Brevet FR3162501A1 — publié le 20251128

L’invention concerne un injecteur (30) pour un dispositif d’injection (10) de combustible gazeux d’axe longitudinal (X) destiné à être monté sur le fond (94) d’une chambre de combustion (90) de turbomachine, l’injecteur (30) s’étendant de l’amont vers l’aval selon un axe longitudinal (X), l’injecteur (30) présentant un bord amont (40) et un bord aval (50) muni de trous d’injection (60) de combustible. Le bord amont (40) présente une première ondulation (41) selon une première direction transversale (Y) perpendiculaire à l’axe longitudinal (X) et une deuxième ondulation (42) selon l’axe longitudinal (X) et en ce que le bord aval (50) présente une troisième ondulation (53) selon la première direction transversale (Y) et une quatrième ondulation (54) selon l’axe longitudinal (X). Figure 2 Injecteur ondulé de dispositif d’injection pour chambre de combustion L’invention concerne le domaine des chambres de combustion de turbomachines d’aéronefs alimentées par un combustible gazeux tel que le dihydrogène et de l’air. Ces aéronefs incluent les appareils à voilure pour l’aviation civile ou militaire, les hélicoptères, VTOL, drones, APU, turboréacteur, turbopropulseurs. Dans le cas où la turbomachine est une turbomachine double corps double flux d’avion qui s’étend selon un axe longitudinal, le compresseur situé en amont comprime l'air qui est entré par l’amont dans la turbomachine. Cet air est admis dans la chambre de combustion de la turbomachine située en aval. Les gaz chauds issus de cette combustion sont ensuite détendus dans une turbine située en aval et font tourner cette turbine. La rotation de cette turbine entraine le rotor de cette turbomachine sur lequel cette turbine est montée. Le rotor entraine à son tour en rotation le compresseur et les pales de la soufflante situé en amont de la turbomachine. La rotation des pales de la soufflante contribue, avec l’éjection à haute vitesse des gaz en sortie de la chambre de combustion, à la propulsion de la turbomachine. La chambre de combustion est annulaire et comprend une pluralité de dispositifs d’injection qui sont répartis circonférentiellement sur le fond de la chambre de combustion et qui injectent le combustible dans la chambre de combustion. Ainsi, on connait un injecteur pour un dispositif d’injection de combustible gazeux destiné à être monté dans une chambre de combustion de turbomachine, l’injecteur s’étendant de l’amont vers l’aval selon un axe longitudinal X, l’injecteur présentant un bord amont et un bord aval muni de trous d’injection de combustible. En fonctionnement de la turbomachine, on peut parfois rencontrer des difficultés dans le dispositif d’injection de combustible gazeux, notamment une instabilité de la flamme en aval des injecteurs dans la plage de fonctionnement de la turbomachine, une accroche de la flamme à l’extrémité aval des injecteurs, et le phénomène de « flashback » (retour de flamme vers l’amont). De plus, pour des raisons environnementales, on cherche à utiliser des combustibles gazeux autres que le kérosène (qui n’est pas gazeux), qui émettent moins de gaz carbonés polluants tels que le NOx, de particules fines et de fumées. Un tel combustible moins polluant est le dihydrogène. Cependant, utiliser le dihydrogène comme combustible exacerbe les inconvénients ci-dessus, spécialement le risque de flashback et les instabilités de combustion car la vitesse de flamme est environ dix fois plus rapide pour l’hydrogène que pour le kérosène. Description de l’invention La présente invention vise à remédier à ces inconvénients. L'invention vise à proposer un injecteur pour un dispositif d’injection de combustible gazeux qui fournisse une combustion plus stable sur toute la plage de combustion, c’est-à-dire une stabilité de la flamme sur la plage de fonctionnement de la turbomachine. Ce but est atteint grâce au fait que le bord amont présente une première ondulation selon une première direction transversale Y perpendiculaire à l’axe longitudinal X et une deuxième ondulation selon l’axe longitudinal X et en ce que le bord aval présente une troisième ondulation selon la première direction transversale Y et une quatrième ondulation selon l’axe longitudinal X. Grâce à ces dispositions, les ondulations du bord amont et du bord aval de