FR 3031798 A1 20160722 FR 1550444 A 20150120 SYSTEME D'INJECTION DE CARBURANT POUR TURBOMACHINE D'AERONEF, COMPRENANT UN CANAL DE TRAVERSEE D'AIR A SECTION VARIABLE DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine des chambres de combustion pour turbomachines d'aéronef, de préférence pour des turboréacteurs. Elle se rapporte plus précisément aux systèmes d'injection équipant la chambre de combustion, ces systèmes d'injection ayant pour fonction principale de mélanger l'air au carburant délivré par les injecteurs. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Les systèmes d'injection font l'objet de nombreux développements. Leur conception est sans cesse optimisée de façon à améliorer leurs performances en allumage au sol, en rallumage en altitude, ou encore en extinction. Il est également recherché à limiter autant que possible la pollution au ralenti, qui est étroitement liée à la capacité du système d'injection à atomiser et mélanger le carburant injecté avec l'air. De tels systèmes d'injection aérodynamiques sont connus des documents FR 2 875 585, ou encore des documents FR 2 685 452 et FR 2 832 493. Néanmoins, l'obtention de performances optimales pour certains points de fonctionnement de la turbomachine, passe par des contraintes de dimensionnement qui peuvent se révéler inadaptées pour d'autres points de fonctionnement, dans lesquels les performances globales sont alors réduites. En effet, les contraintes de dimensionnement pour le fonctionnement au plein gaz et en croisière peuvent fortement différer de celles du fonctionnement à bas régime. Par exemple, une perte de charge importante de l'air à travers le système d'injection est avantageuse pour atomiser et mélanger le carburant au ralenti, afin d'augmenter la stabilité de la flamme. Cependant, cette perte de charge devient pénalisante en termes de consommation spécifique en fonctionnement au plein gaz et en croisière. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a ainsi pour but de remédier au moins partiellement aux inconvénients relatifs aux réalisations de l'art antérieur. Pour ce faire, l'invention a pour objet un système d'injection pour chambre de combustion de turbomachine d'aéronef, comprenant un bol aérodynamique comportant une première extrémité évasée vers l'aval et centrée sur un axe central du système d'injection, celui-ci comportant également un corps central le long duquel un film de carburant est destiné à circuler vers l'aval. De plus, le corps central comporte une seconde extrémité évasée vers l'aval et centrée sur l'axe central du système d'injection, lesdites première et seconde extrémités évasées délimitant entre elles un canal de traversée d'air. Enfin, le système comporte des moyens de mise en mouvement permettant un déplacement relatif entre lesdites première et seconde extrémités évasées, selon l'axe central du système d'injection. L'invention est remarquable en ce qu'elle introduit un degré de liberté supplémentaire dans la conception du système d'injection, permettant de faire varier la section de passage du canal de traversée d'air défini entre les première et seconde extrémités évasées coaxiales. Grâce à cette particularité, la géométrie du système d'injection peut être adaptée en fonction des points de fonctionnement de la turbomachine, ce qui contribue à l'obtention de performances accrues pour l'ensemble des régimes moteur. En particulier, le fait de pouvoir faire varier la section de passage du canal de traversée d'air permet d'influencer la richesse du mélange air-carburant, qui impacte directement la stabilité de ce mélange. En outre, cette faculté de variation de la section de passage du canal de traversée d'air permet d'influencer l'atomisation du carburant, qui se produit en sortie de la seconde extrémité évasée du corps central. Avantageusement, le phénomène d'atomisation présente un impact direct sur la stabilité de la chambre de combustion, sur la capacité d'allumage au sol et de rallumage en altitude, ou encore sur les émissions polluantes en régime de ralenti. L'ensemble de ces paramètres peuvent ainsi être optimisés pour tous les points de fonctionnement de la turbomachine, grâce au degré de liberté