WO2021014074A1 - Injecteur de carburant a circuit de purge pour une turbomachine d'aeronef - Google Patents

Injecteur de carburant a circuit de purge pour une turbomachine d'aeronef Download PDF

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WO2021014074A1
WO2021014074A1 PCT/FR2020/051274 FR2020051274W WO2021014074A1 WO 2021014074 A1 WO2021014074 A1 WO 2021014074A1 FR 2020051274 W FR2020051274 W FR 2020051274W WO 2021014074 A1 WO2021014074 A1 WO 2021014074A1
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WO
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injector
axis
elongation
fuel
fins
Prior art date
Application number
PCT/FR2020/051274
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English (en)
Inventor
Thomas Jean Olivier Lederlin
Denis Luc Alain Chanteloup
Simon Arthur MEILLEURAT
Original Assignee
Safran Helicopter Engines
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Publication date
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Priority to CA3144907A priority patent/CA3144907A1/fr
Priority to US17/628,393 priority patent/US11892166B2/en
Priority to CN202080057032.9A priority patent/CN114222889A/zh
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances

Definitions

  • TITLE FUEL INJECTOR WITH PURGE CIRCUIT FOR
  • the present invention relates to a fuel injector with a purge circuit for an aircraft turbomachine.
  • the state of the art includes in particular the documents FR-A1 -2 971 039, FR AI -3 013 805 and FR-A1 -3 067 792.
  • a mixture of compressed air and the appropriate fuel is usually injected into a turbomachine combustion chamber using one or more injectors.
  • the injectors are for example attached to a housing and pass through openings in a chamber wall for the ejection of fuel inside the chamber, in the form of a jet of fuel droplets.
  • a fuel injector 10 for example with a flat jet, such as that shown in Figures 1 to 5, conventionally comprises a body 12 of generally elongated shape having an axis of elongation A.
  • the body 12 comprises a first longitudinal end 14 of fuel supply and a second longitudinal end 16 for ejecting a flat jet of fuel.
  • the body 12 is tubular and comprises an internal bore 18 which opens out axially at the level of the end 14 and which is connected to a nozzle 20 for projecting the fuel jet at the level of the end 16.
  • the body may include an air cooling circuit coaxial with the fuel circuit, as described in documents DE-10.2017. 200106- A1, DE-10.2013.208069-A1 and JP-2003.247425 -A.
  • the body 12 may also include at least one integrated air purge circuit which comprises an internal cavity 22 connected on the one hand to air inlet orifices 24 located on the body and to at least one outlet 26 of the body. air located at level of end 16, as described in document EP-2.244.014 -A2
  • This air circuit has only a purge function and the present invention provides an improvement in this technology which makes it possible to optimize the operation of a fuel injector in a simple, efficient and economical manner.
  • the present invention provides a fuel injector for an aircraft turbomachine, comprising a tubular body having an axis of elongation A and comprising a first longitudinal end of fuel supply and a second longitudinal end of ejection of a jet of fuel. fuel, said body further comprising an integrated purge air circuit which comprises an internal cavity which is in fluid communication with air supply ports located on the body and which has an annular portion extending around said axis d 'extension and connected to air outlet channels opening at the level of said second end, characterized in that air flow disruptors are provided projecting in the annular portion of said internal cavity.
  • Disruptors make it possible to give the air circuit at least one additional function compared to the purge function.
  • Disruptors can, for example, promote the exchange of calories between the air and the body of the injector and thus participate in the cooling of the body of the injector. They can also facilitate the propagation of the fuel jet and thus optimize the performance of the combustion chamber equipped with this injector.
  • the injector according to the invention may include one or more of the characteristics below, taken in isolation from each other or in combination with each other:
  • disruptors comprising projecting annular fins extending in this annular portion around said axis of elongation, -
  • the disruptors comprise first annular fins projecting on an external cylindrical surface defining said portion, and second annular fins projecting on an internal cylindrical surface extending around said external surface,
  • the first annular fins are axially spaced from each other along said axis of elongation, the second fins also being axially spaced from each other along this axis and extending in transverse planes passing substantially between the first fins ,
  • said cavity comprises two diametrically opposed channels with respect to said axis of elongation and each defining an air outlet at said second end, each of these channels comprising protruding disturbers,
  • said body is formed from a single piece
  • said first longitudinal end of said body is connected to a fixing base which is formed integrally with said body
  • - Said second end comprises a tubular portion of generally elongated shape having an axis of elongation B substantially perpendicular to said axis of elongation A of said body, said tubular portion having its two open longitudinal ends configured to respectively form two fuel flow inlets separate intended to meet substantially in the middle of said tubular portion which comprises at least one ejection slot for a flat jet of fuel.
