Brevet FR2985564A1 — publié le 20130712

INJECTION SYMETRIQUE DE CARBURANT POUR UNE CHAMBRE DE COMBUSTION DE TURBINE CONTEXTE DE L'INVENTION La présente invention concerne généralement les turbomachines, et 5 spécifiquement une injection de carburant pour une chambre de combustion de turbine. En particulier, l'invention concerne un système d'injection de carburant pour la chambre de combustion ou la section de brûleur d'une turbine à gaz, par exemple une turbine de propulsion ou un turboréacteur. Les turbines à gaz (turbines de combustion) sont construites autour d'un 10 réacteur composé d'un compresseur, d'une chambre de combustion et d'une turbine, agencés en série avec une entrée en amont et un échappement en aval. Le compresseur comprime l'air provenant de l'entrée, qui est mélangé avec le carburant dans la chambre de combustion et allumé pour générer un gaz de combustion chaud. La turbine extrait l'énergie du gaz de combustion de dilatation et entraîne le 15 compresseur via un arbre commun. L'énergie est distribuée sous la forme d'énergie rotative dans l'arbre, de poussée réactive de l'échappement ou les deux. Les turbines à gaz fournissent une puissance fiable avec un bon rendement pour une large plage d'applications, comprenant l'aviation et la génération de puissance industrielle. Les petits moteurs comprenant les groupes auxiliaires de 20 puissance utilisent typiquement une conception à un rotor, avec le compresseur et les sections de turbine qui tournent conjointement. Les plus gros turbocompresseurs et les turbines industrielles à gaz (IGT) sont généralement agencés en un nombre de rotors emboîtés de manière coaxiale, qui fonctionnent à différentes pressions et températures, et tournent à des vitesses différentes (ou en fonction de la conception, 25 dans différentes directions). Les sections de compresseur et de turbine individuelles dans chaque rotor sont divisées en un nombre d'étages qui sont formés de rangées alternées de surfaces portantes d'aube de rotor et de pale de stator. Les surfaces portantes sont formées pour faire tourner, accélérer et comprimer l'écoulement du fluide de travail, et pour 30 générer une levée pour la conversion de l'énergie rotative dans la turbine. Les turbines de propulsion pour l'aviation comprennent des conceptions à turboréacteur, réacteur à double flux, turbopropulseur et turbomoteur. Dans les turboréacteurs, la poussée est principalement générée à partir de l'échappement. Les aéronefs à voilure fixe utilisent typiquement des configurations de réacteur à double 35 flux et turbopropulseur, dans lesquelles le rotor à basse pression est couplé à un ventilateur de propulsion ou un propulseur. Les turbomoteurs sont utilisés sur les aéronefs à voilure tournante, comprenant les hélicoptères. Les aéronefs commerciaux s'orientent typiquement vers des conceptions de réacteur à double flux à haut évitement, afin de réduire le bruit et augmenter la performance. Les chasseurs à réaction et les autres aéronefs supersoniques ont tendance à utiliser des réacteurs à double flux à faible évitement, qui fournissent une poussée plus spécifique mais peuvent également générer davantage de bruit et avoir une moindre performance à vitesse lente. Les turboréacteurs sont considérés comme étant une conception ancienne mais des applications de turboréacteur avancées sont également connues, comprenant des configurations à post-combustion continues et statoréacteur hybride pour des aéronefs et des véhicules spatiaux à performance ultra-élevée. Les turboréacteurs sont également utilisés sur de plus petits avions, comprenant les aéronefs téléguidés (UAV) et des turboréacteurs à durée de vie limitée pour les munitions, les missiles et les leurres guidés. Parmi ces applications, la performance de la turbine de propulsion dépend du contrôle précis du procédé de combustion. En particulier, la conception de la chambre de combustion est entraînée pour des températures de combustion élevées qui ont tendance à améliorer la performance de poussée et le besoin d'une distribution de carburant/air uniforme dans la zone de combustion, afin d'augmenter la performance et réduire les points chauds. RESUME L'invention concerne un système d'injection de carburant pour la chambre de combustion d'une turbomachine, et un turboréacteur utilisant le système d'injection. Le système comprend un revêtement de chambre de combustion avec des zones de combustion principale et secondaire, une série de tubes d'air, un collecteur de carburant et une série d'injecteurs de carburant. Les tubes d'air s'étendent à travers le revêtement de la chambre de combustion le long d'un axe principal, avec une ouverture de sortie définie à l'intérieur de la chambre de combustion. Le collecteur de carburant est agencé à proximité du revêtement de la chambre de combustion, afin de distribuer le carburant via les injecteurs de carburant par le biais des tubes d'air jusqu'aux zones de combustion principale et secondaire. Les injecteurs de carburant sont couplés au collecteur de carburant, et positionnés pour injecter le carburant le long des axes des tubes d'air. Chaque injecteur de carburant génère une distribution