de mouvement introduit dans la conception du système d'injection selon l'invention. L'invention présente de préférence au moins l'une des caractéristiques optionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison. Lesdites première et seconde extrémités évasées sont de forme tronconique et délimitent entre elles un canal tronconique de traversée d'air, de section variable en fonction d'une position relative axiale entre lesdites première et seconde extrémités évasées. Néanmoins, d'autres formes évasées non tronconiques peuvent être retenues, sans sortir du cadre de l'invention. Le système d'injection comporte une structure intermédiaire agencée radialement entre une base du corps central et une base du bol aérodynamique, ladite structure intermédiaire délimitant avec la base du corps central un canal axial d'écoulement du film de carburant en direction de ladite seconde extrémité évasée du corps central. La base du bol aérodynamique comporte deux parois concentriques entre lesquelles est agencée une vrille d'introduction d'air entre les deux parois concentriques. Lesdits moyens de mise en mouvement comprennent un moteur, par exemple un moteur linéaire. Ladite première extrémité évasée du bol aérodynamique est percée de trous d'introduction d'air dans un foyer de combustion délimité par ce bol. L'invention a également pour objet une chambre de combustion de turbomachine d'aéronef comprenant un fond de chambre percé d'ouvertures espacées les unes des autres, la chambre de combustion comprenant, associé à chaque ouverture du fond de chambre, un injecteur de carburant ainsi qu'un système d'injection tel que décrit ci-dessus. Enfin, l'invention a pour objet une turbomachine d'aéronef comprenant une telle chambre de combustion. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention pourra être mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui va suivre, d'exemples de mise en oeuvre non limitatifs de celle-ci, ainsi qu'a l'examen des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1 représente une vue schématique en coupe longitudinale d'un turboréacteur selon l'invention ; - la figure 2 représente une vue en demi-coupe longitudinale de la chambre de combustion du turboréacteur montré sur la figure précédente ; - les figures 3a et 3b représentent des vues de principe d'un système d'injection équipant la chambre de combustion montrée sur la figure précédente, respectivement dans deux positions distinctes du corps central de ce système d'injection ; - les figures 4a et 4b représentent des vues d'un système d'injection selon un mode de réalisation préféré de l'invention, respectivement dans deux positions distinctes du corps central de ce système d'injection ; et - la figure 5 représente une similaire à celles des figures 4a et 4b, sur laquelle il a été partiellement schématisé les trajets de l'air et du carburant à travers le système d'injection. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS En référence tout d'abord à la figure 1, il est représenté une turbomachine 1 d'aéronef, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. Il s'agit ici d'un turboréacteur à double flux et à double corps. Néanmoins, il pourrait s'agir d'une turbomachine d'un autre type, par exemple un turbopropulseur, sans sortir du cadre de l'invention. La turbomachine 1 présente un axe longitudinal 3 autour duquel s'étendent ses différents composants. Elle comprend, d'amont en aval selon une direction principale d'écoulement des gaz à travers cette turbomachine, une soufflante 2, un compresseur basse pression 4, un compresseur haute pression 6, une chambre de combustion 8, une turbine haute pression 10 et une turbine basse pression 12. De manière classique, cette turbomachine 1 est commandée par une unité de commande 13, uniquement représentée schématiquement. Cette unité 13 permet notamment de commander les différents points de fonctionnement de la turbomachine. Une partie de la chambre de combustion 8 est reproduite de façon plus détaillée sur la figure 2. Elle présente en particulier une virole extérieure 14 centrée sur l'axe 3, une virole intérieure 16 également centrée sur ce même axe, et un fond de chambre 18 reliant