FR 3021351 A1 20151127 FR 1454508 A 20140520 0 2 13 5 1 1 Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine général des parois de turbomachine refroidies par le procédé connu sous le nom de «multiperforation». Elle vise plus particulièrement une virole annulaire pour chambre de combustion directe ou à flux inversé, un capot annulaire de tuyère refroidie ou une chemise annulaire de protection de chambre de réchauffe. Typiquement, dans ces différentes parties de turbomachine, la paroi en contact avec les gaz chauds et donc soumise aux températures élevées de ces gaz est pourvue d'une pluralité d'orifices de multiperforation, inclinés en général à 60° par rapport à la normale à la paroi, et permettant à l'air circulant à l'extérieur de la paroi de pénétrer à l'intérieur de celle-ci en formant le long de son côté chaud des films d'air de refroidissement. Or, pour tenir compte des contraintes thermiques augmentant avec le vieillissement du moteur, le nombre et la répartition des orifices de refroidissement sont calculés pour répondre à la porosité maximale 20 atteinte en fin de durée de vie de ce moteur. Il en résulte d'une part que pour un moteur neuf et en début de vie, la porosité n'est pas optimisée, le débit d'air maximal alors utilisé pour le refroidissement des parois réduisant les performances globales de la turbomachine et d'autre part que ce supplément de refroidissement 25 augmente la pollution en figeant les produits de combustion. En outre, lorsque la multiperforation mise en oeuvre est de type giratoire, l'efficacité thermique est proche de 1 alors que les matériaux utilisés pour les parois permettraient de supporter un échauffement bien supérieur sans préjudice pour la durée de vie de la turbomachine. 30 Objet et résumé de l'invention La présente invention a donc pour but de pallier de tels inconvénients en proposant d'optimiser la multiperforation pour rester à des niveaux de température de paroi acceptables tout en diminuant au 35 maximum le débit de refroidissement. A cet effet, il est prévu une paroi de turbomachine ayant un côté froid et un côté chaud et comportant une pluralité d'orifices de refroidissement pour permettre à de l'air circulant du côté froid de ladite paroi de pénétrer du côté chaud afin de former un film d'air de refroidissement le long de ladite paroi, lesdits orifices de refroidissement étant répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres et les axes géométriques de chacun desdits orifices de refroidissement étant inclinés d'un angle d'inclinaison 8 par rapport à une normale N à ladite paroi, caractérisée en ce qu'une partie au moins desdits orifices de refroidissement sont obturés par un matériau obturant de façon à définir pour ladite paroi une porosité minimale correspondant à une mise en service de ladite turbomachine et lesdits orifices de refroidissement obturés sont aptes à être débouchés progressivement pendant toute la durée de vie de ladite turbomachine jusqu'à définir pour ladite paroi une porosité maximale correspondant à une fin de vie de ladite turbomachine. Ainsi, une partie du débit non utilisé dans les zones les plus froides du fait de cette obturation partielle est récupérée pour mieux alimenter les zones les plus chaudes. Plus particulièrement, en cas de multiperforation giratoire, la perte de charge due aux cisaillements entre jets de multiperforation azimutaux et écoulement axial principal est diminuée de même que la production d'imbrulés dans la couche de mélange. De préférence, le passage de ladite porosité minimale à ladite porosité maximale s'effectue localement en fonction d'un accroissement de la température de ladite paroi. Avantageusement, ledit matériau obturant est un alliage métallique à base aluminium ou laiton ayant une température de fusion comprise entre 650 et 800°C. Il peut être appliqué par métallisation ou 30 sous forme de pâte durcissante ou de peinture. Selon un mode de réalisation, la paroi peut comporter une obturation comprise entre 1/3 et 1/2 de ladite porosité maximale et être réalisée par alternance de l'une au moins des rangées ou lignes suivantes : rangées circonférentielles, rangées axiales, lignes diagonales. 