  • the present invention also relates to an aircraft turbomachine, comprising a combustion chamber fitted with at least one injector.
  • Figure 1 is a schematic perspective view of a flat jet fuel injector for an aircraft turbomachine
  • FIG.2 Figure 2 is a schematic view on a larger scale of part of the injector of Figure 1,
  • FIG.3 Figure 3 is a schematic perspective and sectional view of the injector of Figure 1,
  • Figure 4 is a schematic view on a larger scale of a detail of Figure 3,
  • Figure 5 is a view on an even larger scale of a detail of the injector of Figure 1,
  • Figure 6 is a partial schematic view in axial section of a combustion chamber of an aircraft turbomachine
  • Figure 7 is a schematic perspective view in partial section of an embodiment of an injector according to the invention.
  • Figure 8 is an enlarged view of part of the injector of Figure 7, and
  • Figure 9 is a partial schematic perspective view of another embodiment of an injector according to the invention.
  • FIGS. 1 to 5 have been mentioned in the foregoing but can be used to better understand the invention naturally. These figures and the following figures illustrate the invention and show a flat jet injector. Although the invention is particularly suited to this type of injector, it is not limited to this injector and applies to any type of injector equipped with a purge air circuit.
  • FIG. 6 shows an environment in which a fuel injector 110 according to the invention can be used.
  • This is a combustion chamber 130 of an aircraft turbomachine such as a helicopter.
  • the combustion chamber 130 is disposed inside a casing 132 of the turbomachine and comprises a wall 134 internally defining a combustion space into which a mixture of air and fuel is injected and burned.
  • the fuel is injected into the chamber 130 via one or more injectors 110 which are here attached to the housing 132 and which pass through an orifice 136 in the wall 134.
  • the or each injector 110 is of the type of that shown in Figures 1 to 5 and described in the above.
  • a body 1 12 of generally elongated shape having an axis of elongation A this body 1 12 comprising a first longitudinal end 1 14 of fuel supply and a second longitudinal end 1 16 for ejecting a jet of fuel .
  • This second end 1 16 comprises a nozzle formed by a tubular portion 120 of generally elongated shape having an axis of elongation B substantially perpendicular to the axis of elongation A ( Figure 5 in particular).
  • the tubular portion has its two open longitudinal ends configured to respectively form two separate fuel flow inlets (arrows 121) intended to meet substantially in the middle of the tubular portion which has at least one fuel jet ejection slot 125 ( arrow 127).
  • the body 1 12 and the tubular portion 120 are made of metal and they are obtained in a single piece by machining a metal block, preferably by additive manufacturing.
  • This fixing base 138 comprises a flange extending around of axis A and drilled holes for the screws fixing the injector to the housing 132.
  • the body 1 12 comprises an internal longitudinal bore 1 18 extending along and at the level of the axis A, between the first and second ends longitudinal, and in fluid communication with the ends of the tubular portion 120.
  • the body 1 12 also includes an internal cavity 122 for the air passage, which comprises an annular portion 139 extending around the bore 1 18 and channels 140 which open out at the end 1 16 to form the outlets. the aforementioned purge air.
  • the portion of the cavity 122 extends over part of the length of the body 1 12. It extends to the second longitudinal end 1 16 of the body 1 12 and is connected to two channels 140 diametrically opposed with respect to the axis A, which open at this end 1 16 so that air is expelled from the injector.
  • a jet of fuel is ejected from the injector, that jet is surrounded by air expelled from the same injector.
  • the expelled air purges the injector fuel system. The air then expels the last drops of fuel and cleans the fuel ejection slot 125 of the tubular portion 120.
  • the air passage cavity 122 is thus assimilated to a purge circuit.
  • the cavity 122 is in fluid communication with an annular row of air supply ports 124 formed at the periphery of the body and extending around the axis of elongation A .
  • Figures 7 and 8 illustrate a first embodiment of the invention in which disruptors 150 of the air flow are provided in the cavity 122, and more particularly in its annular portion 139.
  • This annular portion 139 is here defined between two cylindrical surfaces 152, 154 extending one around the other and around the axis A.
  • Disruptors 150 have first annular fins 150a protruding from the inner cylindrical surface 152, and second annular fins 150b protruding from the outer cylindrical surface 154.
