1 est assuré par les murets latéraux 3a, 3b des déflecteurs 1 orientés radialement.Figures 1 and 2 have already been described previously in the prior art section. With reference to FIGS. 3 to 5, an exemplary embodiment of a deflector 1 according to the invention for a combustion chamber 11 of a turbomachine 10 has been illustrated. The elements of the turbomachine 10, and in particular those of the chamber 11, already described above with reference to Figure 1 are not repeated below. However, the deflector 1 according to the invention can equip a turbomachine 10 and a combustion chamber 11 as described above. More particularly, Figure 3 shows, in perspective, an example of deflector 1 according to the invention for a combustion chamber 11 of turbomachine 10, and Figure 4 shows, partially and in front view, a set of three baffles 1 similar to that of Figure 3. The baffles 1 are used for the thermal protection of the bottom wall 17 of the combustion chamber 11 of the turbomachine 10. Each baffle 1 is in the form of a substantially flat plate, and is soldered to the bottom 17 of the combustion chamber 11. Each deflector 1 further comprises a central opening 2 for the passage of an injection system 18. It further comprises two side walls 3a and 3b along its radial edges to stiffen it. These side walls 3a and 3b are turned towards the bottom wall 17 of the combustion chamber 11. In addition, each baffle 1 has two air guide tongues 4a and 4b along its transverse edges. These tongues 4a and 4b are turned towards the furnace and provide a space with the inner and outer shells 15 of the combustion chamber 11. This space provided between the tabs 4a, 4b and the inner and outer shells 15 and 16 of the chamber combustion 11 can facilitate the mounting of the baffles 1 on the turbomachine 10. More specifically, as can be seen in Figure 5 which illustrates schematically, in partial axial section, the use of the baffles 1 according to the invention in the combustion chamber 11 of the turbomachine 10, games J1 and J2 are respectively created between the end of the baffles 1, namely the tabs 4a and 4b, and the inner ring 15 of the combustion chamber 11, and between the end deflectors 1 and outer shell 16 of the combustion chamber 11. These games J1 and J2 have for example a length less than or equal to 0.25 mm. As previously described, the baffles 1 are cooled by the impacts of cooling air jets penetrating into the combustion chamber 11 through the cooling orifices 22 drilled in the chamber bottom 17 (see FIG. 5). These cooling orifices 22 are obtained by a multi-perforation of the chamber bottom 17, for example of triangular or trapezoidal mesh. The air forming these jets, flowing from upstream to downstream, passes through the chamber bottom 17 through the cooling orifices 22, and impinges on the upstream face of the deflectors 1. The air is then guided radially to the inside and the outside of the hearth, respectively through the games J1 and J2, to initiate the cooling film 24a of the inner shell 15 and the cooling film 24b of the outer shell 16. This guidance along the deflectors 1 is provided by the side walls 3a, 3b deflectors 1 oriented radially.

