FR2981733A1

FR2981733A1 - Module de chambre de combustion de turbomachine d'aeronef et procede de conception de celui-ci

Info

Publication number: FR2981733A1
Application number: FR1159635A
Authority: FR
Inventors: Sebastien Alain Christophe Bourgois; Jean-Francois Cabre
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2011-10-25
Filing date: 2011-10-25
Publication date: 2013-04-26
Anticipated expiration: 2031-10-25
Also published as: US20150285500A1; GB201406632D0; WO2013060985A1; US9765970B2; GB2511440A; IN2014MN00751A; FR2981733B1; GB2511440B

Abstract

Module de chambre de combustion pour turbomachine d'aéronef, comprenant une chambre annulaire de combustion dans laquelle chacun des orifices primaires (62e) et de dilution (64e) de la paroi annulaire externe (14), qui est localisé au moins partiellement dans le sillage (54) d'un injecteur de carburant (22), présente un coefficient de débit supérieur à celui de son orifice homologue de la paroi annulaire interne. Procédé de conception d'un tel module, comprend la détermination des sillages (54) générés par les injecteurs (22), puis la définition géométrique des orifices d'entrée d'air (44e, 46e) des parois coaxiales de la chambre de combustion de sorte que le débit d'air entrant effectivement par les orifices (44e, 46e) de la paroi externe (14) soit sensiblement égal au débit d'air entrant par les orifices de la paroi interne.

Description

MODULE DE CHAMBRE DE COMBUSTION DE TURBOMACHINE D'AERONEF ET PROCEDE DE CONCEPTION DE CELUI-CI DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines, telles que les turbomachines d'aéronef, et concerne plus particulièrement les modules de chambre annulaire de combustion de ces turbomachines ainsi que les procédés de conception de ces modules. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Les turbomachines comprennent au moins une turbine agencée en sortie d'une chambre de combustion pour extraire de l'énergie d'un flux primaire de gaz éjectés par cette chambre de combustion et entraîner un compresseur disposé en amont de la chambre de combustion et alimentant cette chambre en air sous pression. Une chambre annulaire de combustion de turbomachine est en général logée dans une enceinte 25 annulaire et comprend typiquement deux parois annulaires coaxiales, respectivement radialement interne et radialement externe, qui s'étendent de l'amont vers l'aval, selon le sens général d'écoulement du flux primaire de gaz dans la turbomachine, autour de 30 l'axe de la chambre de combustion, et qui sont reliées entre elles à leur extrémité amont par une paroi annulaire de fond de chambre qui s'étend sensiblement radialement autour de l'axe précité. Cette paroi annulaire de fond de chambre est équipée d'une rangée 5 annulaire de systèmes d'injection régulièrement répartis autour de cet axe pour permettre une amenée d'air et de carburant dans la chambre de combustion. Les systèmes d'injection comprennent en général des moyens de support de têtes d'injecteurs de 10 carburant s'étendant dans l'enceinte précitée et répartis autour de l'axe de la chambre de combustion. Ces moyens de support sont habituellement pourvus de moyens aérodynamiques d'injection d'air et de vaporisation du carburant sous forme de fines 15 gouttelettes dans la chambre de combustion. D'une manière générale, les chambres de combustion se décomposent en une région interne amont, couramment appelée zone primaire, et une région interne aval, couramment appelée zone de dilution. 20 La zone primaire d'une chambre de combustion est prévue pour la combustion du mélange d'air et de carburant dans des proportions sensiblement stoechiométriques. A cette fin, l'air est injecté dans cette zone non seulement par les systèmes d'injection 25 mais aussi par des premiers orifices, couramment appelés orifices primaires, ménagés dans les parois annulaires de la chambre autour de la zone primaire de cette dernière. La zone de dilution est prévue pour la 30 dilution et le refroidissement des gaz provenant de la combustion dans la zone primaire, et pour conférer au flux de ces gaz un profil thermique optimal en vue de son passage dans la turbine montée en aval de la chambre de combustion. Pour cela, les parois annulaires de la chambre de combustion comportent des seconds orifices d'entrée d'air, couramment appelés orifices de dilution. Les performances d'une chambre de combustion dépendent notamment de la répartition de l'air provenant des orifices primaires et des orifices de dilution au sein de la chambre de combustion. Il est donc souhaitable d'optimiser cette répartition d'air. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a notamment pour but d'améliorer la répartition de l'air provenant des orifices primaires et des orifices de dilution au sein d'une chambre de combustion, d'une manière simple, économique et efficace.