  • the fins 150a are axially spaced from each other along the axis A.
  • the fins 150b are also axially spaced from each other. others along this axis A and extend in transverse planes passing substantially between the fins 150a.
  • the fins 150a, 150b may have in axial section a rectangular, triangular or trapezoidal shape.
  • the fins 150a may have a different cross-sectional shape from the fins 150b, as in the example shown. They may have a thickness or axial dimension substantially equal to their height or radial dimension (measured from the A axis).
  • the number of fins 150a, 150b on each surface 152,154 is for example between 3 and 15 and preferably between 5 and 10.
  • FIG. 9 illustrates an alternative embodiment which can be combined with the previous embodiment.
  • Each of the channels 140 has protruding disruptors 156.
  • the disruptors 156 of each of the channels 140 comprise several partitions, which are here parallel to each other and substantially parallel to the axis A.
  • the number of disruptors 156 or partitions per channel 140 is for example between 3 and 10.
  • the air leaving the purge circuit is guided by the partitions so as to optimize the formation and the diffusion of the fuel jet, for example in the direction of an ignition plug of the combustion chamber 130 equipped with injector 1 10.
  • the injector 1 10 according to the invention can be produced by additive manufacturing for example, and is advantageously in one piece.

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Abstract

Injecteur de carburant (110) pour une turbomachine d'aéronef, comprenant un corps (112) tubulaire ayant un axe d'allongement (A) et comportant une première extrémité longitudinale (114) d'alimentation en carburant et une seconde extrémité longitudinale (116) d'éjection d'un jet de carburant, ledit corps comportant en outre un circuit intégré d'air de purge qui comprend une cavité interne (122) qui est reliée à des orifices (124) d'entrée d'air situés sur le corps et à au moins une sortie d'air située au niveau de ladite seconde extrémité, caractérisé en ce que des perturbateurs (150, 156) de flux d'air sont prévus en saillie dans ladite cavité.

Description

DESCRIPTION
TITRE : INJECTEUR DE CARBURANT A CIRCUIT DE PURGE POUR
UNE TURBOMACHINE D’AERONEF
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne un injecteur de carburant à circuit de purge pour une turbomachine d’aéronef.
Arrière-plan technique
L’état de l’art comprend notamment les documents FR-A1 -2 971 039, FR AI -3 013 805 et FR-A1 -3 067 792.
Un mélange d’air comprimé et de carburant approprié est en général injecté dans une chambre de combustion de turbomachine à l’aide d’un ou plusieurs injecteurs. Les injecteurs sont par exemple fixés sur un carter et traversent des orifices d’une paroi de chambre en vue de l’éjection de carburant à l’intérieur de la chambre, sous forme d’un jet de gouttelettes de carburant. Un injecteur de carburant 10, par exemple à jet plat, tel que celui représenté aux figures 1 à 5, comprend classiquement un corps 12 de forme générale allongée présentant un axe d’allongement A. Le corps 12 comporte une première extrémité longitudinale 14 d’alimentation en carburant et une seconde extrémité longitudinale 16 d’éjection d’un jet plat de carburant. Le corps 12 est tubulaire et comprend un alésage interne 18 qui débouche axialement au niveau de l’extrémité 14 et qui est relié à une buse 20 de projection du jet de carburant au niveau de l’extrémité 16.
Le corps peut comprendre un circuit de refroidissement par air coaxial au circuit de carburant, comme cela est décrit dans les documents DE-10.2017. 200106- A1 , DE-10.2013.208069-A1 et JP-2003.247425 -A.
Le corps 12 peut comprendre également au moins un circuit intégré de purge d’air qui comprend une cavité interne 22 reliée d’une part à des orifices 24 d’entrée d’air situés sur le corps et à au moins une sortie 26 d’air située au niveau de l’extrémité 16, comme cela est décrit dans le document EP-2.244.014 -A2
Ce circuit d’air n’a qu’une fonction de purge et la présente invention propose un perfectionnement à cette technologie qui permet d’optimiser le fonctionnement d’un injecteur de carburant, de manière simple, efficace et économique.
