FR 3061761 A1 20180713 FR 1750208 A 20170110 1 Chambre de combustion pour turbomachine La présente invention concerne une chambre de combustion pour turbomachine, notamment pour un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion. Une turbomachine, en particulier une turbomachine à double corps, comporte classiquement, d'amont en aval, une soufflante, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression et une turbine basse pression. Par convention, dans la présente demande, les termes "amont " et "aval" sont définis par rapport au sens de circulation de l'air dans la turbomachine. De même, par convention dans la présente demande, les termes "intérieur" et "extérieur", "inférieur" et "supérieur" et "interne" et "externe" sont définis radialement par rapport à l'axe de la turbomachine. Une chambre de combustion comporte classiquement une virole annulaire radialement externe, une virole annulaire radialement interne, coaxiale avec la virole radialement externe, et une paroi de fond reliant la virole radialement externe et la virole radialement interne. La paroi de fond comporte des parties cylindriques radialement externe et interne. Par ailleurs, les viroles externe et interne comportent chacune une partie cylindrique à leur extrémité amont. La partie cylindrique externe de la paroi de fond est fixée par boulonnage à la partie cylindrique de la virole externe. La partie cylindrique interne de la paroi de fond est fixée par boulonnage à la partie cylindrique de la virole interne. Afin de permettre le montage de la paroi de fond entre les viroles externe et interne et du fait des tolérances dimensionnelles de fabrication, un jeu annulaire radial existe entre les parties cylindriques précitées. Après serrage des boulons et du fait du jeu précité, l'interface entre les parties cylindriques des viroles et les parties cylindriques de la paroi de fond 3061761 2 délimite des lobes. De tels lobes entre les parties cylindriques précitées autorisent l'entrée d'air parasite dans la chambre de combustion ou la sortie de gaz de combustion hors de ladite chambre. Ceci pénalise le rendement de la chambre de combustion et peut générer un phénomène 5 de pollution. A titre d'exemple, ces ouvertures peuvent représenter une surface de passage d'air d'environ 300 mm2, soit 3% du débit d'air total pénétrant dans la chambre de combustion. L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, 10 efficace et économique à ce problème. A cet effet, elle propose une chambre de combustion pour turbomachine, notamment pour un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comportant : - une virole annulaire radialement externe, 15 - une virole annulaire radialement interne, coaxiale avec la virole radialement externe, - une paroi de fond reliant la virole radialement externe et la virole radialement interne, caractérisée en ce qu'elle comprend un premier organe 20 annulaire d'étanchéité, coaxial avec lesdites viroles radialement interne et externe, le premier organe d'étanchéité étant intercalé radialement entre la paroi de fond et la virole radialement externe. La chambre de combustion peut comprendre un second organe annulaire d'étanchéité, coaxial avec lesdites viroles radialement interne et 25 externe, le second organe d'étanchéité étant intercalé radialement entre la paroi de fond et la virole radialement interne. L'organe d'étanchéité permet de combler le jeu radial entre la paroi de fond et la virole correspondante de la chambre de combustion, afin de limiter le passage d'air aux zones d'interface précitées. On améliore 30 ainsi les performances de la turbomachine et on limite les sources de pollution. 3061761 3 Chaque organe d'étanchéité peut être sectorisé et comprendre au moins deux secteurs angulaires. De cette manière, chaque secteur angulaire peut se déformer légèrement de façon à s'adapter au diamètre réel de la zone d'interface 5 considérée. Chaque secteur angulaire peut alors obturer de façon optimale ladite zone d'interface. Pour chaque organe d'étanchéité, les secteurs angulaires peuvent être répartis sur la circonférence avec un jeu angulaire total entre eux compris entre 0 et 1° ou 0 et 5 mm. 10 Le jeu total entre les secteurs est par exemple compris entre 0 et 1° ou 0 et 5 mm, pour un diamètre d'implantation compris entre 500 et 650 mm, par exemple. Cet écartement permet notamment d'autoriser les déformations des secteurs lors de leur conformation aux zones d'interface précitées. 