l’injecteur selon deux directions perpendiculaires forment plus efficacement des tourbillons dans le flux de gaz qui traverse le dispositif d’injection, notamment en aval du bord aval. Ainsi, on améliore le mélange entre le gaz et le combustible et on contribue à empêcher un accrochage de la flamme aux injecteurs, à stabiliser la flamme et à éviter les phénomènes de flashback de la flamme, notamment lorsque le combustible est de l’hydrogène. Par exemple, les ondulations sont périodiques et sont entièrement curvilignes. Par exemple, les longueurs d’ondes de la troisième ondulation et de la quatrième ondulation sont inférieures aux longueurs d’onde de la première ondulation et de la deuxième ondulation. Par exemple, les trous d’injection sont disposés irrégulièrement les uns par rapport aux autres. L’invention concerne également un dispositif d’injection de combustible gazeux d’axe longitudinal (X) destiné à être monté dans une chambre de combustion de turbomachine, le dispositif d’injection comprenant au moins un injecteur selon l’invention. Par exemple, le dispositif d’injection comprend au moins deux brides et au moins un injecteur qui s’étend dans un plan défini par l’axe longitudinal X et une seconde direction transversale Z perpendiculaire à la première direction transversale Y et à l’axe longitudinal X, chacune des au moins deux brides s’étendant dans un plan parallèle à ce plan et le au moins un injecteur étant situé entre deux brides adjacentes. Par exemple, le dispositif d’injection comprend au moins deux brides annulaires coaxiales d’axe longitudinal X, tel que le au moins un injecteur est situé entre deux brides adjacentes, et est annulaire et coaxial avec ces brides, la première direction transversale Y étant radiale et une seconde direction transversale Z perpendiculaire à la première direction transversale Y et à l’axe longitudinal X étant circonférentielle. Par exemple, le dispositif d’injection comprend au moins une bride hélicoïdale d’axe longitudinal X, tel que le au moins un injecteur est hélicoïdal et s’étend sur au moins une partie de sa longueur hélicoïdale entre deux portions adjacentes radialement de la au moins une bride et est coaxial avec la au moins une bride, la première direction transversale Y étant radiale et une seconde direction transversale Z perpendiculaire à la première direction transversale Y et audit axe longitudinal X étant circonférentielle. L’invention concerne également une chambre de combustion comprenant une pluralité de dispositifs d’injection selon l’invention, répartis le long du fond de cette chambre. L’invention concerne également une turbomachine comprenant une chambre de combustion selon l’invention. L'invention sera bien comprise et ses avantages apparaîtront mieux, à la lecture de la description détaillée qui suit, de modes de réalisation représentés à titre d'exemples non limitatifs. La description se réfère aux dessins annexés sur lesquels : FIG. 1 La FIG. 1 est une vue en coupe longitudinale d’une chambre de combustion d’une turbomachine portant un dispositif d’injection selon l’invention. FIG. 2 La FIG. 2 est une vue de face selon l’axe longitudinal X d’un dispositif d’injection selon un premier mode de réalisation de l’invention. FIG. 3 La FIG. 3 est une vue en perspective d’un injecteur du dispositif d’injection de la FIG. 2 . FIG. 4 La FIG. 4 est une vue de face selon l’axe longitudinal X de l’injecteur de la FIG. 3 . FIG. 5 La FIG. 5 est une vue de dessus selon la première direction transversale Y de l’injecteur de la FIG. 3 . FIG. 6 La FIG. 6 est une vue de face selon l’axe longitudinal X d’un dispositif d’injection selon un deuxième mode de réalisation de l’invention. FIG. 7 La FIG. 7 est une vue de face selon l’axe longitudinal X d’un dispositif d’injection selon un troisième mode de réalisation de l’invention. Description détaillée de l’invention Dans la description ci-dessous, les termes « interne » et « intérieur » désignent un élément orienté vers un axe de référence ou disposé plus près de cet axe. Les termes « externe » et « extérieur » désignent un élément orienté en direction opposée de cet axe de référence ou disposé plus loin de cet axe. Les termes « amont » et « aval » sont par rapport au sens de circulation de l’air et des gaz lors du fonctionnement de la