Résumé de l'invention
La présente invention propose un Injecteur de carburant pour une turbomachine d’aéronef, comprenant un corps tubulaire ayant un axe d’allongement A et comportant une première extrémité longitudinale d’alimentation en carburant et une seconde extrémité longitudinale d’éjection d’un jet de carburant, ledit corps comportant en outre un circuit intégré d’air de purge qui comprend une cavité interne qui est en communication fluidique avec des orifices d’alimentation en air situés sur le corps et qui comporte une portion annulaire s’étendant autour dudit axe d’allongement et reliée à des canaux de sortie d’air débouchant au niveau de ladite seconde extrémité, caractérisé en ce que des perturbateurs de flux d’air sont prévus en saillie dans la portion annulaire de la dite cavité interne.
Ces perturbateurs de flux permettent de conférer au circuit d’air au moins une fonction supplémentaire par rapport à la fonction de purge. Les perturbateurs peuvent par exemple favoriser les échanges de calories entre l’air et le corps de l’injecteur et participer ainsi au refroidissement du corps de l’injecteur. Ils peuvent en outre faciliter la propagation du jet de carburant et optimiser ainsi les performances de la chambre de combustion équipée de cet injecteur.
L’injecteur selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques ci-dessous, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- les perturbateurs comportant des ailettes annulaires en saillie s’étendant dans cette portion annulaire autour dudit axe d’allongement, - les perturbateurs comportent des premières ailettes annulaires en saillie sur une surface cylindrique externe définissant ladite portion, et des secondes ailettes annulaires en saillie sur une surface cylindrique interne s’étendant autour de ladite surface externe,
- les premières ailettes annulaires sont espacées axialement les unes des autres le long dudit axe d’allongement, les secondes ailettes étant également espacées axialement les unes des autres le long de cet axe et s’étendant dans des plans transversaux passant sensiblement entre les premières ailettes,
- ladite cavité comprend deux canaux diamétralement opposés par rapport audit axe d’allongement et définissant chacun une sortie d’air au niveau de ladite seconde extrémité, chacun de ces canaux comportant des perturbateurs en saillie,
- les perturbateurs de chacun des canaux comportent plusieurs cloisons.
- les cloisons sont parallèles entre elles et sensiblement parallèles audit axe d’allongement,
- ledit corps est formé d’une seule pièce,
- ladite première extrémité longitudinale dudit corps est reliée à une base de fixation qui est formée d’une seule pièce avec ledit corps,
-- ladite seconde extrémité comporte une portion tubulaire de forme générale allongée présentant un axe d’allongement B sensiblement perpendiculairement audit axe d’allongement A dudit corps, ladite portion tubulaire ayant ses deux extrémités longitudinales ouvertes configurées pour former respectivement deux entrées de flux de carburant distincts destinés à se rencontrer sensiblement au milieu de ladite portion tubulaire qui comporte au moins une fente d’éjection d’un jet plat de carburant.
La présente invention concerne aussi une turbomachine d’aéronef, comportant une chambre de combustion équipe d’au moins un injecteur Brève description des figures
L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
[Fig.1 ] la figure 1 est une vue schématique en perspective d’un injecteur de carburant à jet plat pour une turbomachine d’aéronef,
[Fig.2] la figure 2 est une vue schématique à plus grande échelle d’une partie de l’injecteur de la figure 1 ,
[Fig.3] la figure 3 est une vue schématique en perspective et en coupe de l’injecteur de la figure 1 ,
[Fig.4] la figure 4 est une vue schématique à plus grande échelle d’un détail de la figure 3,
[Fig.5] la figure 5 est une vue à encore plus grande échelle d’un détail de l’injecteur de la figure 1 ,
[Fig.6] la figure 6 est une vue schématique partielle en coupe axiale d’une chambre de combustion de turbomachine d’aéronef,
[Fig.7] la figure 7 est une vue schématique en perspective et en coupe partielle d’un mode de réalisation d’un injecteur selon l’invention,
[Fig.8] la figure 8 est une vue à plus grande échelle d’une partie de l’injecteur de la figure 7, et
[Fig.9] la figure 9 est une vue schématique partielle en perspective d’un autre mode de réalisation d’un injecteur selon l’invention.
Description détaillée de l'invention
Les figures 1 à 5 ont été évoquées dans ce qui précède mais peuvent servir à mieux comprendre l’invention naturellement. Ces figures ainsi que les figures suivantes illustrent l’invention et montrent un injecteur à jet plat. Bien que l’invention est particulièrement adaptée à ce type d’injecteur, elle n’est pas limitée à cet injecteur et s’applique à tout type d’injecteur équipé d’un circuit d’air de purge.