Elle propose à cet effet un module de chambre de combustion pour turbomachine d'aéronef, comprenant : une enceinte annulaire, une pluralité d'injecteurs de carburant répartis 25 autour d'un axe longitudinal de chambre de combustion et s'étendant à l'intérieur de ladite enceinte, une chambre annulaire de combustion logée dans ladite enceinte, et comportant une paroi annulaire de fond de chambre équipée de systèmes d'injection 30 respectivement raccordés aux injecteurs de carburant, ainsi que deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne et externe, reliées entre elles par la paroi de fond de chambre et comportant chacune une pluralité d'orifices d'entrée d'air, respectivement internes et externes, agencés sous la forme d'au moins une rangée annulaire, de sorte que chaque orifice externe est centré par rapport à un plan axial médian d'un orifice interne correspondant, appelé orifice homologue dudit orifice externe.

Par plan axial médian, il faut bien entendu comprendre un plan passant par l'axe de la chambre de combustion et traversant une région centrale de l'orifice interne considéré. Un tel plan forme de préférence un plan de symétrie pour cet orifice interne. Ledit module est destiné à recevoir un flux d'air issu d'un compresseur de turbomachine et s'écoulant globalement de l'amont vers l'aval de la chambre de combustion au sein de ladite enceinte, et dont : - une première partie a vocation à pénétrer dans la chambre de combustion au travers de la paroi de fond de chambre, - une deuxième partie a vocation à contourner la 25 chambre de combustion en longeant la paroi radialement interne de celle-ci, - une troisième partie a vocation à contourner la chambre de combustion en passant entre lesdits injecteurs, qui créent ainsi chacun un sillage 30 respectif, et en longeant la paroi radialement externe de la chambre de combustion.

Selon l'invention, chacun des orifices externes qui est localisé au moins partiellement dans le sillage de l'un des injecteurs, présente un coefficient de débit supérieur à celui de son orifice interne homologue. Le coefficient de débit traduit la capacité des orifices à laisser passer l'air sous une charge donnée. Ce coefficient est proportionnel à la section des orifices mais dépend également de la géométrie de ces derniers. Il est à noter qu'il est couramment utilisé plusieurs définitions de coefficients de débit qui diffèrent par les unités utilisées. Le coefficient considéré ici est par exemple le coefficient expérimental Ky défini par la norme française NF E 29312 comme étant égal au débit d'eau en litre par minute passant au travers de l'orifice sous une perte de charge de 1 bar à passage totalement ouvert. Toute autre définition est cependant utilisable dans le cadre de la présente invention étant donné que seule une comparaison entre coefficients de débit de même type est nécessaire à la définition de l'invention. D'une manière générale, l'invention permet de compenser la perte de pression inhérente aux sillages des injecteurs dans le flux d'air contournant la chambre de combustion radialement vers l'extérieur, et offre ainsi une meilleure homogénéité de l'air dans la chambre de combustion. Le niveau d'accroissement du coefficient de débit des orifices externes localisés dans les sillages est de préférence compris entre 2% et 5% du coefficient de débit des orifices internes homologues respectifs de ces orifices externes. Avantageusement, chacun des orifices externes qui sont localisés au moins partiellement dans le sillage de l'un des injecteurs, présente une section d'aire supérieure à celle de son orifice interne homologue. Le niveau d'accroissement de la section des orifices externes localisés dans les sillages est de préférence compris entre 2% et 5% de la section des orifices internes homologues respectifs de ces orifices externes. En variante ou de manière complémentaire, les orifices externes localisés dans les sillages 15 peuvent chacun présenter un bord tombé. En outre, pour chacun desdits orifices externes localisés au moins partiellement dans le sillage de l'un des injecteurs, le ratio entre le coefficient de débit dudit orifice et le coefficient de 20 débit d'un orifice externe consécutif localisé hors du sillage précité est supérieur au ratio entre le coefficient de débit de l'orifice interne homologue dudit orifice externe localisé dans le sillage et le coefficient de débit de l'orifice interne homologue 25 dudit orifice externe consécutif localisé hors du sillage. D'une manière connue en soi, les orifices d'entrée d'air externes sont de préférence agencés sous la forme de deux rangées annulaires, de manière à 30 former respectivement des orifices primaires et des orifices de dilution.