turbomachine, c’est-à-dire de la gauche vers la droite sur la FIG. 1 . Le terme « radial » désigne une position ou une direction dans un plan transversal perpendiculaire à l’axe de référence et passant par cet axe de référence. On considère une turbomachine d’axe longitudinal A qui est son axe de rotation. Cette turbomachine comporte un compresseur, une chambre de combustion 90 et une turbine. La chambre de combustion 90 est disposée dans une veine de la turbomachine en aval du compresseur et en amont de la turbine. L’air comprimé par le compresseur arrive dans la chambre de combustion 90, et du combustible est injecté dans cette chambre de combustion 90 où il est brulé avec cet air comprimé. Les gaz chauds générés par cette combustion sont éjectés à haute vitesse dans la turbine. Comme représenté en FIG. 1 , la chambre de combustion 90 est annulaire et est montée entre une enveloppe intérieure 91 et une enveloppe extérieure 92 qui sont cylindriques et coaxiales d’axe longitudinal A. Ces deux enveloppes (91, 92) définissent un espace annulaire qui est ouvert en amont sur un diffuseur 93 qui communique avec le compresseur (non représenté). La chambre de combustion 90 est délimitée par une paroi de fond 94 située en amont, une virole interne 95 et une virole externe 96 coaxiales d’axe longitudinal A, et est ouverte en aval sur la turbine. Les viroles (95, 96) sont assemblées et fixées sur les enveloppes (93, 94) par des brides. La paroi de fond 94 est sensiblement transversale par rapport à l’axe d’écoulement gazeux dans la chambre de combustion 90, et est pourvue d’une pluralité d’ouvertures 97 circulaires. Un carénage 98 situé en amont de ces ouvertures 97 guide l’air depuis le diffuseur 93 vers ces ouvertures 97. Pour chaque ouverture 97, le combustible est amené par un tuyau 99 jusqu’à un dispositif d’injection 10 qui pulvérise ce combustible dans le flux d’air pour former un mélange. Ce mélange pénètre dans la chambre de combustion 90 selon un axe longitudinal X qui est l’axe principal du dispositif d’injection 10 et qui est la direction d’écoulement des gaz au travers du dispositif d’injection 10. L’axe longitudinal X passe par le centre du dispositif d’injection 10. Le dispositif d’injection 10 est délimité par une paroi 11. Par exemple cette paroi est cylindrique de section circulaire, comme représenté sur les figures. L’axe principal X du dispositif d’injection 10 est parallèle, ou n’est pas parallèle, à l’axe longitudinal A. On définit une première direction transversale Y (premier axe transversal Z) perpendiculaire à l’axe longitudinal X, et une seconde direction transversale Z (second axe transversal Z) perpendiculaire à la première direction transversale Y et à l’axe longitudinal X. On définit un plan transversal qui est perpendiculaire à l’axe longitudinal X, et qui s’étend donc selon la première direction transversale Y et la seconde direction transversale Z. L’axe longitudinal X est défini par rapport au dispositif d’injection 10 et est donc d’orientation constante. Les directions transversales (Y, Z) sont définies en un point donné d’un injecteur 30 (voir ci-dessous). Les directions transversales (Y, Z) sont donc soit d’orientation constante si le ou les injecteurs 30 s’étendent dans des plans parallèles (premier mode de réalisation ci-dessous), soit d’orientation variable si le ou les injecteurs 30 sont incurvés (deuxième mode et troisième mode de réalisation décrits ci-après). Le dispositif d’injection 10 comprend optionnellement au moins une bride 20 et comprend au moins un injecteur 30 s’étendant de l’amont vers l’aval selon l’axe longitudinal X (direction longitudinale X). La ou les brides 20 s’étendent selon l’axe longitudinal X, ou alternativement s’étendent selon un axe distinct de l’axe longitudinal X. L’injecteur 30, ou dans certains modes de réalisation chacun des injecteurs 30, est entouré par une ou deux brides 20 adjacentes. Ainsi, deux brides adjacentes 20 définissent un espace dans lequel un injecteur 30 est situé, et on peut réguler la quantité d’air qui passe autour de l’injecteur 30 en écartant plus ou moins la distance entre ces deux brides 20 adjacentes. Selon la géométrie des brides 20, cet espace est par exemple de section rectangulaire (premier mode de réalisation ci-dessous), de section annulaire (deuxième