La figure 6 montre un environnement dans lequel un injecteur de carburant 1 10 selon l’invention peut être utilisé. Il s’agit ici d’une chambre de combustion 130 d’une turbomachine d’aéronef tel qu’un hélicoptère. La chambre de combustion 130 est disposée à l’intérieur d’un carter 132 de la turbomachine et comprend une paroi 134 définissant intérieurement un espace de combustion dans lequel est injecté et brûlé un mélange d’air et de carburant.
Le carburant est injecté dans la chambre 130 par l’intermédiaire d’un ou plusieurs injecteurs 1 10 qui sont ici fixés sur le carter 132 et qui traversent un orifice 136 de la paroi 134.
Le ou chaque injecteur 1 10 est du type de celui représenté aux figures 1 à 5 et décrit dans ce qui précède.
Il comprend un corps 1 12 de forme générale allongée présentant un axe d’allongement A, ce corps 1 12 comportant une première extrémité longitudinale 1 14 d’alimentation en carburant et une seconde extrémité longitudinale 1 16 d’éjection d’un jet de carburant. Cette seconde extrémité 1 16 comporte une buse formée par une portion tubulaire 120 de forme générale allongée présentant un axe d’allongement B sensiblement perpendiculaire à l’axe d’allongement A (figure 5 notamment). La portion tubulaire a ses deux extrémités longitudinales ouvertes configurées pour former respectivement deux entrées de flux de carburant distincts (flèches 121 ) destinés à se rencontrer sensiblement au milieu de la portion tubulaire qui comporte au moins une fente 125 d’éjection du jet de carburant (flèche 127).
De préférence, le corps 1 12 et la portion tubulaire 120 sont réalisés en métal et ils sont obtenus d’une seule pièce par usinage d’un bloc métallique, de préférence par fabrication additive.
La première extrémité longitudinale 1 16 du corps 1 12, qui comprend ici une base 138 de fixation au carter 132, peut également être réalisée d’une seule pièce avec le corps 1 12. Cette base de fixation 138 comprend une collerette s’étendant autour de l’axe A et percée d’orifices de passage de vis de fixation de l’injecteur au carter 132.
Le corps 1 12 comprend un alésage longitudinal interne 1 18 s’étendant le long et au niveau de l’axe A, entre les première et seconde extrémités longitudinales, et en communication fluidique avec les extrémités de la portion tubulaire 120.
Le corps 1 12 comprend également une cavité interne 122 de passage d’air, qui comprend une portion annulaire 139 s’étendant autour de l’alésage 1 18 et des canaux 140 qui débouchent au niveau de l’extrémité 1 16 pour former les sorties précitées d’air de purge. Dans l’exemple représenté, la portion de la cavité 122 s’étend sur une partie de la longueur du corps 1 12. Elle s’étend jusqu’à la seconde extrémité longitudinale 1 16 du corps 1 12 et est reliée à deux canaux 140 diamétralement opposés par rapport à l’axe A, qui débouchent au niveau de cette extrémité 1 16 afin que de l’air soit expulsé de l’injecteur. Lorsqu’un jet de carburant est éjecté par l’injecteur, ce jet est entouré par l’air expulsé par le même injecteur. Lorsque l’injecteur n’expulse pas de carburant, l’air expulsé purge le système de carburant de l’injecteur. L’air expulse alors les dernières gouttes de carburant et nettoie la fente 125 d’éjection de carburant de la portion tubulaire 120. La cavité 122 de passage d’air est ainsi assimilée à un circuit de purge.
A l’extrémité opposée à la partie tubulaire 120, la cavité 122 est en communication fluidique avec une rangée annulaire d’orifices 124 d’alimentation en air formés à la périphérie du corps et s’étendant autour de l’axe d’allongement A.
Les figures 7 et 8 illustrent un premier mode de réalisation de l’invention dans lequel des perturbateurs 150 de flux d’air sont prévus dans la cavité 122, et plus particulièrement dans sa portion annulaire 139.
Cette portion annulaire 139 est ici définie entre deux surfaces cylindriques 152, 154 s’étendant l’une autour de l’autre et autour de l’axe A.
Les perturbateurs 150 comportent des premières ailettes annulaires 150a en saillie sur la surface cylindrique interne 152, et des secondes ailettes annulaires 150b en saillie sur la surface cylindrique externe 154.
Les ailettes 150a sont espacées axialement les unes des autres le long de l’axe A. Les ailettes 150b sont également espacées axialement les unes des autres le long de cet axe A et s’étendent dans des plans transversaux passant sensiblement entre les ailettes 150a.