Dans ce cas, le ratio entre le coefficient de débit de chacun des orifices primaires externes localisés au moins partiellement dans le sillage de l'un des injecteurs et le coefficient de débit de l'orifice primaire interne homologue, est avantageusement supérieur au ratio entre le coefficient de débit de chacun des orifices de dilution externes localisés au moins partiellement dans le sillage de l'un desdits injecteurs et le coefficient de débit de l'orifice de dilution interne homologue. Cela permet d'adapter au mieux les coefficients de débits des orifices externes au profil des sillages, lequel profil s'atténue en général en direction de l'aval.

Dans un premier mode de réalisation préféré de l'invention, chacun des orifices externes qui présente un coefficient de débit supérieur à celui de l'orifice interne (44i, 46i) homologue, est intercepté par un plan axial passant par un axe central d'émission de carburant de l'injecteur correspondant. Par injecteur correspondant, il faut bien entendu comprendre l'injecteur qui génère le sillage dans lequel est localisé l'orifice externe considéré.

Le module de chambre de combustion selon ce premier mode de réalisation de l'invention est particulièrement avantageux lorsqu'il équipe une turbomachine comprenant un compresseur de type axial, ou plus généralement lorsque le flux d'air alimentant ce module est dépourvu de composante giratoire.

Dans ce cas, l'injecteur correspondant est simplement l'injecteur le plus proche de l'orifice externe considéré.

Dans un deuxième mode de réalisation préféré de l'invention, chacun des orifices externes qui présente un coefficient de débit supérieur à celui de l'orifice interne (44i, 46i) homologue, est entièrement écarté d'un plan axial passant par un axe central d'émission de carburant de l'injecteur correspondant. Le module de chambre de combustion selon ce deuxième mode de réalisation de l'invention est particulièrement avantageux lorsqu'il équipe une turbomachine comprenant un compresseur de type centrifuge, ou plus généralement lorsque le flux d'air alimentant ce module présente une composante giratoire. L'invention concerne également une turbomachine pour aéronef comprenant un module de chambre de combustion du type décrit ci-dessus. Dans le premier mode de réalisation de l'invention, la turbomachine comprend un compresseur monté en amont du module de chambre de combustion et conçu pour délivrer audit module un flux d'air dépourvu de composante giratoire, et ledit module est conforme au premier mode de réalisation décrit ci-dessus. Dans le deuxième mode de réalisation de l'invention, la turbomachine comprend un compresseur 30 monté en amont du module de chambre de combustion et conçu pour délivrer audit module un flux d'air s'écoulant de manière hélicoïdale autour de l'axe longitudinal de la chambre de combustion, et ledit module est conforme au deuxième mode de réalisation décrit ci-dessus.