de carburant sensiblement symétrique au niveau de l'ouverture de sortie, par rapport à l'axe associé du tube d'air. Cette configuration fournit une distribution de carburant plus équilibrée aux zones de combustion principale et secondaire, sur une plage de différentes conditions de fonctionnement du moteur et des rapports de moment air/carburant. Dans un mode de réalisation préféré, la présente invention propose un système d'injection de carburant comprenant : un revêtement de chambre de combustion définissant des zones de combustion principale et secondaire ; un tube 10 d'air s'étendant à travers le revêtement de la chambre de combustion le long d'un axe jusqu'à une ouverture de sortie à l'intérieur de la chambre de combustion ; un collecteur de carburant positionné à proximité du revêtement de la chambre de combustion afin de distribuer le carburant par le tube d'air aux zones de combustion principale et secondaire ; et un injecteur de carburant couplé au collecteur de 15 carburant et positionné pour injecter le carburant le long de l'axe du tube d'air, de sorte que le carburant a une distribution sensiblement symétrique au niveau de l'ouverture de sortie. De manière avantageuse, l'injecteur de carburant peut comprendre une buse de pulvérisation positionnée à l'intérieur du tube d'air pour injecter le carburant en 20 tant que pulvérisation en forme d'éventail orientée le long de l'axe du tube d'air. De manière avantageuse, l'injecteur de carburant peut comprendre une buse de contact pour injecter le carburant sur une surface interne du tube d'air. De manière avantageuse, l'injecteur de carburant peut générer un film de carburant sur la surface interne du tube d'air, le film de carburant étant sensiblement 25 uniforme au niveau de l'ouverture de sortie par rapport à la rotation autour de l'axe du tube d'air. De manière avantageuse, le tube d'air peut fournir un écoulement tourbillonnant pour distribuer le carburant sur la surface interne du tube d'air dans un film de carburant sensiblement uniforme au niveau de l'ouverture de sortie. 30 De manière avantageuse, la buse de contact peut être positionnée le long de l'axe de tube d'air afin d'injecter le carburant en tant que pulvérisation en forme d'éventail à grand angle empiétant sur la surface interne du tube d'air. De manière avantageuse, l'injecteur de carburant peut comprendre un tube de carburant formé le long de la surface interne du tube d'air. 35 De manière avantageuse, la buse de contact peut être positionnée hors de l'axe du tube d'air, à proximité de la surface interne. De manière avantageuse, l'injecteur de carburant peut comprendre un tube de carburant orienté de manière coaxiale à l'intérieur du tube d'air pour injecter le carburant le long de l'axe du tube d'air. De manière avantageuse, la distribution de carburant au niveau de l'ouverture de sortie peut être sensiblement uniforme en rotation autour de l'axe du tube d'air. De manière avantageuse, la distribution de carburant au niveau de l'ouverture de sortie peut être sensiblement uniforme en rotation autour de l'axe du tube d'air, dans une variation nominale de vingt-cinq pour cent. On propose également un turboréacteur comprenant un compresseur et une 10 turbine en série, et une chambre de combustion positionnée entre le compresseur et la turbine en série, la chambre de combustion comprenant le système décrit ci-dessus. On propose également un véhicule téléguidé comprenant le turboréacteur décrit ci-dessus. On propose également un véhicule volant à durée de vie limitée comprenant 15 le turboréacteur décrit ci-dessus. Dans un autre mode de réalisation préféré, la présente invention propose une chambre de combustion pour une turbine à gaz, la chambre de combustion comprenant : un revêtement de chambre de combustion définissant des zones de combustion principale et secondaire ; un tube d'air s'étendant à travers le revêtement 20 de la chambre de combustion vers une ouverture de sortie, le tube d'air définissant un axe de tube d'air pour la distribution du carburant et de l'air aux zones de combustion principale et secondaire ; un collecteur de carburant positionné à proximité du revêtement de la chambre de combustion pour distribuer le carburant par le biais du tube d'air dans les zones de combustion principale et secondaire ; et 25 un injecteur de carburant couplé au collecteur de carburant et positionné à l'intérieur du tube d'air afin de générer une distribution de carburant sensiblement symétrique par rapport à l'axe du tube d'air au niveau de l'ouverture de sortie. Encore dans un autre mode de réalisation préféré, la présente invention propose un turboréacteur comprenant : un compresseur et une turbine en série ; et 30 une chambre de combustion positionnée entre le compresseur et la turbine en série, la chambre de combustion comprenant : un revêtement définissant des zones de combustion principale et secondaire ; un tube d'air s'étendant de manière axiale à travers le revêtement de la chambre de combustion vers une ouverture de sortie ; un collecteur de carburant pour distribuer le carburant aux zones de combustion 35 principale et secondaire le long d'un axe