Brevet FR2989451A1 — publié le 20131018

DEFLECTEUR A TENUE THERMIQUE AMELIOREE POUR SYSTEME D'INJECTION DE CHAMBRE DE COMBUSTION DE TURBOMACHINE DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE L'invention se rapporte à un déflecteur 5 pour système d'injection de chambre de combustion d'une turbomachine, de préférence une turbomachine d'aéronef comme un turboréacteur ou un turbopropulseur. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE Les chambres de combustion des 10 turbomachines d'aéronef comprennent une paroi annulaire intérieure et une paroi annulaire extérieure concentriques, reliées à leur extrémité amont par une paroi définissant un fond de chambre de combustion. Des systèmes d'injection sont régulièrement répartis sur le 15 fond de la chambre de combustion, pour délivrer un mélange d'air et de carburant qui est enflammé pour fournir des gaz de combustion. Une chambre de combustion de turboréacteur d'avion est connue du document FR 2 886 715. Les 20 figures 1 et 2 montrent une partie de cette chambre de combustion 101. Plus précisément, sur la figure 1, il a été représenté l'un des systèmes d'injection, désigné dans son ensemble par la référence numérique 2. Le système d'injection 2 comprend un corps 25 central équipé d'une bague 4, d'une vrille 6, d'un venturi 8 et d'un bol 10, ces éléments se succédant de l'amont vers l'aval selon une direction principale d'écoulement des gaz à travers la chambre, cette direction étant schématisée par la flèche 3. La vrille 6 et le bol 10 sont raccordés l'un à l'autre par une bague intermédiaire 12. La vrille comporte deux étages d'aubes qui ont pour fonction d'entraîner l'air en rotation autour de l'axe longitudinal YY du système d'injection. Le bol 10 comporte quant à lui une forme évasée 16, qui a pour fonction de faire éclater le jet du mélange d'air et de carburant sortant du venturi 8, vers l'aval. Par ailleurs, le système d'injection 2 comprend une traversée coulissante 14 montée coulissante sur la bague 4, via un écrou 5. La traversée coulissante 14 présente un alésage 7 prévu pour recevoir la tête d'un injecteur (non représenté), associé au système d'injection. Un déflecteur 20 est monté sur le fond de chambre 22, entre ce dernier et le bol 10. Le fond de chambre lui-même comporte deux zones de bridage 24 et 26. La zone de bridage 24 est raccordée à une paroi annulaire extérieure (non représentée) de la chambre, tandis que la zone de bridage intérieure 26 est raccordée à une paroi annulaire intérieure de cette même chambre, également non représentée. Une pluralité de systèmes d'injection 2, typiquement de treize à trente deux, régulièrement espacés angulairement, sont montés sur le fond de chambre 22 d'une manière qui sera décrite ci-après. Le déflecteur 20 comporte un plateau de protection thermique 30 sensiblement orthogonal à l'axe 30 YY, ainsi qu'une partie centrale annulaire 32 brasée sur le fond de chambre. Le plateau 30 s'étend radialement à partir de cette partie annulaire 32. Le plateau 30 a pour fonction de protéger la partie du fond de chambre située autour du système 5 d'injection 2 des flammes de la chambre de combustion. Il remplit par conséquent la fonction de barrière / d'écran thermique. La partie annulaire 32 est insérée dans un trou 33 pratiqué dans le fond de chambre. Elle comporte un épaulement annulaire 100 qui vient en appui 10 contre la surface aval du fond de chambre, autour du trou 33. Cet épaulement est centré sur l'axe YY. Intérieurement, la partie annulaire 32 comporte un alésage 36 dans lequel vient se loger une partie cylindrique 38 du bol 10, entourant la forme évasée 16. 