35 La présente invention a également pour objet une chambre de combustion, une tuyère refroidie ou une chemise de réchauffe et plus 302 1 3 5 1 3 généralement toute turbomachine comportant au moins une paroi telle que définie précédemment. Brève description des dessins 5 D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures : - la figure 1 est une vue en coupe longitudinale d'une chambre de 10 combustion de turbomachine dans son environnement ; - la figure 2 est une vue en coupe longitudinale d'une tuyère refroidie de turbomachine dans son environnement ; - les figures 3a à 3c sont des vues partielles d'une partie de la paroi annulaire des figures 1 ou 2 ; et 15 - les figures 4a à 4c sont des vues partielles d'une autre partie de la paroi annulaire des figures 1 ou 2. Description détaillée de l'invention L'invention s'applique à tout type de paroi de turbomachine 20 refroidie par multiperforation, notamment aux parois annulaires de chambre de combustion d'un turboréacteur comme celle illustrée à la figure 1 ou aux capots annulaires de tuyères refroidies de turbines à gaz de moteur d'avion comme celle illustrée à la figure 2. Sur la figure 1, la chambre de combustion 10 montée dans un 25 carter de chambre 12 est de type annulaire et les gaz chauds issus de cette chambre sont dirigés vers une turbine haute-pression 14 disposée à sa sortie. La chambre de combustion est formée d'une paroi ou virole annulaire interne 16 et d'une paroi ou virole annulaire externe 18 qui sont réunies en amont par une paroi transversale 20 formant le fond de chambre. Elle peut être directe comme illustrée ou à flux inversé. Dans ce cas, un coude de retour est placé entre la chambre de combustion et le distributeur de turbine. Les parois annulaires interne 16 et externe 18 s'étendent selon un axe longitudinal légèrement incliné par rapport à l'axe longitudinal 22 de la turbomachine. Elles présentent chacune un côté froid tourné vers le carter et un côté chaud tourné vers l'intérieur de la chambre de 302 1 3 5 1 4 combustion. Le fond de chambre 20 est pourvu d'une pluralité d'ouvertures 20A dans lesquelles sont montés des injecteurs de carburant 24. Le carter de chambre 12, qui est formé d'une enveloppe interne 5 12a et d'une enveloppe externe 12b, ménage avec la chambre de combustion 10 des espaces annulaires 26 dans lequel est admis de l'air comprimé destiné à la combustion (via des trous primaires 28), à la dilution (via des trous de dilution 30 disposés en aval des précédents, l'aval s'entendant par rapport à une direction générale axiale d'écoulement 10 des gaz issus de la combustion du mélange air/carburant à l'intérieur de la chambre de combustion et matérialisée par la flèche D) et au refroidissement de la chambre (via une pluralité d'orifices de refroidissement 32). Ces orifices 32, qui assurent un refroidissement des parois 16, 15 18 par multiperforation, sont répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres et couvrent sensiblement toute la surface des parois annulaires de la chambre de combustion 10. Ils présentent généralement un angle d'inclinaison 8 par rapport à une normale N à la paroi annulaire 16, 18 au travers de laquelle 20 ils sont percés. Cette inclinaison permet à l'air empruntant ces orifices de former un film d'air le long du côté chaud de la paroi annulaire. Par rapport à des orifices non inclinés, elle permet d'augmenter la surface de la paroi annulaire qui est refroidie. En outre, l'inclinaison 8 des orifices de refroidissement 32 est dirigée de sorte que le film d'air ainsi formé 25 s'écoule dans le sens d'écoulement des gaz de combustion à l'intérieur de la chambre (schématisé par la flèche D). Le nombre et le diamètre d des orifices de refroidissement sont identiques dans chacune des rangées. Le pas p entre deux orifices d'une même rangée est constant et peut être identique ou non pour toutes les rangées. Par ailleurs, les rangées 30 adjacentes d'orifices de refroidissement sont arrangées de façon à ce que les orifices 32 soient disposés en quinconce. A titre d'exemple, pour une paroi annulaire 16, 18 réalisée en matériau métallique ou céramique et ayant une épaisseur comprise entre 0,6 et 3,5mm, le diamètre d des orifices de refroidissement 32 peut être 35 compris entre 0,3 et 1 mm, le pas d compris entre 1 et 10 mm et leur inclinaison 8 comprise entre +30° et +70°, typiquement +60°. 