du tube d'air ; et un injecteur de carburant positionné pour injecter le carburant le long de l'axe du tube d'air, de sorte que l'injecteur de carburant génère une distribution sensiblement symétrique au niveau de l'ouverture de sortie du tube d'air. BREVE DESCRIPTION DES DESSINS La figure 1 est une vue schématique d'un véhicule volant alimenté par un moteur à propulsion de turbine à gaz, avec une injection de carburant symétrique. La figure 2 est une vue latérale d'un moteur à propulsion, dans un mode de réalisation de turboréacteur. La figure 3 est une vue en coupe d'une chambre de combustion pour le 10 moteur à propulsion, représentant le système d'injection de carburant. La figure 4 est une vue schématique du système d'injection de carburant, illustrant la distribution symétrique de carburant et la distribution équilibrée de carburant aux zones de combustion principale et secondaire. La figure 5A est une vue schématique du système d'injection de carburant, 15 dans une configuration de buse de contact. La figure 5B est une vue en perspective du système d'injection de carburant, dans une configuration d'atomiseur à circuit de caloportage divisé. La figure 5C est une vue schématique du système d'injection de carburant, dans une configuration de tube d'air intégré. 20 DESCRIPTION DETAILLEE La figure 1 est une vue schématique du véhicule volant 10. Le véhicule volant 10 comprend un corps aérodynamique 12, des surfaces de levée 14, une partie arrière de fuselage 16, un stabilisateur 18 et un moteur à propulsion 20. Le moteur à 25 propulsion (ou turbine de propulsion) 20 est d'une conception de turbine à gaz ou de turbine à combustion avec une entrée 22, un compresseur 24, une chambre de combustion 26, une turbine 28 et une buse d'échappement 30. La chambre de combustion 26 comprend un injecteur de carburant aligné de manière axiale pour une performance améliorée et une meilleure durée de vie, comme décrit ci-dessous. 30 Comme représenté sur la figure 1, le véhicule volant 10 est configuré pour être utilisé en tant que munition guidée ou système de vol, par exemple un missile ou un leurre guidé. En variante, le véhicule volant 10 est configuré pour être utilisé comme un véhicule téléguidé (UAV) ou drone, ou un aéronef piloté. Dans ces modes de réalisation, les caractéristiques du corps aérodynamique (ou fuselage) 12, les 35 surfaces de levée (ailes) 14, la partie arrière de fuselage (queue ou empennage) 16 et du stabilisateur 18 varient en conséquence. Lors du fonctionnement du véhicule volant 10, la turbine de propulsion 20 génère la poussée de propulsion afin de fournir la vitesse V vers l'avant. Les surfaces de levée 14 supportent le corps aérodynamique 12 en générant la levée L basée sur l'écoulement d'air F relatif. Les surfaces de levée 14 et le stabilisateur 18 peuvent également comprendre des surfaces de vol pour contrôler la direction de la vitesse de l'air V vers l'avant et maintenir la levée L, selon le résultat de poussée provenant de la turbine de propulsion 20. La configuration de la turbine de propulsion 20 varie avec l'application. Dans les systèmes de missile et de leurre, par exemple, la turbine 20 peut être configurée 10 comme un turboréacteur, par exemple dans une conception à usage unique à un rotor (à durée de vie limitée) ou multi-usage (récupérable). Dans des applications de drone et de UAV, la turbine 20 peut également être configurée comme un réacteur à double flux miniature. En variante, la turbine 20 comprend l'un quelconque parmi un turboréacteur, un réacteur à double flux, un turbopropulseur, un turbomoteur ou une 15 turbine à combustion, dans une plage de configurations à rotor unique et plusieurs rotors, comme décrit ci-dessus, et comme cela est connu dans l'art. La figure 2 est une vue schématique de la turbine de propulsion 20, dans une configuration de turboréacteur à écoulement radial à un rotor destiné à être utilisé sur un UAV, un drone, un missile ou un leurre guidé. Dans cet exemple particulier, la 20 turbine de propulsion 20 comprend une entrée en amont 22, un compresseur radial 24, une chambre de combustion 26 et une turbine radiale 28, agencés en série avec une buse d'échappement 30 en aval. La turbine 28 est couplée à rotation au compresseur 24 via l'arbre 32, qui tourne autour d'un axe central (ou axe de turbine) CL. 25 La chambre de combustion (ou brûleur) 26 comprend un revêtement 34 de chambre de combustion, définissant les chambres de combustion principale et secondaire 36A et 36B. Des tubes d'air principaux 38A fournissent l'air à la zone de combustion principale 36A et à la zone de combustion secondaire 36B. Les tubes d'air secondaires 38B peuvent également être inclus pour fournir l'air 30 supplémentaire à la zone de combustion secondaire 36B. Les injecteurs de carburant 40 introduisent le carburant à partir du collecteur de carburant 42 dans l'une ou les deux zones des zones de combustion principale et secondaire 36A et 36B, par exemple via des tubes d'air principaux 38A. Le carburant est mélangé avec l'air et allumé par l'élément d'allumage 46, par exemple en 35 utilisant un dispositif d'allumage de type à étincelle ou pyroflare. De