15 En outre, la partie annulaire 32 du déflecteur 20 comporte une gorge de retenue 40, ouverte radialement vers l'extérieur. De plus, l'extrémité amont 42 de cette partie annulaire 32 du déflecteur constitue un épaulement de retenue. En effet, la partie 20 cylindrique 38 du bol 10 est prolongée par une collerette 44 de plus grand diamètre comportant un épaulement de retenue 46 dirigé vers l'arrière du turboréacteur, et prenant appui contre l'épaulement de retenue 42 du déflecteur. Une bague fendue de retenue 25 50, également dénommée douille en demi-coquille, comporte un rebord 52 inséré dans la gorge de retenue 40 de la partie centrale annulaire 32 du déflecteur 20. Des cordons de soudure 54, dont l'un a été représenté sur la figure 2, assurent une liaison entre la 30 collerette 44 du bol 10 et la bague de retenue 50. Le montage du système d'injection 2 sur le fond de chambre s'effectue de la manière suivante. Tout d'abord, le déflecteur 20 est inséré dans l'orifice 33 pratiqué dans le fond de chambre, 5 puis la bague de retenue fendue 50 est montée sur le déflecteur de telle manière que le rebord 52 vienne se loger à l'intérieur de la gorge de retenue annulaire 40 du déflecteur. Ces deux pièces sont alors assemblées entre elles et au fond de chambre 22 par une opération 10 unique de brasage. Le fond de chambre 22 se retrouve enserré entre l'épaulement 100 et l'extrémité aval de la bague de retenue fendue 50. Le système d'injection 2 est ensuite monté par l'avant du turboréacteur, comme schématisé par la 15 flèche 56 de la figure 1, de telle manière que la partie cylindrique 38 du bol vienne se monter à l'intérieur de l'alésage 36 du déflecteur. Dans cette position, l'épaulement 46 formé sur la partie 44 du bol vient en appui sur le chant 42 de la partie annulaire 20 32 formant un épaulement de retenue. L'extrémité avant de la partie 44 est au même niveau que l'extrémité avant de la bague fendue 50 de telle sorte qu'il est possible de réaliser des cordons de soudure 54 pour solidariser ces deux pièces. 25 Dans cette réalisation, le déflecteur 20 est retenu mécaniquement par le rebord 52 de la bague fendue 50. De la sorte, en admettant même que la brasure reliant le déflecteur au fond de chambre 22 vienne à céder, ce dernier ne peut pas être aspiré dans 30 la partie avant du turboréacteur. D'autre part, le système d'injection 2, et plus particulièrement le bol 10, sont montés par l'avant du turboréacteur et ils sont retenus mécaniquement par la venue en butée de l'épaulement 46 de la collerette 44 du bol contre l'épaulement du déflecteur 42. Ainsi, les points de soudure 54 n'assurent pas une résistance mécanique mais ont simplement pour fonction d'empêcher la rotation du système d'injection 2 par rapport à la bague fendue 50. Ainsi, ce dispositif de l'art antérieur est avantageux d'une part parce qu'il élimine le risque que 10 des pièces soient entraînées dans la chambre de combustion et dans la partie aval du moteur, notamment dans la turbine à haute pression, et d'autre part parce qu'il facilite les opérations de maintenance et de réparation en permettant de remplacer beaucoup plus 15 facilement un système d'injection défectueux. Bien que cette solution soit réputée satisfaisante pour les raisons évoquées ci-dessus, il a été identifié un risque d'écaillage au niveau de la partie centrale annulaire 32 du déflecteur, et plus 20 précisément sur l'épaulement 100 destiné à contacter le fond de chambre. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a donc pour but de remédier au moins partiellement à l'inconvénient mentionné ci- 25 dessus, relatif aux réalisations de l'art antérieur. Pour ce faire, l'invention a pour objet un déflecteur pour système d'injection de chambre de combustion de turbomachine d'aéronef, comprenant une partie centrale annulaire, ainsi qu'un plateau de 30 protection thermique s'étendant à partir de cette partie centrale équipée d'un épaulement annulaire destiné à être en butée contre un fond de chambre du système d'injection. Selon l'invention, ledit épaulement annulaire est pourvu d'évidements espacés angulairement les uns des autres. Il a en effet été constaté que le phénomène d'écaillage rencontré dans l'art antérieur résultait de l'aspect massique de la partie centrale au niveau de son épaulement annulaire. Cette zone remplit effectivement une fonction non-désirée d'accumulateur de chaleur, et se trouve par conséquent fragilisée en tenue thermique. En pratiquant la série d'évidements dans l'épaulement, l'invention réduit cet effet d'accumulation de chaleur au niveau de la zone de l'épaulement de la partie centrale annulaire du déflecteur, et réduit avantageusement le risque d'écaillage. La tenue thermique du déflecteur s'en trouve