15 La virole externe de la chambre de combustion peut comprendre une partie cylindrique entourant une partie cylindrique radialement externe de la paroi de fond, la paroi de fond pouvant comporter en outre au moins une partie cylindrique radialement interne entourant une partie cylindrique de la virole interne de la chambre de combustion, le premier organe 20 d'étanchéité pouvant être intercalé entre la partie cylindrique de la virole externe et la partie cylindrique externe de la paroi de fond, le second organe d'étanchéité pouvant être intercalé entre la partie cylindrique de la virole interne et la partie cylindrique interne de la paroi de fond. La chambre de combustion peut comprendre un organe de 25 protection thermique situé en aval de la paroi de fond. Cet organe de protection thermique permet de protéger la paroi de fond et les éléments situés en amont de celle-ci, des fortes températures au sein de la chambre de combustion. L'organe de protection peut être une tôle comportant une partie 30 annulaire qui s'étend radialement, et dont les bords périphériques interne et 3061761 4 externe sont prolongés par des rebords annulaires s'étendant axialement vers l'aval ou vers l'amont. Le rebord radialement externe de l'organe de protection thermique peut être situé à proximité de la virole externe de la chambre, 5 c'est-à-dire à une distance comprise entre 0,1 et 2,5 mm. Le rebord radialement interne de l'organe de protection thermique peut être situé à proximité de la virole interne de la chambre, c'est-à-dire à une distance comprise entre 0,1 et 2,5 mm. Les rebords radialement externe et interne de l'organe de 10 protection peuvent s'étendre axialement vers l'amont et peuvent être intercalés radialement respectivement, entre la virole externe et la paroi de fond, et entre la virole interne et la paroi de fond. Chaque organe d'étanchéité peut être réalisé en alliage à base de Nickel, par exemple de type Hastelloy®, ou en alliage à base de Cobalt. 15 Un tel matériau est apte à résister aux contraintes thermiques en fonctionnement. Chaque organe d'étanchéité peut présenter une épaisseur comprise entre 0,8 et 3 mm. L'organe d'étanchéité peut être pourvu de trous de fixation, 20 régulièrement répartis sur la circonférence. Chaque organe d'étanchéité peut être fixé sur la paroi de fond par l'intermédiaire de moyens de fixation, tels que des vis. Lesdites vis ou lesdits rivets peuvent être engagés dans les trous de fixation de l'organe d'étanchéité correspondant. 25 Dans ce cas, les vis ou les rivets peuvent d'abord être engagés dans les trous situés au niveau de la zone circonférentiellement médiane du secteur angulaire correspondant, puis progressivement dans les trous situés à proximité des extrémités circonférentielles du secteur. Chaque secteur de l'organe d'étanchéité peut se présenter sous 30 la forme d'une bande en forme d'arc de cercle. 3061761 5 L'organe de protection thermique peut se présenter sous la forme d'une tôle dont l'épaisseur est comprise entre 0,5 et 1,5 mm. L'organe de protection thermique peut être réalisé en alliage à base de Nickel, par exemple de type Hastelloy®, ou en alliage à base de 5 Cobalt. L'une au moins des viroles interne et externe de la chambre de combustion peut présenter des découpes débouchant vers l'amont. La chambre de combustion peut comporter un capot amont comportant une partie annulaire de fixation radialement externe, fixée à la 10 virole externe de la chambre de combustion, ledit capot comportant en outre une partie annulaire de fixation radialement interne, fixée à la virole externe de la chambre de combustion. L'invention propose également une turbomachine, notamment un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comportant une chambre 15 