plus, des effets d'écoulement croisés et tourbillonnants mélangent également le combustible et l'air entre les zones de combustion principale et secondaire 36A et 36B. Dans la configuration particulière de la figure 2, les éléments 40 de l'injecteur de carburant comprennent un tube de distribution de carburant monté sur le collecteur de carburant (ou rampe de carburant) 42, déchargeant le jet de carburant 44 pulvérisé par ventilateur sur la paroi interne du tube d'air principal 38A. Chaque 5 injecteur de carburant 40 forme un film de carburant à grand angle sur la paroi interne du tube d'air 38A, fusionnant en tant que distribution de carburant symétrique 45 à la sortie du tube d'air 38A afin de fournir une distribution de carburant équilibrée aux zones de combustion principale et secondaire 36A et 36B. Lors du fonctionnement de la turbine de propulsion 20, l'air 10 comprimé (décharge du compresseur) provenant du compresseur 24 entre dans la chambre de combustion ou la section de brûleur 26 dans une direction axialement en aval, passant par la région de plénum 48 entre le revêtement 34 de la chambre de combustion et le carter de turbine 36. De l'air comprimé supplémentaire peut également pénétrer dans la chambre de combustion 26 via une combinaison de trous 15 de refroidissement et de dilution dans le revêtement 34 de la chambre de combustion, comme réparti le long d'une ou des deux zones de combustion principale et secondaire 36A et 36B. En aval de la chambre de combustion 26, le gaz de combustion se dilate à l'intérieur de la turbine à écoulement radial 28 pour entraîner le compresseur 24 via 20 l'arbre 32. La dilatation du gaz de combustion est dirigée vers l'arrière à partir de la turbine 28 en passant par la buse d'échappement 30, générant la poussée vers l'avant pour la turbine de propulsion 20. La distribution symétrique de carburant 45 fournit une distribution de carburant améliorée sur une plage de différentes conditions de fonctionnement du 25 moteur et différents débits de carburant. En particulier, l'injection symétrique de carburant fournit une distribution de carburant plus équilibrée aux zones de combustion principale et secondaire 36A et 36B, où l'équilibre du carburant dépend sensiblement du rapport de moment air/carburant, comme décrit ci-dessous. Dans la configuration à écoulement inversé de la figure 2, l'écoulement d'air 30 principal pénètre dans la chambre de combustion 26 au niveau de l'extrémité axialement arrière du plénum 48, s'inversant à l'intérieur du revêtement 34 de la chambre de combustion de sorte que les gaz de combustion sortent au niveau de l'extrémité axialement avant de la chambre de combustion 26. Ainsi, la zone de combustion principale 36A est positionnée en amont et axialement en arrière de la 35 zone de combustion secondaire 36B, et la zone de combustion secondaire 36B est positionnée en aval et axialement en avant de la zone de combustion principale 36A. En variante, on utilise un agencement à écoulement axial, et les positions de la zone de combustion relative varient en conséquence. La figure 3 est une vue en coupe de la chambre de combustion 26, représentant l'injecteur de carburant 40 (lignes en pointillés) avec le tube de 5 distribution de carburant en communication de fluide avec la rampe de carburant 42. Le tube d'air 38A s'étend radialement vers l'avant à partir du revêtement 34 de la chambre de combustion le long de l'axe A du tube d'air principal, définissant une ouverture de sortie 49 à l'intérieur de la chambre de combustion 26. En fonction de la configuration, l'axe A du tube d'air peut également avoir des composantes 10 circonférentielles ou axiales, comme représenté sur la figure 3, ainsi qu'une composante radiale. L'injecteur de carburant 40 distribue le carburant aux zones de combustion principale et secondaire 36A et 36B dans la distribution symétrique de carburant 45. La distribution de carburant 45 est orientée le long de l'axe A du tube d'air principal, 15 et est uniforme ou symétrique autour de l'axe A au niveau de l'ouverture de sortie 49, ou symétrique plan par rapport à un plan passant par l'axe A et perpendiculaire à l'axe central CL. La distribution symétrique de carburant est axisymétrique autour de l'axe A du tube d'air ou symétrique par rapport au plan qui est formé par l'axe de rotation A autour de l'axe central CL. Le plan de symétrie plan est le long de l'axe A, 20 perpendiculaire au plan de symétrie le long de l'axe central CL (c'est-à-dire perpendiculaire à la page passant par l'axe A sur la figure 4). Dans l'exemple particulier de la figure 3, on prévoit des injecteurs de carburant 40 dans chacun des autres tubes d'air principaux 38A. Dans les autres configurations, les injecteurs de carburant 40 sont prévus dans chaque tube d'air 25 principal 38A, ou dans un agencement différent tel que tous les troisième ou quatrième tubes d'air principaux 38A. En variante, les injecteurs de carburant 40 sont prévus dans un ou plusieurs tubes d'air secondaires 38B, ou dans une combinaison de tubes d'air principal et secondaire 38A et 38B. L'injecteur de carburant 40 distribue une distribution de carburant