L'invention concerne encore un procédé de conception d'un module de chambre de combustion du type décrit ci-dessus pour une turbomachine d'aéronef comprenant un compresseur destiné à délivrer un flux d'air audit module, le procédé comprenant une étape de détermination des sillages générés par les injecteurs dans la troisième partie précitée du flux d'air, puis une étape de définition géométrique des orifices d'entrée d'air des parois coaxiales de la chambre de combustion, dans laquelle les orifices externes localisés au moins partiellement dans lesdits sillages sont définis de manière à présenter un coefficient de débit supérieur à celui de leurs orifices internes homologues de sorte que le débit d'air entrant effectivement par lesdits orifices externes soit sensiblement égal au débit d'air entrant par lesdits orifices internes homologues. L'étape de définition géométrique des orifices externes comprend de préférence le dimensionnement d'une section de ces derniers d'aire supérieure à celle de leurs orifices internes homologues. L'invention concerne enfin un procédé de 30 conception d'une turbomachine d'aéronef, comprenant la conception d'un module de chambre de combustion au moyen d'un procédé du type décrit ci-dessus. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention sera mieux comprise, et d'autres détails, avantages et caractéristiques de celle-ci apparaîtront à la lecture de la description suivante, faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : la figure 1 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'un module de chambre de combustion d'une turbomachine d'un premier type connu ; la figure 2 est une vue schématique partielle développée en plan de la paroi annulaire externe de la 15 chambre de combustion du module de la figure 1 ; la figure 3 est une vue schématique partielle développée en plan de la paroi annulaire externe de la chambre de combustion d'un module de chambre de combustion d'une turbomachine d'un deuxième type 20 connu ; la figure 4 est une vue à plus grande échelle d'une partie de la figure 2, illustrant le sillage d'un injecteur de carburant le long de la paroi annulaire externe de la chambre de combustion ; 25 la figure 5 est un graphique représentant la pression totale (en abscisses) en fonction de la position circonférentielle (en ordonnée) le long du segment transversal S de la figure 4 ; la figure 6 est une vue schématique partielle 30 développée en plan de la paroi annulaire interne de la chambre de combustion d'un module de chambre de combustion d'une turbomachine selon un premier mode de réalisation préféré de l'invention ; la figure 7 est une vue schématique partielle 5 développée en plan de la paroi annulaire externe de la chambre de combustion du module de la figure 6 ; la figure 8 est une vue schématique partielle développée en plan de la paroi annulaire interne de la chambre de combustion d'un module de chambre de 10 combustion d'une turbomachine selon un deuxième mode de réalisation préféré de l'invention ; la figure 9 est une vue schématique partielle développée en plan de la paroi annulaire externe de la chambre de combustion du module de la figure 8. 15 Dans l'ensemble de ces figures, des références identiques peuvent désigner des éléments identiques ou analogues. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PREFERES 20 La figure 1 représente une partie d'une turbomachine de type connu, telle qu'un turboréacteur d'avion, et illustre plus particulièrement une partie d'un module 8 de chambre annulaire de combustion 10 de cette turbomachine. 25 D'une manière bien connue, la chambre de combustion 10 est montée en aval d'un compresseur de la turbomachine destiné à alimenter cette chambre en air sous pression, et en amont d'une turbine de cette turbomachine, destinée à entraîner en rotation le 30 compresseur précité sous l'effet de la poussée des gaz provenant de la chambre de combustion, ce compresseur et cette turbine n'étant pas représentés sur la figure 1. La chambre de combustion 10 comprend deux parois annulaires coaxiales, respectivement radialement interne 12 et radialement externe 14, qui s'étendent autour de l'axe longitudinal 16 de la chambre de combustion. Ces deux parois annulaires 12 et 14 sont fixées en aval à des carters de la chambre (non visibles sur la figure 1), et sont reliées l'une à l'autre à leur extrémité amont par une paroi annulaire de fond de chambre 18, de manière connue. La paroi annulaire de fond de chambre 18 comporte une rangée annulaire d'orifices régulièrement répartis autour de l'axe 16 de la chambre de combustion, et dans lesquels sont montés des systèmes d'injection 20 associés à une rangée annulaire d'injecteurs de carburant 22.

Chaque système d'injection 20 présente un axe 28 d'émission de carburant et comporte, en amont, des moyens 30 de centrage et de guidage d'une tête 32 de l'injecteur 22 correspondant, et en aval, un bol mélangeur 34 monté dans l'orifice correspondant de la paroi de fond de chambre 18. Chaque système d'injection 20 comporte des orifices destinés à l'injection, dans la chambre de combustion, d'une partie 38 du flux d'air 40 provenant du compresseur de la turbomachine.

Il est à noter que dans la terminologie relative à la présente invention, le module 8 inclut la chambre de combustion 10, les injecteurs de carburant 22, ainsi que l'enceinte 49 dans laquelle cette chambre 10 et ces injecteurs 22 sont logés. Par ailleurs, les parois annulaires 12 et 14 de la chambre de combustion sont reliées à leur extrémité amont à un carénage annulaire 42 (figure 1) qui est par exemple du type monobloc comportant des orifices alignés avec les systèmes d'injection 20 pour le passage des injecteurs 22 et du flux d'air 38. Ce carénage a pour fonctions principales la protection de la paroi de fond de chambre 18 et la canalisation du flux d'air 38. En variante et de manière connue, ce carénage 42 peut être formé de deux parties annulaires séparées, parfois appelées casquettes.