de combustion du type précité. L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels : 20 - la figure 1 est une vue en coupe d'une turbomachine selon l'invention, - la figure 2 est une vue de détail en coupe d'une chambre de combustion de la turbomachine de la figure 1, - la figure 3 est une vue de détail, selon une première forme de 25 réalisation, de la jonction entre la virole radialement externe et la paroi de fond de la chambre de combustion, - la figure 4 est une vue en perspective d'un organe d'étanchéité apte à être monté radialement entre la virole radialement externe et la paroi de fond de la chambre de combustion, 30 - la figure 5 est une vue de détail de l'organe d'étanchéité de la figure 4, 3061761 6 - la figure 6 est une vue de détail, selon une seconde variante de réalisation, de la jonction entre la virole radialement externe et la paroi de fond de la chambre de combustion, - la figure 7 est une vue schématique en perspective, de 5 dessus, illustrant un capot amont rapporté sur la chambre de combustion selon l'invention, et - la figure 8 est une vue en coupe illustrant le positionnement de l'organe d'étanchéité radialement entre la paroi de fond et la virole radialement externe, selon une seconde forme de réalisation de l'invention. 10 On a représenté, sur la figure 1, une vue schématique en coupe d'une turbomachine 1 selon l'invention. La turbomachine 1 est de type à double corps et à double flux, et s'étend selon un axe longitudinal X. La turbomachine 1 comprend une soufflante 2 aspirant un flux d'air qui est divisé en un flux primaire et un flux secondaire. Le flux primaire 15 traverse une veine primaire 3 qui comporte successivement, d'amont AM en aval AV, un compresseur basse pression 4 et un compresseur haute pression 5. En sortie du compresseur haute pression 5, l'air est injecté et mélangé à un carburant dans une chambre de combustion 6. En sortie de la chambre de combustion 6, des gaz chauds traversent successivement 20 une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8 avant d'être éjectés de la turbomachine 1 par une tuyère d'éjection 9. Le flux secondaire traverse, quant à lui, une veine secondaire 10 entourant la veine primaire 3. Les figures 2 à 7 représentent plusieurs formes de réalisation 25 de la chambre de combustion 6 de la turbomachine 1 selon l'invention. En référence à la figure 2, la chambre de combustion 6 comprend une virole annulaire radialement externe 11, une virole annulaire radialement interne 12, et une paroi de fond 13 annulaire s'étendant radialement et reliant la virole radialement externe 11 et la virole 30 radialement interne 12. 3061761 7 La virole externe 11 présente une forme générale tronconique s'évasant vers l'aval AV. La virole externe 11 comprend, à son extrémité amont, une partie cylindrique 14. Ladite partie cylindrique 14 comporte des trous répartis sur la circonférence. La partie cylindrique 14 comprend en 5 outre des découpes 15 réparties sur la circonférence, lesdites découpes 15 débouchant vers l'amont AM. La virole externe 11 comporte en outre des trous d'entrée d'air 16, également appelés trous primaires. La virole interne 12 présente une forme générale tronconique 10 s'évasant vers l'aval AV. La virole interne 12 comprend, à son extrémité amont, une partie cylindrique 17. Ladite partie cylindrique 17 comporte des trous répartis sur la circonférence. La partie cylindrique 17 comprend en outre des découpes réparties sur la circonférence, lesdites découpes débouchant vers l'amont AM. 15 La virole interne 12 comporte en outre des trous d'entrée d'air 18. La paroi de fond 13 est annulaire et comporte une partie 19 de forme générale tronconique ou s'étendant radialement. La périphérie radialement externe de la partie tronconique ou radiale est prolongée par 20 une partie cylindrique 20 s'étendant vers l'amont AM. La périphérie radialement interne de la partie tronconique ou radiale est prolongée par une partie cylindrique 21 s'étendant vers l'amont AM. La paroi de fond 13 comporte des ouvertures 22 réparties sur la circonférence de la partie tronconique 19. Par