équilibrée 30 45 à la fois la zone de combustion principale 36A et la zone de combustion secondaire 36B (flèches). Les composantes d'écoulement croisé et tourbillonnant à l'intérieur de la chambre de combustion 26 mélangent le carburant provenant de la distribution de carburant (ou pulvérisation de carburant) 45 dans un sens généralement axial et en amont à l'intérieur de la zone de combustion principale 35 36A, et dans un sens généralement axial et en aval à l'intérieur de la chambre de combustion secondaire 36B. Cette configuration d'injection de carburant symétrique fournit une distribution de carburant équilibrée avec un mélange de carburant/air uniforme pour un fonctionnement à haut rendement de la section 26 de la chambre de combustion. La distribution symétrique de carburant contraste avec les injecteurs de carburant à écoulement croisé et d'autres conceptions d'injection de carburant 5 asymétriques, où la distribution de carburant est asymétrique autour de l'axe A ou par rapport au plan passant par l'axe A avec une direction perpendiculaire pointée dans la direction de CL, l'axe central du moteur. Dans les configurations à injection de carburant asymétrique, l'équilibre du carburant à l'ouverture 49 et par conséquent entre les zones de combustion principale et secondaire 36A et 36B dépend du rapport 10 de moment air sur carburant ; c'est-à-dire le rapport du moment entre l'écoulement de gaz et les jets de carburant à écoulement croisé à l'intérieur des tubes d'air 38A (ou 38B). Pour cette raison, l'alimentation en carburant dans les zones de combustion principale et secondaire 38A et 38B varie dans les différentes conditions de fonctionnement du moteur, réduisant le rendement de la combustion et 15 contribuant à des points chauds, des points froids et des instabilités de combustion. Les chambres de combustion avec une distribution asymétrique de carburant laissent donc apparaître une usure accrue, et un risque supérieur d'éclatement prématuré de la chambre de combustion ou une autre défaillance. Comme représenté sur la figure 3, l'injection asymétrique de carburant 20 distribue une distribution de carburant plus uniforme 45 au niveau de l'ouverture de sortie 49 du tube d'air 38A, fournissant une distribution de carburant équilibrée (flèches) aux zones de combustion principale et secondaire 36A et 36B, avec une dépendance réduite au rapport du moment air-carburant. En particulier, la distribution de carburant 45 est symétrique (en rotation ou réflexion plane) autour de 25 l'axe A du tube d'air 38A, ou au plan passant par l'axe A avec une direction perpendiculaire orientée dans la direction de l'axe central CL, fournissant une distribution de carburant équilibrée sur une plus grande plage de conditions de fonctionnement du moteur, comprenant le démarrage, le ralenti, des conditions de faible puissance et de puissance élevée. La distribution symétrique de carburant 45 30 améliore également la performance de la chambre de combustion et réduit les instabilités de combustion, pour une durée de vie et une capacité de survie améliorées, avec moins de points chaud et froid et moins de probabilité de panne globale. La figure 4 est une vue schématique du système d'injection de carburant 50 35 pour la chambre de combustion 26 d'une turbine à gaz. La chambre de combustion 26 comprend un revêtement 34 de chambre de combustion, définissant des zones de combustion principale et secondaire 36A et 36B. Le tube d'air 38 s'étend radialement à travers le revêtement 34 de la chambre de combustion le long de l'axe principal A afin de définir une ouverture de sortie 49, à l'intérieur de la chambre de combustion 26. Le système d'injection de carburant 50 comprend un injecteur de carburant 40 5 avec un tube de carburant 51 et un pulvérisateur 52 couplé au collecteur de carburant 42. Le pulvérisateur 52 est positionné le long de l'axe principal A du tube d'air 38 et est orienté pour distribuer le jet de carburant 44 le long de l'axe de distribution de carburant f. Dans cet exemple particulier, l'axe de distribution de carburant f coïncide avec l'axe principal A du tube d'air 38, de sorte que la distribution de 10 carburant 45 sort de l'ouverture de sortie 49 symétriquement autour de l'axe A du tube d'air 38 afin de fournir une distribution de carburant équilibrée aux zones de combustion principale et secondaire 36A et 36B dans une plage de conditions de fonctionnement de moteur différentes et des rapports de moment d'écoulement d'air et carburant correspondants. 