La paroi annulaire interne 12 la chambre de combustion 10 comporte en outre deux rangées annulaires d'orifices d'entrée d'air internes 44i, 46i destinés à l'injection dans la chambre de combustion d'une partie 48i du flux d'air 40. En fonctionnement, cette partie 48i du flux d'air 40 peut atteindre les orifices internes 44i et 46i en circulant vers l'aval dans un espace annulaire interne de contournement 49i ménagé entre la paroi annulaire 12 de la chambre de combustion et un carter correspondant (non visible sur la figure 1). Une première de ces rangées d'orifices est formée autour d'une région amont 50 de la chambre de combustion couramment appelée zone primaire, dans laquelle ont lieu en fonctionnement les réactions de combustion du mélange d'air et de carburant. Les orifices 44i de cette première rangée sont pour cette raison couramment appelés orifices primaires. La deuxième rangée d'orifices est formée en aval autour d'une région 52 de la chambre couramment appelée zone de dilution, dans laquelle les gaz de combustion sont dilués et refroidis. Les orifices 46i de cette deuxième rangée sont pour cette raison couramment appelés orifices de dilution. D'une manière analogue, la paroi annulaire externe 14 de la chambre de combustion 10 comporte deux rangées annulaires d'orifices primaires externes 44e et d'orifices de dilution externes 46e, destinés à l'injection dans la chambre de combustion d'une partie 48e du flux d'air 40. En fonctionnement, cette partie 48e du flux d'air 40 peut atteindre ces orifices d'entrée d'air 44e et 46e en circulant vers l'aval dans un espace annulaire externe de contournement 49e ménagé entre la paroi annulaire 14 de la chambre de combustion et un carter correspondant (non visible sur la figure 1). Il est à noter que chaque orifice externe 44e, 46e est centré par rapport à un plan axial médian d'un orifice interne 44i, 46i correspondant, qui peut ainsi être défini comme étant l'orifice homologue dudit orifice externe 44e, 46e. En fonctionnement, les injecteurs de carburant 22 s'étendent au travers du flux d'air 48e qui contourne la chambre radialement vers l'extérieur et créent au sein de ce flux d'air des sillages correspondants.

Comme l'illustre la figure 2, chacun de ces sillages 54 se développe vers l'aval en étant centré par rapport à un plan axial P médian de l'injecteur 22 correspondant, dans le cas où le flux d'air 48e (figure 1) fourni par le compresseur de la turbomachine s'écoule vers l'aval sensiblement sans composante giratoire. Ceci peut être le cas lorsque le compresseur est de type axial. Il est à noter que par plan axial, il faut comprendre un plan passant par l'axe 16 (figure 1) de la chambre de combustion 10. De plus, le plan P passe par l'axe central d'émission de carburant 28 (figure 1) de l'injecteur 22. Dans le cas illustré sur la figure 3, où le 15 flux d'air 48e fourni par le compresseur de la turbomachine s'écoule vers l'aval de manière hélicoïdale, c'est-à-dire avec une composante giratoire, chacun des sillages 54 se développe vers l'aval globalement selon une direction inclinée par 20 rapport au plan axial P médian de l'injecteur 22 correspondant. Ceci peut être le cas notamment lorsque le compresseur est de type centrifuge. Les figures 4 et 5 illustrent une définition plus précise d'un sillage 54 d'injecteur 22. 25 Un tel sillage se traduit par une dépression dans la région de l'espace occultée par l'injecteur 22 vis-à-vis du flux d'air 48e. La figure 5 représente la pression totale Ptot du flux d'air 48e en fonction de la position d mesurée le long du segment S transversal 30 de la figure 4.

Dans le cadre de la présente invention, pour chaque segment S, on définit une zone de sillage 56 (figure 4) comme étant une zone du segment S dans laquelle la pression totale Ptot du flux d'air 48e est inférieure à 99% du maximum Ptotmax pris par cette pression totale le long de ce segment S. On définit un sillage 54 comme étant une réunion de zones de sillage 56 contigües.