les deux viroles à leur extrémité amont. Des injecteurs de carburant 20 sont régulièrement répartis sur le fond de chambre, selon la direction circonférentielle (un seul injecteur étant visible sur la figure 2). Chacun d'eux présente un nez d'injecteur 21, orienté selon un axe principal 22 légèrement incliné par rapport à l'axe 3. A cet égard, il est indiqué que cet axe 22 est parallèle à la direction principale d'écoulement du flux 24 à travers la chambre. A chaque injecteur 20 est associé un système d'injection 30, représenté schématiquement sur la figure 2. Le système d'injection 30 coopère en amont avec le nez d'injecteur 21, tandis qu'il débouche en aval dans la chambre de combustion 8. Le système d'injection 30 est logé dans une ouverture 32 pratiquée à travers le fond de chambre 18. Ainsi, sur cette chambre, il est prévu plusieurs ouvertures 32 espacées circonférentiellement les unes des autres, et chacune associée à un système d'injection 30 dont l'axe central correspond à l'axe 22. Les figures 3a et 3b montrent le principe du système d'injection 30 selon l'invention. Ce système 30, du type système d'injection aérodynamique, comporte tout d'abord une paroi extérieure formée par un bol aérodynamique 40, équipé d'une première extrémité évasée vers l'aval 42, dite partie divergente. Cette extrémité évasée 42 est de forme tronconique, d'axe 22. En aval, le bol comporte une base 44 également centrée sur l'axe 22. En outre, le système 30 comprend un corps central 46 plein au moins logé en partie à l'intérieur de l'espace défini par le bol 40. Le corps 46 est équipé d'une seconde extrémité évasée vers l'aval 48, dite partie divergente. Cette extrémité évasée 48 est de forme tronconique, d'axe 22. En aval, le corps comporte une base 50 également centrée sur l'axe 22, et agencée à l'intérieur de la base 44 précitée. De manière connue, l'injecteur 20 coopère avec le système d'injection 30 de façon à ce qu'un film de carburant chemine le long du corps central 46, vers l'aval. Le film de carburant 52 circule ainsi vers l'aval sur la surface extérieure de la base 50 et de l'extrémité évasée 48 du corps central 46. A la sortie de ce corps, grâce à la forme divergente, le film 52 est atomisé ce qui lui permet d'accrocher la flamme 54 située à l'intérieur de la chambre. De plus, la recirculation formée en bout de cette partie divergente 48 permet de stabiliser la flamme et d'augmenter ainsi les performances en extinction du foyer. En outre, l'extrémité évasée 42 comporte une rangée annulaire de trous 66 d'introduction d'air dans le foyer de combustion. Ces trous se situent à proximité d'une bride de fixation (non représentée) permettant de fixer le bol sur le fond de chambre 18, dans l'ouverture associée 32. La conception retenue met donc en oeuvre une circulation d'un film de carburant 52 le long du corps central 46 du système d'injection, comme cela est par exemple de l'art antérieur. Cette conception à injection de film de carburant diffère de la conception dite à « spray » dans laquelle le carburant est injecté via une vrille, permettant également le passage de l'air. Du fait du passage du carburant dans la vrille, sous forme de spray, la perméabilité à l'air du système d'injection se trouve modifiée. En revanche, dans l'invention, l'air est destiné à circuler au travers du système d'injection 30 via un canal de traversée d'air 56 délimité entre le bol 40 et le corps central 46. Cette circulation, initiée de préférence par une vrille (non représentée sur les figures 3a et 3b), n'est pas perturbée par le film de carburant 48 circulant seulement sur la paroi intérieure de ce canal 56. En particulier, au niveau des extrémités évasées 42, 48, il est défini un canal tronconique de traversée d'air 60 constituant la partie aval du canal 56 précité. Le canal tronconique 60 est centré sur l'axe 22 et présente une section transversale référencée Si sur la figure 3a. L'une des particularités de l'invention réside dans le fait que le système d'injection intègre un degré de liberté de mouvement permettant de faire varier la section transversale du canal tronconique 60, en fonction des besoins rencontrés. Plus précisément, le système d'injection 