15 Comme représenté sur la figure 4, le tube de carburant 52 est à proximité immédiate d'un tube d'air principal ou secondaire 38A ou 38B (voir par exemple les figures 2 et 3) ou une autre source d'oxygène ou d'oxydant. Dans des configurations à refroidissement par contact, le jet de carburant 44 empiète sur la surface interne 54 du tube d'air 38 afin de former un film de carburant à grand angle 56, qui est 20 distribué à l'intérieur du tube d'air 38 afin de former une distribution de carburant uniforme autour de l'axe principal A à l'ouverture de sortie 49 indépendamment des conditions d'écoulement d'air à l'intérieur du tube d'air 38. Dans des configurations sans refroidissement par contact, le jet de carburant 44 n'empiète pas sur la surface interne 54, mais sort par l'ouverture de sortie 49 sous la forme d'un brouillard 25 d'atomiseur ou d'une autre distribution de pulvérisation 45. Dans chaque conception, l'écoulement de carburant FF sort par l'ouverture de sortie 49 avec une distribution sensiblement symétrique 45 autour de l'axe A du tube d'air. Comme défini ici, le terme sensiblement symétrique comprend les distributions de carburant 45 qui sont sensiblement uniformes par rapport à la rotation ou à la 30 réflexion autour de l'axe A du tube d'air 38 à l'ouverture de sortie 49, qu'elles soient formées par atomisation directe ou empiètement. La distribution de carburant 45 peut donc être symétrique en rotation ou plane autour de l'axe A ; c'est-à-dire sensiblement uniforme par rapport à la rotation autour de l'axe A du tube d'air 38, ou la réflexion dans le plan défini par la rotation de l'axe A autour de l'axe central CL du 35 moteur. Comme défini ici, le terme sensiblement uniforme comprend les distributions de carburant 45 qui sont sensiblement uniformes par rapport à la rotation ou la réflexion correspondante autour de l'axe principal A du tube d'air 38 ou du plan défini par la rotation de l'axe A autour de l'axe central CL, dans une variation nominale (écoulement massique) inférieure à environ 30 %. En variante, la variation nominale est inférieure à 10 % ou la variation nominale est inférieure à 20 % ou 5 25 %. La distribution de carburant 45 a une plage de formes sensiblement bidimensionnelles ou sensiblement tridimensionnelles correspondantes, par exemple une section conique, une surface conique ou une pulvérisation de carburant sous forme de cône solide ou en forme de coin. Le jet de carburant 44 a une plage similaire de forme conique 10 bidimensionnelle et tridimensionnelle, de section conique et de coin ou en forme d'éventail. Le jet de carburant 44 peut également avoir une relation de symétrie correspondante par rapport à l'axe A, comme représenté sur la figure 4. C'est-à-dire que le jet de carburant 44 peut être sensiblement uniforme par rapport à la rotation autour de l'axe principal A du tube d'air 38 ou à la réflexion sur le plan défini par la 15 rotation de l'axe A autour de l'axe central CL, dans une variation ou tolérance nominale donnée du point de vue de l'écoulement massique de 30 %, 20 % ou 10 %. En variante, le jet de carburant par contact 44 peut être asymétrique par rapport à l'axe A. Dans ces modes de réalisation, des caractéristiques d'écoulement tourbillonnant du film de carburant généré et/ou asymétriques à l'intérieur de la 20 surface 54 du tube d'air 38, produisent une distribution de carburant uniforme 45 à l'ouverture de sortie 49, indépendamment de l'écoulement d'air à l'intérieur du tube d'air 38. Dans chacune de ces configurations, l'écoulement de carburant FF sort par l'ouverture de sortie 49 sous la forme d'une distribution de carburant symétrique 45, 25 axialement symétrique autour de l'axe A ou symétrique plane par rapport au plan généré par l'axe A entraîné en rotation autour de l'axe central CL. Ceci contraste avec des conceptions d'injection de carburant sensiblement perpendiculaires ou transversales, où le carburant est injecté de manière transversale ou sur un courant d'air libre AF, et la distribution de carburant résultante dépend fortement du rapport 30 de moment d'air/carburant dû à un couplage d'écoulement d'air/carburant puissant. En particulier, le système d'injection de carburant 50 fournit un écoulement de carburant équilibré aux zones de combustion principale et secondaire 36A et 36B sur une large plage de rapports de moment air/combustible ou de conditions de fonctionnement de moteur hors conception, comprenant les conditions d'écoulement 35 de carburant élevé et d'écoulement de carburant faible. En aval de l'ouverture de sortie 49 le long de l'axe A du tube d'air, un écoulement tourbillonnant ou croisé supplémentaire fournit un mélange efficace du carburant/air dans chacune des zones de combustion 36A et 36B, pour une efficacité améliorée avec des instabilités de combustion réduites. Le système d'injection de carburant 50 réduit également les points chauds et froids afin d'augmenter la durée de vie et de présenter moins de risque de panne prématurée sur toute la plage des conditions du moteur, comprenant les opérations de démarrage, de ralenti, de faible puissance (faible poussée) et de puissance élevée (poussée élevée) du moteur. La distribution de carburant 45 est symétrique dans n'importe quel rapport de moment d'air/carburant. Le tourbillon de l'air aide dans certaines conditions à générer une distribution symétrique de carburant 45 à l'ouverture 49 du tube d'air 38, mais ceci est uniquement le cas si le tourbillon d'air est significatif par rapport à la vitesse axiale de l'écoulement d'air à travers le tube d'air 38. Ici, l'idée consiste à proposer un jet de carburant symétrique 44 et une pulvérisation de carburant 45 sensiblement symétrique au niveau de l'ouverture 49 du tube d'air dans n'importe quelles conditions d'écoulement d'air. Ce résultat peut