Les figures 6 et 7 illustrent respectivement les parois annulaires interne 12 et externe 14 d'une chambre de combustion 10 d'un module de chambre de combustion 8 d'une turbomachine selon un premier mode de réalisation préféré de l'invention, dans lequel le compresseur de la turbomachine est du type axial et délivre au module précité un flux d'air dépourvu de composante giratoire. Cette turbomachine est semblable à celle décrite ci-dessus en référence aux figures 1 à 5, sauf en ce qui concerne la configuration des parois annulaires interne 12 et externe 14 de sa chambre de combustion. Dans ce mode de réalisation, aucun orifice primaire externe 44e n'est exposé à un sillage 54 d'injecteur 22. En revanche, l'orifice de dilution 58e qui se trouve centré par rapport au plan axial P médian de chaque injecteur 22 est exposé au sillage 54 de cet injecteur 22. Cet orifice de dilution 58e (figure 7) présente une section d'aire environ 4% plus grande que celle de son orifice interne homologue 58i (figure 6), de sorte que les débits d'air s'écoulant respectivement au travers de ces deux orifices peuvent être sensiblement égaux. Autrement dit, la paroi externe 14 de la figure 7 diffère de celle de la figure 2 du fait que les orifices d'entrée d'air exposés à un sillage 54 d'injecteur 22 présentent une section d'aire accrue afin de compenser le déficit de pression de l'air définissant le sillage 54 et permettre ainsi d'alimenter la chambre de combustion en air d'une manière optimale. Il est à noter que le ratio entre les aires des sections respectives de l'orifice de dilution externe 58e précité, et de chacun des orifices de dilution 60e qui lui sont consécutifs, est supérieur au ratio entre les aires des sections respectives de l'orifice de dilution interne homologue 58i, et de chacun des orifices de dilution 60i qui lui sont consécutifs. L'accroissement de la section est un exemple parmi plusieurs configurations permettant un accroissement du coefficient de débit des orifices primaires exposés à un sillage d'injecteur. D'autres méthodes pour accroître ce coefficient de débit reposent notamment sur une modification de la forme des orifices, par exemple sur l'utilisation d'orifices à bords tombés. Les figures 8 et 9 illustrent respectivement les parois annulaires interne 12 et externe 14 d'une chambre de combustion 10 d'un module de chambre de combustion 8 d'une turbomachine selon un deuxième mode de réalisation préféré de l'invention, dans lequel le compresseur de la turbomachine est du type centrifuge et délivre au module précité un flux d'air présentant une composante giratoire.

Dans ce mode de réalisation, un orifice primaire externe 44e sur deux, référencé 62e, et un orifice de dilution externe 46e sur quatre, référencé 64e, sont partiellement exposés à un sillage 54 d'injecteur 22 (figure 9). Ces orifices 62e et 64e sont écartés par rapport au plan axial médian P de l'injecteur 22 correspondant. Ces orifices présentent chacun une section d'aire plus grande que celle de l'orifice interne homologue 62i, 64i (figure 8), de sorte que les débits d'air s'écoulant respectivement au travers de chaque orifice externe 62e, 64e et de son homologue interne 62i, 64i peuvent être sensiblement égaux. Dans l'exemple illustré, chaque orifice de dilution externe 64e exposé à un sillage 54 est situé à égale distance de deux plans P consécutifs.