mode de réalisation ci-dessous) ou de section hélicoïdale (troisième mode de réalisation ci-dessous). Le ou les injecteurs 30 présentent un bord amont 40 (bord d’attaque par rapport au flux de gaz), et un bord aval 50 (bord de fuite par rapport au flux de gaz) muni de trous d’injection 60 de combustible, ces deux bords (40, 50) s’étendant perpendiculairement à l’axe longitudinal X. Le combustible pénètre dans la chambre de combustion 90 par les trous d’injection 60. Les extrémités aval du bord aval 50 d’un injecteur 30 peuvent être situées au même niveau, en amont ou en aval selon la direction longitudinale X par rapport au bord aval d’une bride 20 qui est adjacente à cet injecteur 30. Le bord amont 40 présente une première ondulation 41 selon la première direction transversale Y et une deuxième ondulation 42 selon l’axe longitudinal X. Le bord aval 50 présente une troisième ondulation 53 selon la première direction transversale Y et une quatrième ondulation 54 selon l’axe longitudinal X. Par « un bord qui s’étend selon une direction S présente une ondulation selon une direction T » on signifie que le bord a la forme d’une fonction F périodique ou non-périodique d’équation t = F(s) dans le repère dont l’abscisse « s » est selon la direction S et l’ordonnée « t » est selon la direction T. La FIG. 3 illustre un injecteur 30 en perspective, où toutes ces ondulations (41, 42, 53, 54) sont visibles. Sur le bord amont 40 la première ondulation 41 est représentée en pointillés, et la deuxième ondulation 42 ondule selon l’axe longitudinal X autour de la première ondulation 41. De même, sur le bord aval 50 la troisième ondulation 53 est représentée en pointillés, et la quatrième ondulation 54 ondule selon l’axe longitudinal X autour de la troisième ondulation 53. La première ondulation 41 et la troisième ondulation 53 sont visibles sur la FIG. 4 , qui est une vue de face (dans le plan transversal (Y, Z)) d’un injecteur 30. Dans cet exemple ces ondulations (41, 53) ont la même période et sont en opposition de phase. La deuxième ondulation 42 et la quatrième ondulation 54 sont visibles sur la FIG. 5 , qui est une vue de dessus (dans le plan (X, Z)) d’un injecteur 30. Dans cet exemple ces ondulations (42, 54) ont des périodes différentes. Lorsqu’elles sont périodiques, les ondulations (41, 42, 53, 54) peuvent avoir toute forme. Par exemple, comme illustré sur les figures, chacune des ondulations (41, 42, 53, 54) est sinusoïdale, c’est-à-dire que chaque fonction t = F(s) définissant une ondulation (41, 42, 53, 54) est une sinusoïde. Les ondulations du bord amont 40 et du bord aval 50 selon deux directions perpendiculaires (Y, X) forment plus efficacement des tourbillons dans le flux de gaz qui traverse le dispositif d’injection 10, notamment en aval du bord de fuite 50 des injecteurs 30. Avantageusement les ondulations sont entièrement curvilignes, c’est-à-dire que les bords ne présentent pas d’angle. En d’autres termes, chaque fonction t = F(s) qui représente une ondulation sur un bord est dépourvu de point d’inflexion. La fabrication des injecteurs 30 est ainsi facilitée. En particulier les injecteurs 30 peuvent être fabriqués par fabrication additive ou par moulage par injection. On décrit ci-après un premier mode de réalisation de l’invention dans lequel les injecteurs 30 s’étendent chacun dans un plan. Le dispositif d’injection 10 comprend une pluralité de brides 20 sensiblement planes et parallèles entre elles et au moins un injecteur 30, chaque injecteur 30 étant situé entre deux brides 20 adjacentes. Les brides 20 et les injecteurs 30 s’étendent chacun dans un plan selon la direction longitudinale X et la seconde direction transversale Z. La première direction transversale Y est donc perpendiculaire aux brides 20 et aux injecteurs 30. La première direction transversale Y et la seconde direction transversale Z sont constantes. Cette configuration est représentée en FIG. 2 dans le cas de quatre brides 20 et trois injecteurs 30. Cet injecteur 30 est représenté sur les figures 3 à 5. Par exemple le dispositif d’injection comprend deux brides 20 et un injecteur 30 pris en sandwich entre ces deux brides 20. Les essais ont été réalisés par les inventeurs dans cette configuration montrent qu’une disposition optimale est avec une distance (selon la