être obtenu par 1) la génération de la pulvérisation de carburant axisymétrique 45 (cône plein ou surface conique) indépendamment du tourbillon de l'air ; ou bien 2) la génération d'une pulvérisation de carburant 45 en forme d'éventail avec le plan de symétrie formé par l'axe de rotation A autour de CL. Dans ce cas, le moment de la pulvérisation de carburant doit être assez important de sorte que le moment de l'air n'a pas d'impact significatif sur la trajectoire du carburant. Une manière de générer une telle pulvérisation symétrique en forme d'éventail 45 est réalisée par l'impact symétrique du jet de carburant 44 sur la surface interne 54 du tube d'air 38. Le film de carburant 56 fin a un moment très élevé qui malgré la surface accrue, n'a pas été impacté significativement par le 25 moment d'écoulement d'air qui cisaille le film. De plus, 3) la génération du film de carburant 56 sur la surface interne 54 du tube d'air 38 avec un tourbillon de carburant élevé est envisagée. Ceci permet à tout (la circonférence de) le tube d'air 38 d'être recouvert par le film de carburant 56, et le film de carburant 56 sur la paroi interne 54 du tube d'air est uniforme au niveau de l'ouverture 49. 30 La figure 5A est une vue schématique du système d'injection de carburant 50, dans une configuration à film à refroidissement par contact. Dans cette configuration, l'injecteur de carburant 40 comprend un tube de carburant 51 avec un atomiseur, une buse, une pointe de pulvérisation, un orifice de carburant ou un autre élément de distribution 58 pour injecter le jet de carburant 44 sur la surface interne 54 du tube 35 d'air 38. Comme représenté sur la figure 5A, l'injecteur de carburant 40 est agencé de manière coaxiale à l'intérieur du tube d'air 38, de sorte que l'axe longitudinal a du tube de carburant 51 coïncide avec l'axe de distribution de carburant f, chacun orienté le long de l'axe principal A du tube d'air 38. Comme utilisé ici, le long de et sensiblement parallèle signifient les différences angulaires relatives de l'ordre d'environ 30 degrés ( 60°), par exemple supérieures à soixante-dix degrés (> 70°) ou supérieures à quatre-vingt degrés (> 80°). Le jet de carburant (ou jet de contact) 44 est symétrique par rapport à la rotation ou la réflexion autour de l'axe A, produisant un film de carburant à grand angle 56 sur la surface interne 54 du tube d'air 38. La combinaison du jet de carburant symétrique 44 et de l'écoulement d'air tourbillonnant AF répartit le film de carburant 56 uniformément autour de l'axe principal A du tube d'air 38, générant une distribution symétrique de carburant 45 à l'ouverture de sortie 49 pour une distribution de carburant équilibrée aux zones de combustion principale et secondaire 36A et 36B. La figure 5B est une vue en perspective du système d'injection de carburant 50, dans une configuration d'atomiseur à écoulement divisé. L'atomiseur à écoulement divisé 60 est formé comme une fente, une fissure ou une autre structure d'écoulement divisé dans le tube de carburant 51 le long de l'axe principal A du tube d'air 38, afin de distribuer le jet de carburant 44 le long de l'axe de distribution de carburant f, avec l'axe de distribution de carburant f orienté le long ou de manière sensiblement parallèle à l'axe A du tube d'air. Comme représenté sur la figure 5B, le jet de carburant 44 a une forme sensiblement bidimensionnelle (par exemple une pulvérisation en forme d'éventail à section conique ou à surface conique bidimensionnelle), et le jet de carburant 44 est symétrique par rapport à la rotation ou la réflexion autour de l'axe principal A du 30 tube d'air 38. En contraste à la figure 5A, cependant, l'axe longitudinal a du tube de carburant 51 est transversal ou sensiblement perpendiculaire par rapport à l'axe A du tube d'air principal. Le carburant (ou jet de carburant) empiète sur l'extrémité du tube de carburant 51 et dévie dans le jet de carburant pulvérisé en forme d'éventail 44 au niveau de l'atomiseur 60. L'axe de distribution de carburant f est déterminé par 35 l'orientation de l'atomiseur 60, qui est dirigé le long de ou de manière sensiblement parallèle à l'axe A, et de manière transversale ou sensiblement perpendiculaire par rapport à l'axe longitudinal a. La figure 5C est une vue schématique du système d'injection de carburant 50, dans une configuration de distribution de carburant à tube d'air intégré. Dans cette conception, le tube de carburant 51 est formé le long de la surface interne 54 du tube d'air 38, et l'injecteur de carburant 40 comprend un atomiseur de contact, une buse de pulvérisation ou un élément de contact similaire 62 afin de générer le film de carburant 56 par contact du jet de carburant 44 sur la surface interne 56 du tube d'air 38. Comme représenté sur la figure 5C, le tube de carburant 51 n'est pas nécessairement coaxial avec le tube d'air 38, et le jet de carburant 44 n'est pas nécessairement symétrique autour de l'axe principal A du tube d'air 38. Au lieu de cela, un barrage d'air 64 peut être utilisé pour favoriser le tourbillon et le mélange de l'écoulement d'air AF à l'intérieur du tube d'air 38, de sorte que le film de carburant 