302 1 3 5 1 5 Sur la figure 2, la tuyère refroidie 40 d'éjection des gaz chauds d'un turboréacteur à double flux constitué d'un moteur à turbine à gaz et d'une nacelle annulaire disposée concentriquement autour du moteur, se compose d'un corps central annulaire 44 centré sur l'axe longitudinal 42 5 du turboréacteur, d'un capot primaire annulaire 46 entourant de façon coaxiale le corps central pour délimiter avec celui-ci un canal annulaire primaire 48, et d'un capot secondaire annulaire 50 entourant de façon coaxiale le capot primaire pour délimiter avec celui-ci un canal annulaire secondaire 52 coaxial au canal primaire. 10 On notera aussi que, d'amont en aval selon le sens d'écoulement du flux d'air traversant le turboréacteur, le moteur 56 comprend une entrée d'air 58, une soufflante 60, un compresseur basse-pression 62, un compresseur haute-pression 64, une chambre de combustion 66, une turbine haute-pression 68 et une turbine basse- 15 pression 70, chacun de ces éléments étant disposé selon l'axe longitudinal 42. Sur le trajet des gaz chauds, la tuyère est refroidie par le recours à la multiperforation du capot primaire annulaire 46 et du corps central annulaire 44 qui délimitent le canal annulaire 48 assurant le 20 passage du flux chaud. Plus particulièrement, le côté chaud 44a, 46a tourné vers l'intérieur du canal annulaire est muni d'une pluralité d'orifices de refroidissement 72 répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres et couvrant sensiblement toute la surface des capots annulaires de la tuyère refroidie 25 40. Ils présentent généralement un angle d'inclinaison 0 par rapport à une normale N au capot annulaire 44, 46 au travers duquel ils sont percés. Cette inclinaison 0 permet à l'air empruntant ces orifices de former un film d'air s'écoulant dans le sens d'écoulement des gaz de combustion, le long du côté chaud du capot annulaire. Le nombre et le diamètre d des orifices 30 de refroidissement sont identiques dans chacune des rangées. Le pas p entre deux orifices d'une même rangée est constant et peut être identique ou non pour toutes les rangées. Par ailleurs, les rangées adjacentes d'orifices de refroidissement sont arrangées de façon à ce que les orifices 72 soient disposés en quinconce. 35 A titre d'exemple, pour un capot annulaire réalisé en matériau métallique ou céramique et ayant une épaisseur comprise entre 0.6 et 3.5 mm, le diamètre d des orifices de refroidissement peut être compris entre 0.3 et 2 mm, le pas d compris entre 1 et 10 mm et leur inclinaison 0 comprise entre +30° et +70°, typiquement +60°. Selon l'invention, et comme l'illustrent les figures 3a à 3c, 5 chaque paroi annulaire 16, 18 de la chambre de combustion ou chaque capot annulaire 44, 46 de la tuyère refroidie comporte au moins une partie des orifices de refroidissement 32, 72 qui sont obturés par un matériau obturant 80 appliqué de préférence par métallisation ou sous forme de pâte durcissante ou de peinture, de façon à définir pour cette paroi 10 annulaire une porosité minimale correspondant à celle nécessaire pour la mise en service de la turbomachine, les orifices de refroidissement obturés étant aptes à être débouchés progressivement pendant toute la durée de vie de la turbomachine jusqu'à définir pour la paroi annulaire une porosité maximale correspondant à la fin de vie de la turbomachine. 15 En effet, le vieillissement de la turbomachine, et notamment de son moteur, entraine une augmentation de la consommation de carburant pour maintenir la poussée et donc un accroissement progressif de la température de la paroi de la chambre de combustion. Ainsi, par exemple en aval des trous primaires 28, la température de paroi de la chambre de 20 combustion 10 d'un moteur d'avion peut varier de 600 à 900°C entre sa première utilisation au sortir de sa fabrication et sa fin de vie après environ 15000 cycles de fonctionnement, ce qui implique une augmentation correspondante du débit de refroidissement de la paroi pour rester dans des niveaux de thermique de paroi acceptables. 