première direction transversale Y) entre deux brides adjacentes égale à 100 mm et une largeur de bride 20 et d’injecteur 30 (selon la seconde direction transversale Z) égale à 100 mm. Dans la direction longitudinale X, le bord aval 50 de l’injecteur 30 est en aval du bord aval des brides 20 d’une distance maximale de 30 mm. On décrit ci-après deuxième mode de réalisation de l’invention dans lequel les injecteurs 30 sont annulaires. Le dispositif d’injection 10 comprend une pluralité de brides 20 annulaires coaxiales d’axe longitudinal X et une pluralité d’injecteurs 30 annulaires coaxiaux avec les brides 20, chaque injecteur 30 étant situé entre deux brides 20 adjacentes à l’exception de l’injecteur 30 le plus central et de l’injecteur 30 le plus éloigné de l’axe longitudinal X. Les injecteurs 30, et donc leurs bords amonts 40 et leurs bords avals 50, sont incurvés. La première ondulation 41 et la troisième ondulation 53 suivent ces bords incurvés. Dans cette configuration, la première direction transversale Y est radiale et la seconde direction transversale Z est circonférentielle. Ainsi, la direction de la première direction transversale Y et la direction de la seconde direction transversale Z varient au fur et à mesure que l’on se déplace le long d’un injecteur 30 autour de l’axe longitudinal X. Cette configuration est représentée en FIG. 6 dans le cas de trois brides 20 et deux injecteurs 30. Alternativement, une bride supplémentaire 20 peut être située au centre de l’injecteur 30 le plus central et une bride supplémentaire 20 peut entourer l’injecteur 30 le plus éloigné de l’axe longitudinal X, de telle sorte que chaque injecteur 30 étant situé entre deux brides 20 adjacentes. On décrit ci-après troisième mode de réalisation de l’invention dans lequel les injecteurs 30 sont hélicoïdaux. Le dispositif d’injection 10 comprend au moins une bride 20 hélicoïdale d’axe longitudinal X et au moins un injecteur 30 hélicoïdal qui est coaxial avec cette bride 20 et qui s’étend sur au moins une partie de, par exemple sur toute, sa longueur hélicoïdale entre deux portions adjacentes radialement de la bride 20. Les injecteurs 30, et donc leurs bords amonts 40 et leurs bords avals 50, sont incurvés. La première ondulation 41 et la troisième ondulation 53 suivent ces bords incurvés. Dans cette configuration, la première direction transversale Y est radiale et la seconde direction transversale Z est circonférentielle. Ainsi, la direction de la première direction transversale Y et la direction de la seconde direction transversale Z varient au fur et à mesure que l’on se déplace le long d’un injecteur 30 autour de l’axe longitudinal X. Cette configuration est représentée en FIG. 7 dans le cas d’une bride 20 et d’un injecteur 30. Dans tous les modes de réalisation, chacune des ondulations (41, 42, 53, 54) a une période différente et/ou sont déphasées l’une par rapport à l’autre. Le mélange de l’air et du combustible est ainsi plus efficace, et on contribue mieux à éviter un accrochage de la flamme sur l’injecteur 30. Par exemple la première ondulation 41 et la troisième ondulation 53, qui sont toutes les deux selon la première direction transversale Y, sont en opposition de phase, tel que représenté en FIG. 4 . Alternativement, au moins deux des ondulations (41, 42, 53, 54) ont la même période et/ou sont en phase. Avantageusement, les longueurs d’ondes de la troisième ondulation 53 et de la quatrième ondulation 54 sont inférieures aux longueurs d’onde de la première ondulation 41 et de la deuxième ondulation 42. Ainsi, on optimise le mélange de l’air et du combustible. Les trous d’injection 60 de combustible sont disposés le long de bord aval 50. Par exemple ces trous d’injection 60 sont répartis régulièrement le long du bord aval 50. Avantageusement, ces trous d’injection 60 sont disposés irrégulièrement les uns par rapport aux autres, c’est-à-dire que les distances entre deux trous d’injection 60 adjacents ne sont pas égales. Ainsi, on optimise le mélange de l’air et du combustible en aval des trous d’injection 60. Les brides 20 et les injecteurs 30 sont fixés sur la paroi 11. Alternativement ou en complément, le dispositif d’injection 10 comprend en outre un support 70 qui est solidaire de la paroi 11 et sur lequel les brides 20 et les injecteurs 30 sont