améliorée, et sa durée de vie accrue. De préférence, lesdits évidements sont régulièrement répartis selon la direction circonférentielle. Ils peuvent retirer jusqu'à 50% de la surface de l'épaulement, voire plus encore. De préférence, chaque évidement présente une section transversale en forme de demi-cercle ouvert radialement vers l'extérieur. Cette forme facilite grandement sa réalisation par une simple opération d'usinage, même si d'autres formes pourraient être retenues, sans sortir du cadre de l'invention. De préférence, les évidements sont prévus dans un nombre compris entre 30 et 50. De préférence, la partie centrale annulaire présente une gorge de retenue ouverte radialement vers l'extérieur, et destinée à coopérer avec un rebord d'une bague de retenue prévue du côté opposé du fond de chambre. L'invention a également pour objet une 5 chambre de combustion de turbomachine d'aéronef comprenant un fond de chambre, ainsi qu'au moins un système d'injection comprenant un déflecteur tel que décrit ci-dessus, dont la partie centrale annulaire traverse un trou du fond de chambre, ce dernier étant 10 équipé d'une pluralité d'orifices de passage d'air de refroidissement orientés en direction de l'épaulement annulaire. Il est possible de faire en sorte que lesdits orifices de passage d'air de refroidissement 15 définissent des axes d'éjection d'air interceptant les évidements de l'épaulement annulaire. Alternativement, ces axes d'éjection d'air pourraient intercepter les parties de l'épaulement situées entre les évidements. De préférence, lesdits axes d'éjection 20 d'air sont inclinés d'un angle compris entre 30 et 60° par rapport à l'axe longitudinal YY du système d'injection. De préférence, lesdits orifices de passage d'air présentent un diamètre compris entre 0,8 et 1,5 25 mm. Enfin, l'invention a pour objet une turbomachine d'aéronef comprenant une chambre de combustion telle que décrite ci-dessus. D'autres avantages et caractéristiques de 30 l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1 représente une vue en coupe 5 d'une partie d'une chambre de combustion de turbomachine d'aéronef, selon une réalisation de l'art antérieur ; - la figure 2 est une vue agrandie d'une partie du système d'injection équipant la chambre de 10 combustion de la figure 1 ; - la figure 3 est une vue similaire à celle de la figure 2, avec le système d'injection se présentant sous la forme d'un mode de réalisation préféré de l'invention ; et 15 - la figure 4 est une vue en coupe prise le long de la ligne IV-IV de la figure 3. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS En référence aux figures 3 et 4, il est représenté un système d'injection 2 selon un mode de 20 réalisation préféré de l'invention. Ce système d'injection 2 ainsi que le fond de chambre 22 avec lequel il coopère présente des similitudes avec ceux déjà décrits en référence aux figures 1 et 2. Par conséquent, sur les figures, les éléments auxquels sont 25 attachés des mêmes références numériques correspondent à des éléments identiques ou similaires. Au niveau du système d'injection 2, le mode de réalisation préféré ici décrit diffère de celui de l'art antérieur par une conception améliorée de la 30 partie centrale annulaire 32, et plus précisément de la zone située au niveau de l'épaulement 100. En effet, cet épaulement annulaire, au lieu d'être plein et continue comme dans l'art antérieur, présente une pluralité d'évidements 60 espacés angulairement les uns des autres, de manière régulière. Ces évidements se situent non seulement au niveau de l'épaulement, mais se prolongent axialement selon la direction de l'axe YY du système d'injection, jusqu'au niveau de la surface amont du plateau 30 du déflecteur 20. Cela réduit donc considérablement la masse de cette zone antérieurement critique de la partie centrale du déflecteur, et améliore sa tenue thermique ainsi que sa durée de vie. Comme cela est le mieux visible sur la figure 4, en section transversale, c'est-à-dire orthogonal à l'axe YY, chaque évidement prend une forme de demi-cercle ouvert radialement vers l'extérieur. Cela permet de les réaliser facilement par usinage. Le nombre de ces évidements peut être très