30 comporte des moyens de mise en mouvement 62, permettant un déplacement relatif entre les première et seconde extrémités évasées 42, 48, selon l'axe 22. Ces moyens 62 sont de type conventionnel, par exemple intégrant un moteur linéaire, ou un électroaimant. Ils sont commandés par l'unité 13, et permettent préférentiellement de mettre en mouvement le corps central 46 à l'intérieur du bol 40, ce dernier restant préférentiellement fixe relativement au fond de chambre 18 et à l'injecteur 20. Aussi, en fonction de la position relative axiale entre les premières et seconde extrémités évasées 42, 48, la section transversale du canal 60 varie. Sur la figure 3b, cette section référencée S2 est plus faible que la section 51 de la figure 3a, car le corps central 46 a été déplacé vers l'amont par les moyens 62. Le fait de pouvoir faire varier la section de passage du canal 60 permet d'influencer la richesse du mélange air-carburant, qui impacte directement la stabilité de ce mélange. Cette faculté de variation de la section de passage du canal de traversée d'air permet d'influencer l'atomisation du carburant, qui se produit en sortie de la seconde extrémité évasée du corps central. En effet, l'atomisation peut être caractérisée par le rapport des quantités de mouvements d'air et de carburant, et donc directement dépendante de la section de passage du canal de traversée d'air. Cette atomisation peut également varier en fonction de la longueur du film de carburant 52 épousant le corps central 46, cette longueur étant plus importante dans la position de la figure 3a que dans la position de la figure 3b sur laquelle le corps central 46 est en retrait, vers l'amont. Avantageusement, le phénomène d'atomisation présente un impact direct sur la stabilité de la chambre de combustion, sur la capacité d'allumage au sol et de rallumage en altitude, ou encore sur les émissions polluantes en régime de ralenti. L'ensemble de ces paramètres peuvent ainsi être optimisés pour tous les points de fonctionnement de la turbomachine. Par exemple, une perte de charge importante de l'air à travers le système d'injection est avantageuse pour atomiser et mélanger le carburant au ralenti, afin d'augmenter la stabilité de la flamme. La position de la figure 3b, avec la section réduite S2, sera donc préférée pour ce régime de ralenti de la turbomachine. En revanche, pour limiter les pertes en termes de consommation spécifique, la position de la figure 3a sera préférentiellement retenue pour les régimes de plein gaz et de croisière. En référence à présent aux figures 4a et 4b, il est représenté le système d'injection 30 selon un mode de réalisation préféré de l'invention. Sur ces figures, les éléments portant les mêmes références numériques que des éléments des figures de principe 3a et 3b, correspondent à des éléments identiques ou similaires. Pour des raisons de clarté, les moyens de mise en mouvement 62 du corps principal 46 n'ont pas été représentés sur ces figures 4a et 4b. Néanmoins, ces moyens 62 sont bien évidemment prévus et commandés pour déplacer le corps principal 46 de la position de la figure 4a à celle de la figure 4b, et inversement. Aussi, dans ce mode de réalisation préféré, le système d'injection 30 comporte une structure intermédiaire 70, agencée radialement entre la base 50 du corps central 46 et la base 44 du bol 40. C'est relativement à cette structure intermédiaire 70 que le corps principal 46 est capable d'être déplacé axialement entre les deux positions des figures 4a et 4b, la structure 70 restant quant à elle fixe relativement à l'injecteur 20 et le bol 40. La structure intermédiaire 70 délimite avec la surface extérieure de la base 50 un canal annulaire axial 72 d'écoulement du film de carburant 52, en direction de la seconde extrémité évasée 48 du corps central 46. C'est en effet ce canal 72 qui est alimenté de façon connue par l'injecteur 20 et qui permet de générer le film de carburant 52 de faible épaisseur le long du corps central 46, avant de rencontrer l'air introduit dans le système d'injection. Dans le mode de réalisation préféré représenté, le carburant contourne l'extrémité amont du corps central plein 46 avant d'épouser