fixés. Par exemple, comme représenté sur les figures 2, 6 et 7, le support 70 comprend une ou plusieurs plaques qui passent par l’axe longitudinal X et qui sont orientées à différents angles. Par exemple, le support 70 est conformé pour diriger l’écoulement de gaz qui traverse le dispositif d’injection 10 selon une direction différente de celle de l’axe longitudinal X, et/ou pour générer des tourbillons dans cet écoulement de gaz. L’invention concerne également une chambre de combustion comprenant une pluralité de dispositifs d’injection 10 tels que décrits ci-dessus. Ces dispositifs d’injection sont répartis le long du fond 94 de cette chambre 90. Par exemple cette chambre est annulaire. L’invention concerne également une turbomachine comprenant une chambre de combustion 90 selon l’invention. Injecteur (30) pour un dispositif d’injection (10) de combustible gazeux destiné à être monté dans une chambre de combustion (90) de turbomachine, ledit injecteur (30) s’étendant de l’amont vers l’aval selon un axe longitudinal (X), ledit injecteur (30) présentant un bord amont (40) et un bord aval (50) muni de trous d’injection (60) de combustible, ledit un injecteur (30) étant caractérisé en ce que ledit bord amont (40) présente une première ondulation (41) selon une première direction transversale (Y) perpendiculaire audit axe longitudinal (X) et une deuxième ondulation (42) selon ledit axe longitudinal (X) et en ce que ledit bord aval (50) présente une troisième ondulation (53) selon ladite première direction transversale (Y) et une quatrième ondulation (54) selon ledit axe longitudinal (X). Injecteur (30) selon la revendication 1 tel que lesdites ondulations (41, 42, 53, 54) sont périodiques et sont entièrement curvilignes. Injecteur (30) selon la revendication 1 ou 2 tel que les longueurs d’ondes de ladite troisième ondulation (53) et de ladite quatrième ondulation (54) sont inférieures aux longueurs d’onde de ladite première ondulation (41) et de ladite deuxième ondulation (42). Injecteur (30) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3 tel que lesdits trous d’injection (60) sont disposés irrégulièrement les uns par rapport aux autres. Dispositif d’injection (10) de combustible gazeux d’axe longitudinal (X) destiné à être monté dans une chambre de combustion (90) de turbomachine, ledit dispositif d’injection (10) comprenant au moins un injecteur (30) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4. Dispositif d’injection (10) selon la revendication 5 tel qu’il comprend au moins deux brides (20) et au moins un injecteur (30) qui s’étend dans un plan défini par ledit axe longitudinal (X) et une seconde direction transversale (Z) perpendiculaire à ladite première direction transversale (Y) et audit axe longitudinal (X), chacune desdites au moins deux brides (20) s’étendant dans un plan parallèle à ce plan et ledit au moins un injecteur (30) étant situé entre deux desdites brides (20) adjacentes. Dispositif d’injection (10) selon la revendication 5 tel qu’il comprend au moins deux brides (20) annulaires coaxiales d’axe longitudinal (X), tel que le au moins un injecteur (30) est situé entre deux desdites brides (20) adjacentes et est annulaire et coaxial avec lesdites brides (20), ladite première direction transversale (Y) étant radiale et une seconde direction transversale (Z) perpendiculaire à ladite première direction transversale (Y) et audit axe longitudinal (X) étant circonférentielle. Dispositif d’injection (10) selon la revendication 5 tel qu’il comprend au moins une bride (20) hélicoïdale d’axe longitudinal (X), tel que ledit au moins un injecteur (30) est hélicoïdal et s’étend sur au moins une partie de sa longueur hélicoïdale entre deux portions adjacentes radialement de ladite au moins une bride (20) et est coaxial avec ladite au moins bride (20), ladite première direction transversale (Y) étant radiale et une seconde direction transversale (Z) perpendiculaire à la première direction transversale (Y) et audit axe longitudinal (X) étant circonférentielle. Chambre de combustion (90) comprenant une pluralité de dispositifs d’injection (10) selon l’une quelconque des revendications 5 à 8, répartis le long dudit fond (94) de cette chambre (90). Turbomachine comprenant une chambre de combustion (90) selon la revendication 9.