important, par exemple prévu entre 30 et 50 espacés selon la direction circonférentielle. La zone comprenant l'épaulement 100 prend ainsi la forme d'une couronne dentée extérieurement, et centrée sur l'axe YY du système d'injection 2. Pour améliorer encore davantage la tenue thermique de la zone sensible du déflecteur, il est prévu une pluralité d'orifices de passage d'air de refroidissement à travers le fond de chambre 22. Ces orifices, référencés 62 sur la figure 3, présentent ici la particularité d'être orientés en direction de l'épaulement 100, afin de renforcer son refroidissement. Chaque passage d'air 62 présente un axe d'éjection d'air 64 qui intercepte de préférence les évidements 60 prévus dans l'épaulement 100. Pour ce faire, en section longitudinale telle que celle visible sur la figure 3, ces axes d'éjection d'air 64 sont inclinés d'un angle compris par exemple entre 30 et 60° par rapport à l'axe longitudinal YY du système d'injection 2. De plus, ces orifices de passage d'air peuvent aussi être inclinés de manière à présenter également une composante tangentielle. Il est noté que comme les évidements 60, les orifices de passage d'air de refroidissement 62 sont agencés selon une rangée annulaire centrée sur l'axe YY. Leur nombre peut être identique à celui des évidements 60, c'est-à-dire compris entre 30 et 50. Enfin, afin d'obtenir un refroidissement dit par impact, chaque orifice de passage d'air 62 présente un faible diamètre, par exemple compris entre 0,8 et 1,5 MM. modifications du métier à uniquement à Bien entendu, diverses peuvent être apportées par l'invention qui vient d'être titre d'exemples non limitatifs l'homme décrite, -25 REVENDICATIONS1. Déflecteur (20) pour système d'injection (2) de chambre de combustion de turbomachine d'aéronef, 5 comprenant une partie centrale annulaire (32), ainsi qu'un plateau de protection thermique (30) s'étendant à partir de cette partie centrale (32) équipée d'un épaulement annulaire (100) destiné à être en butée contre un fond de chambre (22) du système d'injection, 10 caractérisé en ce que ledit épaulement annulaire (100) est pourvu d'évidements (60) espacés angulairement les uns des autres. 2. Déflecteur selon la revendication 1, 15 caractérisé en ce que lesdits évidements (60) sont régulièrement répartis selon la direction circonférentielle. 3. Déflecteur selon la revendication 1 ou 20 la revendication 2, caractérisé en ce que chaque évidement (60) présente une section transversale en forme de demi-cercle ouvert radialement vers l'extérieur. 25 4. Déflecteur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les évidements (60) sont prévus dans un nombre compris entre 30 et 50. 30 5. Déflecteur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que lapartie centrale annulaire (32) présente une gorge de retenue (40) ouverte radialement vers l'extérieur, et destinée à coopérer avec un rebord (52) d'une bague de retenue prévue du côté opposé du fond de chambre (22). 6. Chambre de combustion (101) de turbomachine d'aéronef comprenant un fond de chambre (22), ainsi qu'au moins un système d'injection (2) comprenant un déflecteur (20) selon l'une quelconque des revendications précédentes dont la partie centrale annulaire (32) traverse un trou (33) du fond de chambre, ce dernier étant équipé d'une pluralité d'orifices de passage d'air de refroidissement (60) orientés en direction de l'épaulement annulaire (100). 7. Chambre de combustion selon la revendication 6, caractérisée en ce que lesdits orifices de passage d'air de refroidissement (62) définissent des axes d'éjection d'air (64) interceptant les évidements (60) de l'épaulement annulaire (100). 8. Chambre de combustion selon la revendication 7, caractérisée en ce que lesdits axes d'éjection d'air (64) sont inclinés d'un angle compris entre 30 et 60° par rapport à l'axe longitudinal (YY) du système d'injection (2). 9. Chambre de combustion selon l'une quelconque des revendications 6 à 8, caractérisée en ce 30 que lesdits orifices de passage d'air (62) présentent un diamètre compris entre 0,8 et 1,5 mm. 10. Turbomachine d'aéronef comprenant une chambre de combustion (101) selon l'une quelconque des revendications 6 à 9.5