Cependant, un tel principe de refroidissement des déflecteurs 1 ne s'avère pas suffisamment satisfaisant pour le fonctionnement optimal de la chambre de combustion 11. Aussi, conformément à l'invention et comme on peut le voir sur les figures 3 et 4, le pourtour 2a de l'ouverture centrale 2 de chaque déflecteur 1 comporte une pluralité de rainures 5 configurées pour imprimer un mouvement de convection rotative à l'air A alimentant l'ouverture centrale 2 afin de refroidir le déflecteur 1 par l'aval. En particulier, ces rainures 5 peuvent s'étendre sensiblement axialement sur le pourtour 2a de l'ouverture centrale 2. Autrement dit, les rainures 5 peuvent s'étendre sensiblement selon des axes R1 qui sont parallèles à l'axe principal T1 du déflecteur 1 (représenté sur la figure 3), lui-même parallèle à l'axe de rotation T de la turbomachine 10. Les rainures 5 s'étendent donc sensiblement perpendiculairement au plan principal de chaque déflecteur 1, qui englobe les bords radiaux 3a, 3b et les bords transversaux 4a, 4b de chaque déflecteur 1. Sur la figure 4, ce plan principal de chaque déflecteur 1 correspond au plan de la feuille. Par ailleurs, comme il est représenté sur les figures 3 et 4, et également sur la figure 2, le pourtour 2a de l'ouverture centrale 2 du déflecteur 1 peut comporter une pièce annulaire 6 qui s'étend sensiblement axialement, à savoir selon l'axe principal T1 du déflecteur 1. Alors, les rainures 5 sont par exemple obtenues par la formation d'entailles sur cette pièce annulaire 6. En outre, comme il ressort de la figure 4, chaque rainure 5 s'étend préférentiellement sensiblement selon un axe R2 du plan principal du déflecteur 1 qui ne passe pas par le point central C de l'ouverture centrale 2. Autrement dit, chaque rainure 5 peut ne pas s'étendre radialement, à savoir selon un axe perpendiculaire à l'axe principal T1 de l'ouverture centrale 2 du déflecteur 1. Les rainures 5 sont en outre formées sur le pourtour 2a de l'ouverture centrale 2 selon un même sens de rotation, en particulier le sens antihoraire, de sorte à pouvoir générer un mouvement de convection à l'air A alimentant l'ouverture centrale 2 dans le même sens de rotation.However, such a principle of cooling the baffles 1 is not sufficiently satisfactory for the optimal operation of the combustion chamber 11. Also, according to the invention and as can be seen in Figures 3 and 4, the periphery 2a of the central opening 2 of each deflector 1 comprises a plurality of grooves 5 configured to print a rotary convection movement to the air A supplying the central opening 2 to cool the deflector 1 downstream. In particular, these grooves 5 may extend substantially axially around the periphery 2a of the central opening 2. In other words, the grooves 5 may extend substantially along axes R1 which are parallel to the main axis T1 of the deflector 1 (shown in Figure 3), itself parallel to the axis of rotation T of the turbomachine 10. The grooves 5 therefore extend substantially perpendicularly to the main plane of each baffle 1, which includes the radial edges 3a, 3b and the transverse edges 4a, 4b of each deflector 1. In FIG. 4, this main plane of each deflector 1 corresponds to the plane of the sheet. Moreover, as shown in FIGS. 3 and 4, and also in FIG. 2, the periphery 2a of the central opening 2 of the deflector 1 may comprise an annular piece 6 which extends substantially axially, namely according to FIG. T1 main axis of the deflector 1. Then, the grooves 5 are for example obtained by the formation of notches on this annular part 6. In addition, as is apparent from Figure 4, each groove 5 preferably extends substantially in a manner. R2 axis of the main plane of the deflector 1 which does not pass through the central point C of the central opening 2. In other words, each groove 5 may not extend radially, namely along an axis perpendicular to the main axis T1 the central opening 2 of the deflector 1. The grooves 5 are further formed on the periphery 2a of the central opening 2 in the same direction of rotation, in particular the counterclockwise direction, so as to be able to generate a convection movement to the air A feeding the central opening 2 in the same direction of rotation.

De façon avantageuse, les rainures 5 de chaque déflecteur 1 peuvent ainsi permettre d'obtenir un nouveau mode de refroidissement du déflecteur 1 qui vient s'ajouter au flux d'air qui impacte la face amont du déflecteur 1 par le biais des orifices de refroidissement 22.Advantageously, the grooves 5 of each baffle 1 can thus make it possible to obtain a new cooling mode of the deflector 1 which is added to the air flow which impacts the upstream face of the baffle 1 through the cooling orifices. 22.