Claims

REVENDICATIONS1. Module de chambre de combustion (8) pour turbomachine d'aéronef, comprenant : - une enceinte annulaire (49), - une pluralité d'injecteurs de carburant (22) répartis autour d'un axe longitudinal (16) de chambre de combustion et s'étendant à l'intérieur de ladite enceinte (49), - une chambre annulaire de combustion (10) logée dans ladite enceinte (49) et comportant une paroi annulaire de fond de chambre (18) équipée de systèmes d'injection (20) respectivement raccordés auxdits injecteurs de carburant (22), ainsi que deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne (12) et externe (14), reliées entre elles par ladite paroi de fond de chambre (18) et comportant chacune une pluralité d'orifices d'entrée d'air, respectivement internes (44i, 46i) et externes (44e, 46e), agencés sous la forme d'au moins une rangée annulaire, de sorte que chaque orifice externe (44e, 46e) est centré par rapport à un plan axial médian d'un orifice interne (44i, 46i) correspondant, appelé orifice homologue dudit orifice externe (44e, 46e), ledit module étant destiné à recevoir un flux d'air (40) issu d'un compresseur de turbomachine et s'écoulant globalement de l'amont vers l'aval de la chambre de combustion (10) au sein de ladite enceinte (49), et dont :- une première partie (38) a vocation à pénétrer dans la chambre de combustion (10) au travers de ladite paroi de fond de chambre (18), une deuxième partie (48i) a vocation à contourner 5 la chambre de combustion en longeant la paroi radialement interne (12) de celle-ci, une troisième partie (48e) a vocation à contourner la chambre de combustion en passant entre lesdits injecteurs (22), qui créent ainsi chacun un sillage 10 respectif (54), et en longeant la paroi radialement externe (14) de la chambre de combustion (10), ledit module étant caractérisé en ce que chacun desdits orifices externes (44e, 46e), qui est localisé au moins partiellement dans le sillage (54) de l'un desdits 15 injecteurs (22), présente un coefficient de débit supérieur à celui de son orifice interne (44i, 46i) homologue.
2. Module de chambre de combustion selon 20 la revendication 1, dans lequel chacun desdits orifices externes (44e, 46e) qui sont localisés au moins partiellement dans le sillage (54) de l'un desdits injecteurs (22), présente une section d'aire supérieure à celle de son orifice interne homologue (44i, 46i). 25
3. Module de chambre de combustion selon la revendication 1 ou 2, dans lequel, pour chacun desdits orifices externes (44e, 46e) localisés au moins partiellement dans le sillage (54) de l'un desdits 30 injecteurs (22), le ratio entre le coefficient de débit dudit orifice (44e, 46e) et le coefficient de débitd'un orifice externe (44e, 46e) consécutif localisé hors dudit sillage est supérieur au ratio entre le coefficient de débit de l'orifice interne (44i, 46i) homologue dudit orifice externe (44e, 46e) localisé au moins partiellement dans le sillage (54) et le coefficient de débit de l'orifice interne (44i, 46i) homologue dudit orifice externe (44e, 46e) consécutif localisé hors dudit sillage.
4. Module de chambre de combustion selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel lesdits orifices d'entrée d'air externes (44e, 46e) sont agencés sous la forme de deux rangées annulaires, respectivement d'orifices primaires (44e) et d'orifices de dilution (46e).
5. Module de chambre de combustion selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel chacun desdits orifices externes (44e, 46e) qui présente un coefficient de débit supérieur à celui de l'orifice interne (44i, 46i) homologue, est intercepté par un plan axial (P) passant par un axe central d'émission de carburant (28) de l'injecteur (22) correspondant.
6. Module de chambre de combustion selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel chacun desdits orifices externes (44e, 46e) qui présente un coefficient de débit supérieur à celui de l'orifice interne (44i, 46i) homologue, est entièrement écarté d'un plan axial (P) passant par un axe centrald'émission de carburant (28) de l'injecteur (22) correspondant.
7. Turbomachine pour aéronef, caractérisée 5 en ce qu'elle comprend un module de chambre de combustion selon l'une quelconque des revendications 1 à 6.
8. Turbomachine selon la revendication 7, 10 comprenant un compresseur monté en amont du module de chambre de combustion et conçu pour délivrer audit module un flux d'air dépourvu de composante giratoire, et dans laquelle ledit module est conforme à la revendication 5. 15
9. Turbomachine selon la revendication 7, comprenant un compresseur monté en amont du module de chambre de combustion et conçu pour délivrer audit module un flux d'air s'écoulant de manière hélicoïdale 20 autour de l'axe longitudinal (16) de chambre de combustion, et dans laquelle ledit module est conforme à la revendication 6.
10. Procédé de conception d'un module de 25 chambre de combustion selon l'une quelconque des revendications 1 à 6 pour une turbomachine d'aéronef comprenant un compresseur destiné à délivrer un flux d'air (40) audit module, caractérisé en ce qu'il comprend la détermination des sillages (54) générés par 30 les injecteurs (22) dans la troisième partie (48e) du flux d'air (40), puis la définition géométrique des orifices d'entrée d'air (44i, 44e, 46i, 46e) des parois coaxiales de la chambre de combustion (10), danslaquelle les orifices externes (44e, 46e) localisés au moins partiellement dans lesdits sillages (54) sont définis de manière à présenter un coefficient de débit supérieur à celui de leurs orifices internes homologues de sorte que le débit d'air entrant effectivement par lesdits orifices externes (44e, 46e) soit sensiblement égal au débit d'air entrant par lesdits orifices internes (44i, 46i).