ailleurs, les parties cylindriques 20, 21 de la paroi de 25 fond 13 comportent des trous de fixation 23 répartis sur la circonférence. La chambre de combustion 6 comprend en outre un capot 24 annulaire de section en forme générale de C en coupe transversale, situé en amont AM de la paroi de fond 13. La périphérie radialement externe du capot 24 comprend une partie cylindrique 25. De même, la périphérie 30 radialement interne du capot 24 comprend une partie cylindrique 26. La 3061761 8 zone radialement médiane 27 du capot 24 comporte des ouvertures 28 situées axialement en regard des ouvertures 22 de la paroi de fond 13. La partie cylindrique externe 25 du capot 24, la partie cylindrique 14 de la virole externe 11 et la partie cylindrique externe 20 de la paroi de 5 fond 13 sont fixées les unes aux autres par l'intermédiaire de boulons 29 répartis sur la circonférence et engagés dans les trous de la partie cylindrique 14 de la virole externe et les trous de fixation 23 de la paroi de fond 13. Plus particulièrement, la partie cylindrique externe 25 du capot 24 entoure la partie cylindrique 14 de la virole externe 11, qui elle-même 10 entoure la partie cylindrique 20 externe de la paroi de fond 13. La partie cylindrique interne 26 du capot 24, la partie cylindrique 17 de la virole interne 12 et la partie cylindrique interne 21 de la paroi de fond 13 sont fixées les unes aux autres par l'intermédiaire de boulons 30 répartis sur la circonférence et engagés dans les trous de la partie 15 cylindrique 17 de la virole interne 12 et les trous de fixation 23 de la paroi de fond 13. Plus particulièrement, la partie cylindrique interne 21 de la paroi de fond 13 entoure la partie cylindrique 17 de la virole interne 12, qui elle-même entoure la partie cylindrique interne 26 du capot 24. Chaque ouverture 22 de la paroi de fond 13 sert au montage 20 d'un dispositif d'injection de carburant 31. Le dispositif d'injection de carburant 31 est raccordé à une canne d'injection 32 formant une conduite d'amenée de carburant, ladite canne d'injection 32 traversant l'ouverture 28 correspondante du capot 24. La structure du dispositif d'injection 31 est connue en soi et ne sera pas décrite plus en détail. 25 L'extrémité aval (non représentée) de la chambre de combustion 6 est fixée sur un carter externe 33. Ledit carter externe 33 comprend une paroi radialement externe 34 et une paroi radialement interne 35 reliées à leur extrémité amont. La jonction 36 entre la paroi radialement interne et la paroi externe comprend un orifice d'entrée d'air 37, permettant à l'air issu 30 du compresseur haute pression 5 d'entrer dans le volume interne du carter externe 33. L'air traverse ainsi ledit orifice 37 puis se divise en une 3061761 9 première partie qui traverse l'ouverture 28 du capot 24 et entre dans le dispositif d'injection de carburant 31 dans lequel il est mélangé au carburant. Une seconde partie de l'air contourne le capot 24 puis entre dans la chambre de combustion 6 par les trous 16, 18 des viroles interne 5 12 et externe 11. Dans les forme de réalisation illustrées sur les figures, le carter est formé d'une seule pièce, c'est-à-dire que les parois radialement externe 34 et radialement interne 35 forment une pièce unique avec la jonction 36. Les parois 34 35 et la jonction 36 sont par exemple venus de matière. En 10 variante, les parois 34, 35 pourraient être rapportées et fixées sur la jonction 36, les parois 34, 35 et la jonction 36 étant alors indépendantes les unes des autres. Comme indiqué précédemment, un jeu annulaire radial existe entre les parties cylindriques 14, 17, 20, 21 précitées des viroles 11, 12 et 15 de la paroi de fond 13, afin de permettre le montage de la paroi de fond 13 entre les viroles 11, 12 et du fait des tolérances dimensionnelles de fabrication. Selon l'invention, la chambre de combustion 6 comprend des premier et second organes annulaires d'étanchéité 38a, 38b visant à 20 combler ces jeux. Le premier organe d'étanchéité 38a est intercalé radialement entre la paroi de fond 13 et la virole radialement externe 11. Le second organe d'étanchéité 38b est intercalé radialement entre la paroi de fond 13 et la virole radialement interne 12. 