Plus précisément, pour chaque déflecteur 1, l'air de refroidissement A qui passe par les orifices de refroidissement 22 prend deux directions. Comme on peut le voir sur la figure 5, la première direction correspond à un cheminement vers l'espace ménagé entre l'extrémité du déflecteur 1 et une virole de chambre, autrement dit la formation d'un film de refroidissement 24a du côté de la virole interne 15 de la chambre de combustion 11 ou la formation d'un film de refroidissement 24b du côté de la virole externe 16 de la chambre de combustion 11. La deuxième direction correspond quant à elle au cheminement de l'air au travers des rainures 5 de l'ouverture centrale 2 de chaque déflecteur 1 pour permettre un refroidissement du déflecteur 1 par l'aval, autrement dit la formation d'un flux de refroidissement aval 25a du côté de la virole interne 15 de la chambre de combustion 11 et d'un flux de refroidissement aval 25b du côté de la virole externe 16 de la chambre de combustion 11. En particulier, l'air qui passe par les rainures 5 de chaque déflecteur 1 va subir au moins trois états El, E2 et E3, représentés par des flèches sur les figures 3, 4 et 5, afin de permettre le refroidissement du déflecteur 1. Dans un premier état El, l'air issu des orifices de refroidissement 22 sert à l'alimentation en air des rainures 5 de chaque déflecteur 1. Ensuite, dans un deuxième état E2, l'air est entraîné en rotation grâce aux rainures 5 de chaque déflecteur 1. Puis, dans un troisième état E3, l'air permet le refroidissement de chaque déflecteur 1 par l'aval (i.e. du côté du foyer) par l'intermédiaire d'une convection rotative issue de l'effet centrifuge. Cet air va ensuite pouvoir se mélanger à l'air issu des films de refroidissement 24a et 24b. Ainsi, l'invention peut donc permettre de refroidir chaque déflecteur 1 par le biais d'au moins deux flux d'air de refroidissement, à savoir un premier flux d'air qui correspond de façon classique à l'impact de l'air provenant des orifices de refroidissement 22 en amont de chaque déflecteur 1, et un deuxième flux d'air qui correspond au refroidissement selon l'invention en aval de chaque déflecteur 1 par mouvement de convection rotative généré par les rainures 5 de chaque déflecteur 1. Par ailleurs, le flux de refroidissement aval 25a ou 25b peut permettre, dans l'état E2 où il se trouve mis en rotation au niveau de l'ouverture centrale 2 de chaque déflecteur 1, d'éviter un éventuel dépôt de coke entre le fond 17 de la chambre de combustion 11 et le bol 26 de celle-ci. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée à l'exemple de réalisation qui vient d'être décrit. Diverses modifications peuvent y être apportées par l'homme du métier. L'expression « comportant un » doit être comprise comme étant synonyme de « comportant au moins un », sauf si le contraire est spécifié.More specifically, for each baffle 1, the cooling air A which passes through the cooling orifices 22 takes two directions. As can be seen in FIG. 5, the first direction corresponds to a path towards the space formed between the end of deflector 1 and a chamber ferrule, in other words the formation of a cooling film 24a on the side of the inner ring 15 of the combustion chamber 11 or the formation of a cooling film 24b on the side of the outer shell 16 of the combustion chamber 11. The second direction corresponds to the flow of air through the grooves 5 of the central opening 2 of each baffle 1 to allow cooling of the baffle 1 downstream, that is to say the formation of a downstream cooling flow 25a on the side of the inner shell 15 of the combustion chamber 11 and d a downstream cooling stream 25b on the side of the outer shell 16 of the combustion chamber 11. In particular, the air passing through the grooves 5 of each deflector 1 will undergo at least three states El, E2 and E3, represented p arrows in Figures 3, 4 and 5, to allow the cooling of the baffle 1. In a first state El, the air from the cooling orifices 22 serves to supply the air grooves 5 of each baffle 1 Then, in a second state E2, the air is rotated by the grooves 5 of each deflector 1. Then, in a third state E3, the air allows the cooling of each baffle 1 downstream (ie on the side of the hearth) by means of rotary convection resulting from the centrifugal effect. This air will then be able to mix with the air coming from the cooling films 24a and 24b. Thus, the invention can thus make it possible to cool each deflector 1 by means of at least two cooling air streams, namely a first air flow which corresponds in a conventional manner to the impact of the air coming from cooling holes 22 upstream of each deflector 1, and a second air flow which corresponds to the cooling according to the invention downstream of each deflector 1 by rotary convection movement generated by the grooves 5 of each deflector 1. Moreover, , the downstream cooling flow 25a or 25b can allow, in the state E2 where it is rotated at the central opening 2 of each baffle 1, to avoid a possible deposit of coke between the bottom 17 of the combustion chamber 11 and the bowl 26 thereof. Of course, the invention is not limited to the embodiment which has just been described. Various modifications may be made by the skilled person. The expression "having one" shall be understood as being synonymous with "having at least one", unless the opposite is specified.

Claims

REVENDICATIONS1. Deflector (1) of the bottom (17) of a combustion chamber (11) of a turbomachine (10), having two radial edges (3a, 3b), two transverse edges (4a, 4b) and a central opening (2) for the passage of an injection system (18) of the combustion chamber (11), characterized in that the periphery (2a) of the central opening (2) comprises a plurality of grooves (5) configured to print a rotary air convection movement (A) feeding the central opening (2) to cool the deflector (1).

2. Deflector according to claim 1, characterized in that the grooves (5) formed on the periphery (2a) of the central opening (2) extend substantially axially.

3. Deflector according to claim 1 or 2, characterized in that the periphery (2a) of the central opening (2) of the deflector (1) comprises an annular piece (6) extending substantially axially, and in that the grooves (5) are obtained by forming notches on the annular piece (6).

4. Deflector according to one of the preceding claims, characterized in that each groove (5) extends substantially along an axis (R2) of the main plane of the deflector (1) not passing through the central point (C) of the central opening (2).

5. Deflector according to any one of the preceding claims, characterized in that the grooves (5) are formed on the periphery (2a) of the central opening (2) in the same direction of rotation, so as to generate a movement convection in the same direction of rotation in air (A) feeding the central opening (2).

6. A turbomachine combustion chamber (11), comprising two concentric walls formed by an inner shell (15) and an outer shell (16) defining an annular focus of the combustion chamber (11), the inner ferrules ( 15) and outer (16) being interconnected upstream of the combustion chamber (11) by a chamber bottom (17), characterized in that the chamber bottom (17) of the combustion chamber (11) comprises at least one deflector (1) according to any one of the preceding claims.

7. Combustion chamber according to claim 6, characterized in that the grooves (5) of said at least one baffle (1) are formed on the upstream face of said at least one deflector (1) opposite the chamber bottom (17) .

8. Turbomachine (10), characterized in that it comprises a combustion chamber (11) according to claim 6 or 7.10.