Les ailettes 150a, 150b peuvent avoir en section axiale une forme rectangulaire, triangulaire ou trapézoïdale. Les ailettes 150a peuvent avoir une forme différente en section des ailettes 150b, comme dans l’exemple représenté. Elles peuvent avoir une épaisseur ou dimension axiale sensiblement égale à leur hauteur ou dimension radiale (mesurée depuis l’axe A).
Le nombre d’ailettes 150a, 150b sur chaque surface 152,154 est par exemple compris entre 3 et 15 et de préférence entre 5 et 10.
En fonctionnement, l’air qui pénètre dans la portion 139 de la cavité 122, par les orifices 124, doit contourner les ailettes 150a, 150b et subit des pertes de charge par effet de chicane. Ce phénomène contribue au refroidissement du corps 1 12 de l’injecteur 1 10.
La figure 9 illustre une variante de réalisation qui peut être combinée au précédent mode de réalisation.
Chacun des canaux 140 comporte des perturbateurs 156 en saillie.
Les perturbateurs 156 de chacun des canaux 140 comportent plusieurs cloisons, qui sont ici parallèles entre elles et sensiblement parallèles à l’axe A.
Le nombre de perturbateurs 156 ou cloisons par canal 140 est par exemple compris entre 3 et 10.
En fonctionnement, l’air qui sort du circuit de purge est guidé par les cloisons de façon à optimiser la formation et la diffusion du jet de carburant, par exemple en direction d’une bougie d’allumage de la chambre de combustion 130 équipé de l’injecteur 1 10.
L’injecteur 1 10 selon l’invention peut être réalisé par fabrication additive par exemple, et est avantageusement monobloc.

Claims

REVENDICATIONS
1. Injecteur de carburant (1 10) pour une turbomachine d’aéronef, comprenant un corps (1 12) tubulaire ayant un axe d’allongement (A) et comportant une première extrémité longitudinale (1 14) d’alimentation en carburant et une seconde extrémité longitudinale (1 16) d’éjection d’un jet de carburant, ledit corps comportant en outre un circuit intégré d’air de purge qui comprend une cavité interne (122) qui est en communication fluidique avec des orifices (124) d’alimentation en air situés sur le corps (1 12) et qui comporte une portion annulaire (139) s’étendant autour dudit axe d’allongement (A) et reliée à des canaux (140) de sortie d’air débouchant au niveau de ladite seconde extrémité (1 16), caractérisé en ce que des perturbateurs (150, 156) de flux d’air sont prévus en saillie dans la portion annulaire (139) de la dite cavité interne (122).
2. Injecteur (1 10) selon la revendication 1 , dans lequel les perturbateurs (150) comportent des ailettes annulaires (150a, 150b) en saillie s’étendant dans la portion annulaire (139) autour dudit axe d’allongement.
3. Injecteur (1 10) selon la revendication 2, dans lequel les perturbateurs (150) comportent des premières ailettes annulaires (150a) en saillie sur une surface cylindrique externe (152) définissant ladite portion, et des secondes ailettes annulaires (150b) en saillie sur une surface cylindrique interne (154) s’étendant autour de ladite surface externe.
4. Injecteur (1 10) selon la revendication 3, dans lequel les premières ailettes annulaires (150a) sont espacées axialement les unes des autres le long dudit axe d’allongement, les secondes ailettes (150b) étant également espacées axialement les unes des autres le long de cet axe et s’étendant dans des plans transversaux passant sensiblement entre les premières ailettes.
5. Injecteur (1 10) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel ladite cavité (122) comprend deux canaux (140) diamétralement opposés par rapport audit axe d’allongement (A) et définissant chacun une sortie d’air au niveau de ladite seconde extrémité (116), chacun de ces canaux comportant des perturbateurs (156) en saillie.
6. Injecteur (110) selon la revendication 5, dans lequel les perturbateurs (156) de chacun des canaux (140) comportent plusieurs cloisons.
7. Injecteur (110) selon la revendication 6, dans lequel les cloisons sont parallèles entre elles et sensiblement parallèles audit axe d’allongement (A).
8. Injecteur (110) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel ledit corps (112) est formé d’une seule pièce.
9. Injecteur (110) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel ladite première extrémité longitudinale (114) dudit corps (112) est reliée à une base de fixation (138) qui est formée d’une seule pièce avec ledit corps.
10. Turbomachine d’aéronef, comportant une chambre de combustion équipe d’au moins un injecteur (110) selon l’une des revendications précédentes.
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