25 Hormis dans leurs dimensions, le premier organe d'étanchéité 38a et le second organe d'étanchéité 38b sont concentriques et de structures identiques. Chaque organe annulaire d'étanchéité 38a, 38b est annulaire et formé d'au moins deux secteurs angulaires 39a, 39b (seul le premier 30 organe d'étanchéité 38a est représenté à la figure 4), ici deux secteurs angulaires 39a, 39b. Chaque secteur 39a, 39b est courbé et présente une 3061761 10 forme d'arc de cercle. Chaque secteur 38a, 38b comprend, sur sa circonférence, des trous de fixation 40 régulièrement répartis sur la circonférence. Les secteurs angulaires 39a, 39b sont répartis sur la 5 circonférence de la partie cylindrique 20 de la paroi de fond 13 et sont écartés légèrement d'un jeu noté j l'un par rapport à l'autre, au niveau de leurs extrémités, comme cela est mieux visible à la figure 5. Le jeu angulaire total entre les secteurs est par exemple compris entre 0 et 1° ou 0 et 5 mm. 10 Chaque secteur 39a, 39b de chaque organe d'étanchéité 38a, 38b est par exemple réalisé en alliage à base de Nickel, par exemple de type Hastelloy®, ou en alliage à base de Cobalt. Chaque secteur 38a, 38b a par exemple une épaisseur comprise entre 0,8 et 3 mm. Les secteurs 39a, 39b, de chaque organe d'étanchéité 38a, 38b 15 sont fixés par des boulons (non représentés) engagés uniquement dans certains des trous de fixation 23 de la partie cylindrique 20, 21 correspondante de la paroi de fond 13 et dans les trous des secteurs 39a, 39b de l'organe d'étanchéité 38a, 38b. Les têtes de vis ou les écrous de ces boulons sont situés au niveau des découpes 15 de la virole 11, 12 20 correspondante. La chambre de combustion 6 comporte en outre un organe de protection thermique 41 situé en aval AV de la paroi de fond 13, se présentant sous la forme d'une tôle annulaire. L'organe de protection 41 comporte une partie annulaire 42, de forme tronconique ou s'étendant dans 25 un plan radial, dont les bords périphériques interne et externe sont prolongés par des rebords annulaires 43, 44 s'étendant axialement vers l'amont AM (figure 3). Le rebord externe 43 de l'organe de protection 41 est intercalé radialement entre la partie cylindrique 14 de la virole externe 11 et la partie 30 cylindrique externe 20 de la paroi de fond 13. Par ailleurs, le rebord externe 306 1 7 6 1 11 43 de l'organe de protection 41 est situé en aval AV du premier organe d'étanchéité 38a. Le rebord interne de l'organe de protection 41 (non représenté sur la figure 3) est intercalé radialement entre la partie cylindrique 17 de la 5 virole interne 12 et la partie cylindrique interne 21 de la paroi de fond 13. Par ailleurs, le rebord interne de l'organe de protection 41 est situé en aval AV du second organe d'étanchéité 38b. En variante, les rebords 43, 44 de l'organe de protection peuvent s'étendre axialement vers l'aval AV, comme cela est représenté aux figures 10 2 et 6. Comme indiqué précédemment, chaque organe d'étanchéité 38a, 38b permet de combler le jeu radial entre la paroi de fond 13 et la virole correspondante 11, 12 de la chambre de combustion 6, afin de limiter le passage d'air aux zones d'interface précitées. On améliore ainsi les 15 performances de la turbomachine 1 et on limite les sources de pollution. Par ailleurs, chaque secteur angulaire 39a, 39b peut se déformer légèrement de façon à s'adapter au diamètre réel de la partie cylindrique 14, 17 de la virole 11, 12 correspondante et de la partie cylindrique 20, 21 correspondante de la paroi de fond 13. Chaque secteur angulaire 39a, 39b 20 peut alors obturer de façon optimale la zone d'interface entre la paroi de fond 13 et la virole 11, 12 correspondante. La figure 8 représente une seconde forme de réalisation, qui diffère de celle décrite en référence aux figures 1 à 7, en ce que la surface radialement interne 45 de la virole externe 11 comporte un renfoncement 25 annulaire 46 dont l'extrémité axiale aval forme un épaulement radial annulaire 47. Dans cette forme de réalisation, le premier organe d'étanchéité 38a est logé, au moins en partie, dans le renfoncement 46, l'extrémité aval de chaque secteur angulaire 39a, 39b du premier organe d'étanchéité 38a 30 pouvant venir en appui sur l'épaulement 47. 