25 Avec l'invention, il est donc possible en obturant localement les orifices de refroidissement 32 (par exemple après 6 à 10 rangées avoisinant les trous primaires en amont) d'assurer le débit de refroidissement pour la température de paroi de 600°C tout en prévoyant d'assurer le débit de refroidissement pour la température de paroi de 30 900°C une fois tous ces orifices débouchés. Entre les deux, le passage de la température initiale correspondant à la porosité minimale de la paroi (et au débit de refroidissement minimal) à la température finale correspondant à sa porosité maximale (et au débit de refroidissement maximal) s'effectuera progressivement en fonction de l'accroissement de 35 la température de cette paroi multiperforée. 302 1 3 5 1 7 Pour cela, le matériau obturant 80 qui se présente sous la forme d'un alliage métallique à base aluminium ou laiton possède une température de fusion comprise entre 650 et 800°C de sorte à permettre un débouchage progressif des orifices de refroidissement initialement bouchés. La fusion du matériau va permettre un débouchage local auto adaptatif des zones chaudes et cela progressivement pendant la vie du moteur. La différence de pression entre côté froid et coté chaud de la paroi est suffisante pour chasser le matériau obturant en état de fusion. Selon la position des trous de refroidissement, en amont des trous primaires comme explicité plus avant, entre ces trous primaires et les trous de dilution 30, en aval des trous de dilution ou encore au voisinage du distributeur 14, le matériau obturant peut avoir une composition et une température de fusion différentes de façon à faire face à des niveaux et écarts de température de flamme différents (par exemple de 1000 à 2500°C au voisinage du distributeur). Ainsi, l'adaptation de la porosité de la paroi est avantageusement effectuée localement en fonction des contraintes locales de température, et non de façon globale, pour assurer une température homogène sur toute la paroi. On continue à bénéficier de l'effet de film apporté par la multiperforation mais les parois s'adaptent mieux aux zones soumises à un échauffement convectif ou par rayonnement. En pratique, l'obturation peut concerner entre 1/3 et 1/2 de la porosité maximale souhaitée et être réalisée alors de façon simple par alternance de rangées circonférentielles, comme le montre la figure 3a (pour une porosité initiale d'1/2), ou de rangées axiales, comme le montre la figure 3b (pour une porosité initiale d'1/3), ou par alternance de lignes diagonales comme le montre la figure 3c (pour une porosité initiale d'1/2). Bien entendu, si nécessaire en particulier autour de points singuliers comme les trous de dilution, une adaptation locale plus fine peut être réalisée au niveau de chacun des trous de refroidissement et non simplement au niveau d'une rangée. On notera que l'invention est particulièrement adaptée à la multiperforation avec dérapage de 90° par rapport à l'axe longitudinal appelée aussi multiperforation giratoire. En effet, au contraire des orifices axiaux de refroidissement précédents illustrés aux figures 3a à 3c qui délivrent un film d'air s'écoulant dans la direction axiale D, le film d'air 3 02 13 5 1 8 délivré par des orifices giratoires de refroidissement illustrés aux figures 4a à 4c s'écoule dans une direction perpendiculaire du fait de leur disposition dans un plan perpendiculaire à cette direction axiale D d'écoulement des gaz chauds. 5 Cette multiperforation giratoire réalisée perpendiculairement à l'axe longitudinal de la turbomachine permet d'améliorer l'efficacité du mélange air/carburant et ainsi d'améliorer le profil de température moyen en sortie de chambre. Toutefois, elle présente aussi des inconvénients du fait de la production d'imbrulés dans la couche de mélange, des 10 contraintes de décollement et de distorsion dues à un important tourbillon (swirl) et de la perte de charge due aux cisaillements entre jets de multiperforation et écoulement principal axial. Cette multiperforation giratoire est plus particulièrement gênante en entrée du distributeur du fait de la présence de composantes de vitesse non axiales pour lesquelles 15 les profils d'aubes du distributeur non pas été conçus. En conséquence, l'utilisation de multiperforation giratoire est en générale limitée dans les chambres de combustion et non appliquée globalement sur les parois internes et externes des chambres de combustion. Au contraire, l'invention permet de conserver le bénéficie de la 20 multiperforation giratoire sans ses inconvénients majeurs