56 est uniformément distribué autour de l'axe principal A du tube d'air 38 à l'ouverture de sortie 49. Pour cette raison, le système d'injection de carburant 50 fournit une distribution symétrique de carburant 45, comme décrit ci-dessus, pour un écoulement de carburant équilibré FF sur une plage de débits de carburant différents, rapports de moment d'air/carburant différents et différentes conditions de fonctionnement du moteur. En l'absence de l'effet ou tourbillon d'air, le système d'injection 50 sur la figure 5C peut toujours fournir la distribution de carburant 20 équilibrée 45 avec une symétrie plane par rapport au plan généré par la rotation de l'axe A autour de l'axe central CL. Alors que l'invention a été décrite en référence à des exemples de modes de réalisation, l'homme du métier comprendra que différents changements peuvent être apportés et que ces éléments peuvent être remplacés par des éléments équivalents 25 sans pour autant s'éloigner de la portée de l'invention, qui est définie par les revendications jointes. De plus, des modifications peuvent être apportées pour adapter une situation particulière ou un matériau particulier aux enseignements de l'invention, sans pour autant s'éloigner de sa portée. Par conséquent, l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation particuliers décrits ici, mais comprend tous 30 les modes de réalisation se trouvant dans la portée des revendications jointes. REVENDICATIONS1. Système d'injection de carburant (50) comprenant : un revêtement (34) de chambre de combustion définissant des zones de combustion principale et secondaire (36A ; 36B) ; un tube d'air (38) s'étendant à travers le revêtement (34) de la chambre de combustion le long d'un axe (A) jusqu'à une ouverture de sortie (49) à l'intérieur du revêtement (34) de la chambre de combustion ; un collecteur de carburant (42) positionné à proximité du revêtement (34) de 10 la chambre de combustion pour distribuer le carburant par le tube d'air (38) aux zones de combustion principale et secondaire (36A ; 36B) ; et un injecteur de carburant (40) couplé au collecteur de carburant (42) et positionné pour injecter le carburant le long du tube d'air (38), de sorte que le carburant a une distribution sensiblement symétrique (45) à l'ouverture de 15 sortie (49). 2. Système selon la revendication 1, dans lequel l'injecteur de carburant comprend une buse de pulvérisation positionnée à l'intérieur du tube d'air (38) pour injecter le carburant en tant que pulvérisation en forme d'éventail orientée le long de l'axe (A) du tube d'air (38). 20 3. Système selon la revendication 1, dans lequel l'injecteur de carburant comprend une buse de contact pour injecter le carburant sur une surface interne (54) du tube d'air (38). 4. Système selon la revendication 3, dans lequel l'injecteur de carburant (40) génère un film de carburant sur la surface interne (54) du tube 25 d'air (38), le film de carburant étant sensiblement uniforme à l'ouverture de sortie (49) par rapport à la rotation autour de l'axe (A) du tube d'air (38). 5. Système selon la revendication 3 ou 4, dans lequel le tube d'air (38) fournit l'écoulement tourbillonnant pour distribuer le carburant sur la surface interne (54) du tube d'air (38) dans un film de carburant sensiblement uniforme à 30 l'ouverture de sortie (49). 6. Système selon la revendication 3, 4 ou 5, dans lequel la buse de contact est positionnée le long de l'axe (A) du tube d'air (38) pour injecter le carburant sous forme de pulvérisation en forme d'éventail à grand angle empiétant sur la surface interne (54) du tube d'air (38). 35 7. Système selon la revendication 3, 4 ou 5, dans lequel l'injecteur de carburant (40) comprend un tube de carburant (51) formé le long de la surface interne (54) du tube d'air (38). 8. Système selon la revendication 7, dans lequel la buse de contact est positionnée hors de l'axe (A) du tube d'air (38), à proximité de la surface interne (54). 9. Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel 5 l'injecteur de carburant (40) comprend un tube de carburant (51) orienté de manière coaxiale à l'intérieur du tube d'air (38) pour injecter le carburant le long de l'axe (A) du tube d'air (38). 10. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la distribution de carburant (45) à l'ouverture de sortie (49) est sensiblement 10 uniforme en rotation autour de l'axe (A) du tube d'air (38). 11. Système selon la revendication 10, dans lequel la distribution de carburant (45) à l'ouverture de sortie (49) est sensiblement uniforme en rotation autour de l'axe (A) du tube d'air (38), dans les limites d'une variation nominale de vingt-cinq pour cent. 15 12. Turboréacteur (20) comprenant : un compresseur (24) et une turbine (28) en série ; et une chambre de combustion (26) positionnée entre le compresseur (24) et la turbine (28) en série, la chambre de combustion (26) comprenant le système selon l'une quelconque des revendications précédentes. 20 13. Véhicule volant téléguidé (10) comprenant le turboréacteur (20) selon la revendication 12. 14. Véhicule volant à durée de vie limitée (10) comprenant le turboréacteur (60) selon la revendication 12.