3061761 12 On notera que l'extrémité aval de chaque secteur 39a, 39b du premier organe d'étanchéité 38a et l'épaulement 47 précité forment une chicane permettant de limiter le passage d'air entre ces éléments. REVENDICATIONS1. Chambre de combustion (6) pour turbomachine (1), notamment pour un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comportant : - une virole annulaire radialement externe (11), - une virole annulaire radialement interne (12), coaxiale avec la virole radialement externe (11), - une paroi de fond (13) reliant la virole radialement externe (11) et la virole radialement interne (12), caractérisée en ce qu'elle comprend un premier organe annulaire d'étanchéité (38a), coaxial avec lesdites viroles radialement interne (12) et externe (11), le premier organe d'étanchéité (38a) étant intercalé radialement entre la paroi de fond (13) et la virole radialement externe (11). 2. Chambre de combustion (6) selon la revendication 1, dans laquelle elle comprend un second organe annulaire d'étanchéité (38b), coaxial avec lesdites viroles radialement interne (12) et externe (11), le second organe d'étanchéité (38b) étant intercalé radialement entre la paroi de fond (13) et la virole radialement interne (12). 3. Chambre de combustion (6) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle chaque organe d'étanchéité (38a, 38b) est sectorisé et comprend au moins deux secteurs angulaires (39a 39b). 4. Chambre de combustion (6) selon la revendication 3, dans 25 laquelle, pour chaque organe d'étanchéité (38a, 38b), les secteurs angulaires (39a, 39b) sont répartis sur la circonférence avec un jeu angulaire total entre eux compris entre 0 et 1° ou 0 et 5 mm. 5. Chambre de combustion (6) selon l'une des revendications 1 à 4, dans laquelle la virole externe (11) de la chambre de combustion (6) 30 comprend une partie cylindrique (14) entourant une partie cylindrique radialement externe (20) de la paroi de fond (13), la paroi de fond (13) 3061761 14 comportant en outre au moins une partie cylindrique radialement interne (21) entourant une partie cylindrique (17) de la virole interne (12) de la chambre de combustion (6), le premier organe d'étanchéité (38a) étant intercalé entre la partie cylindrique (14) de la virole externe (11) et la partie 5 cylindrique externe (20) de la paroi de fond (13), le second organe d'étanchéité (38b) étant intercalé entre la partie cylindrique (17) de la virole interne (12) et la partie cylindrique interne (21) de la paroi de fond (13). 6. Chambre de combustion (6) selon l'une des revendications 1 à 5, dans laquelle elle comprend un organe de protection thermique (41) 10 situé en aval (AV) de la paroi de fond (13). 7. Chambre de combustion (6) selon la revendication 6, dans laquelle l'organe de protection (41) est une tôle comportant une partie annulaire (42) s'étendant radialement, dont les bords périphériques interne et externe sont prolongés par des rebords annulaires (43, 44) s'étendant 15 axialement vers l'aval (AV) ou vers l'amont (AM). 8. Chambre de combustion (6) selon la revendication 7, dans laquelle les rebords radialement externe (43) et interne (44) de l'organe de protection (41) s'étendant axialement vers l'amont (AM) et sont intercalés radialement respectivement, entre la virole externe (11) et la paroi de fond 20 (6), et entre la virole interne (12) et la paroi de fond (13). 9. Chambre de combustion (6) selon l'une des revendications 1 à 8, dans laquelle chaque organe d'étanchéité (38a, 38b) est réalisé en alliage à base de Nickel, ou en alliage à base de Cobalt. 10. Chambre de combustion selon l'une des revendications 1 à 9, dans laquelle chaque organe d'étanchéité (38a, 38b) présente une épaisseur comprise entre 0,8 et 3 mm. 11. Turbomachine (1), notamment un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comportant une chambre de combustion (6) selon l'une des revendications 1 à 10.30