la paroi extérieure de celui-ci délimitant intérieurement le canal annulaire axial 72. La base 44 du bol 40 comporte ici deux parois concentriques 44a, 44b entre lesquelles est agencée une vrille 76 d'introduction d'air entre les deux parois concentriques, cette vrille étant à caractère axial ou radial. L'air provenant de la vrille 76 et circulant entre les deux parois externe et interne 44a, 44b, rejoint ensuite le canal tronconique 60 dans lequel le film de carburant 52 lèche la surface extérieure de l'extrémité tronconique 48 du corps central 46. La paroi interne 44b entoure la structure intermédiaire 70, de manière à délimiter entre elles un canal 80 débouchant vers l'aval. Dans ce mode de réalisation préféré, le canal 80 n'est pas destiné à être traversé par un flux d'air. Dans le canal 60 de plus grande largeur que celle du canal 72 dans lequel le film de carburant 52 est créé, ce dernier reste confiné le long de la surface latérale de l'extrémité tronconique 48 du corps central 46, grâce au passage de l'air 82 dans ce même canal 60. A cet égard, il est noté que la partie grisée 52 la plus foncée de la figure 5 représente le trajet du carburant depuis l'injecteur 20 jusqu'à la flamme 54, tandis que la partie grisée la plus claire 82 représente le flux d'air. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite sans sortir du cadre de l'exposé de l'invention.20 REVENDICATIONS1. Système d'injection (30) pour chambre de combustion (8) de turbomachine d'aéronef, comprenant un bol aérodynamique (40) comportant une première extrémité évasée vers l'aval (42) et centrée sur un axe central (22) du système d'injection, celui-ci comportant également un corps central (46) le long duquel un film de carburant (52) est destiné à circuler vers l'aval, caractérisé en ce que le corps central (46) comporte une seconde extrémité évasée vers l'aval (48) et centrée sur l'axe central (22) du système d'injection, lesdites première et seconde extrémités évasées (42, 48) délimitant entre elles un canal de traversée d'air (60), et en ce que le système (30) comporte des moyens de mise en mouvement (62) permettant un déplacement relatif entre lesdites première et seconde extrémités évasées (42, 48), selon l'axe central (22) du système d'injection. 2. Système d'injection selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdites première et seconde extrémités évasées (42, 48) sont de forme tronconique et en ce que qu'elles délimitent entre elles un canal tronconique de traversée d'air (60), de section variable en fonction d'une position relative axiale entre lesdites première et seconde extrémités évasées (42, 48). 3. Système d'injection selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce qu'il comporte une structure intermédiaire (70) agencée radialement entre une base (50) du corps central (46) et une base (44) du bol aérodynamique (40), ladite structure intermédiaire (70) délimitant avec la base (50) du corps central (46) un canal axial (72) d'écoulement du film de carburant (52) en direction de ladite seconde extrémité évasée (48) du corps central. 4. Système d'injection selon la revendication 3, caractérisé en ce que la base (44) du bol aérodynamique (40) comporte deux parois concentriques (44a, 44b)entre lesquelles est agencée une vrille (76) d'introduction d'air entre les deux parois concentriques. 5. Système d'injection selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les moyens de mise en mouvement (62) comprennent un moteur. 6. Système d'injection selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite première extrémité évasée (42) du bol aérodynamique (40) est percée de trous (66) d'introduction d'air dans un foyer de combustion délimité par ce bol. 7. Chambre de combustion (8) de turbomachine d'aéronef comprenant un fond de chambre (18) percé d'ouvertures (32) espacées les unes des autres, la chambre de combustion comprenant, associé à chaque ouverture (32) du fond de chambre (18), un injecteur de carburant (20) ainsi qu'un système d'injection (30) selon l'une quelconque des revendications précédentes. 8. Turbomachine (1) d'aéronef comprenant une chambre de combustion (8) selon la revendication précédente.25