de génération de tourbillons, pollution, perte de charge et consommation de débit. Au voisinage du distributeur, on peut ainsi récupérer une partie du débit pour mieux alimenter son refroidissement. Comme pour la multiperforation axiale, l'obturation en 25 multiperforation giratoire peut concerner entre 1/3 et 1/2 de la porosité maximale souhaitée et être réalisée alors de façon simple par alternance de rangées circonférentielles, comme le montre la figure 4a (pour une porosité initiale d'1/2) ou la figure 4b (pour une porosité initiale d'1/3), ou par alternance de lignes diagonales comme le montre la figure 4c (pour 30 une porosité initiale d'1/2). Bien entendu, une alternance de rangées axiales ou encore une adaptation locale plus fine peut être réalisée au niveau de chacun des trous de refroidissement et non simplement au niveau d'une rangée. Ainsi l'invention permet notamment : 35 . d'adapter la porosité des parois multiperforées aux contraintes d'échauffement et de rayonnement, . d'atteindre une température de paroi plus homogène et ainsi de diminuer les gradients contraignants en matière de durée de vie, . de diminuer le figeage de polluant dans le film de mélange des multi-perforations, . dans le cas de refroidissement de chambre de combustion, de diminuer la génération de tourbillons en entrée du distributeur, . de récupérer le débit pour mieux refroidir le distributeur et pour diminuer les polluants dans le système d'injection, . d'être compatible avec une technologie de turbine déjà définie, et . dans le cas de refroidissement de tuyère de récupérer une partie d'efficacité propulsive et dans celui d'une chambre de réchauffe d'en prolonger la durée de vie. REVENDICATIONS1. Paroi de turbomachine ayant un côté froid et un côté chaud et comportant une pluralité d'orifices de refroidissement (32, 72) pour permettre à de l'air circulant du côté froid de ladite paroi de pénétrer du côté chaud afin de former un film d'air de refroidissement le long de ladite paroi, lesdits orifices de refroidissement étant répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres et les axes géométriques de chacun desdits orifices de refroidissement étant inclinés d'un angle d'inclinaison 0 par rapport à une normale N à ladite paroi, caractérisée en ce qu'une partie au moins desdits orifices de refroidissement sont obturés par un matériau obturant (80) de façon à définir pour ladite paroi une porosité minimale correspondant à une mise en service de ladite turbomachine et lesdits orifices de refroidissement obturés sont aptes à être débouchés progressivement pendant toute la durée de vie de ladite turbomachine jusqu'à définir pour ladite paroi une porosité maximale correspondant à une fin de vie de ladite turbomachine. 2. Paroi selon la revendication 1, caractérisée en ce que le passage de ladite porosité minimale à ladite porosité maximale s'effectue localement en fonction d'un accroissement de la température de ladite paroi. 3. Paroi selon la revendication 1, caractérisée en ce que ledit matériau obturant est un alliage métallique à base aluminium ou laiton ayant une 25 température de fusion comprise entre 650 et 800°C. 4. Paroi selon la revendication 3, caractérisée en ce que ledit matériau obturant est appliqué par métallisation ou sous forme de pâte durcissante ou de peinture. 30 5. Paroi selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en ce qu'elle comporte une obturation comprise entre 1/3 et 1/2 de ladite porosité maximale. 6. Paroi selon la revendication 5, caractérisée en ce que ladite obturation est réalisée par alternance de l'une au moins des rangées ou lignes suivantes : rangées circonférentielles, rangées axiales, lignes diagonales. 7. Chambre de combustion (10) de turbomachine, comportant au moins une paroi (16, 18) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6. 8. Tuyère refroidie (40) de turbomachine, comportant au moins une paroi (44, 46) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6. 10 9. Chambre de réchauffe de turbomachine, comportant au moins une paroi selon l'une quelconque des revendications 1 à 6. 10. Turbomachine comportant une chambre de combustion (10) selon la 15 revendication 7 ou une tuyère refroidie selon la revendication 8 ou une chambre de réchauffe selon la revendication 9.