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Dispositif de combustion de section annulaire pour installation à turbine à gaz Le dispositif de combustion de section annulaire pour installation à turbine à gaz présente des avantages très nets sur celui comportant un certain nombre de tubes disposés autour de l'axe de l'installation en ce qui concerne la réduction des pertes de pression pendant la combustion et la réduction du diamètre total pour un courant de masse donné, mais il comporte l'inconvénient d'être difficile à démonter et à remonter.
L'invention a pour objet un dispositif de combustion de section annulaire pour installation à turbine à gaz comprenant deux enveloppes coaxiales ménageant entre elles un espace de section annulaire dans lequel est montée une structure comprenant au moins deux éléments s'étendant longitudinalement dans ledit espace et présentant chacun des parois intérieure et extérieure espacées de ces enveloppes, de façon à délimiter chacun une chambre de combustion de section en forme de segment d'anneau, caractérisé en ce que lesdits deux éléments sont reliés l'un à l'autre de manière amovible.
Une forme de réalisation de l'objet de l'invention est représentée, à titre d'exemple, aux dessins annexés.
La fig. 1 est une élévation latérale, partie en coupe, d'une installation à turbine à gaz présentant cette forme d'exécution du dispositif selon l'invention. La fig. 2 est une vue en perspective à plus grande échelle, partie en coupe, du dispositif de combustion et de constructions adjacentes de l'installation représentée à la fig. 1.
La fig. 3 est une coupe à plus grande échelle, suivant le plan de la ligne III - III de la fig. 1. La fig. 4 est une autre coupe partielle à plus grande échelle montrant une variante de détail.
La fig. 5 est une coupe suivant le plan de la ligne V - V de la fig. 4.
La fig. 6 est une coupe montrant avec plus de détails cette variante de détail.
L'installation représentée au dessin est à flux axial ; elle comporte un compresseur 10, un dispositif de combustion 11 et une turbine 12 montés en série le long d'un axe commun. Le compresseur et la turbine sont reliés par un arbre 13, qui est supporté dans des paliers avant, médian et arrière 14, 15 et 16 respectivement. Le dispositif de combustion comprend une enveloppe extérieure 17 et une enveloppe intérieure 18, ces enveloppes étant montées coaxialement à l'arbre 13 et délimitant un espace de section annulaire 19.
Dans cet espace est montée une structure 20 coaxiale aux enveloppes 17 et @ 18 et formée de deux éléments 21a, 21b, s'étendant longitudinalement dans ledit espace et présentant chacun des parois intérieure 22 et extérieure 23 semi-cylindriques espacées des enveloppes 18 et 17 de façon à délimiter une chambre de combustion 25 de section en forme de segment d'anneau (fig. 3). Deux cloisons longitudinales 24 s'étendent radiale- ment près des bords longitudinaux de ces parois 22 et 23 de chaque élément en maintenant l'espacement radial convenable entre les parois.
Les cloisons ne sont pas montées tout à fait sur les bords des parois 22 et 23, mais sont espacées de ces bords en convergeant avec les bords à leurs extrémités aval, de façon que des paires adjacentes de cloisons forment des canaux longitudinaux 26, dont la section diminue progressivement vers leurs extrémités aval qui sont
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fermées. Les deux éléments de la structure 20 sont fixés amoviblement l'un à l'autre au moyen de brides radiales 27 qui sont fixées à la surface extérieure de la paroi extérieure 23 de chaque élément le long de ses bords longitudinaux ; ces brides présentent une série de trous 28, dans lesquels sont placés des boulons de fixation 29.
Les bords des parois intérieures 22 des deux éléments de la structure 20 portent des bourrelets ou rebords 27', qui ne sont pas fixés ensemble, mais qui butent l'un contre l'autre lorsque les brides 27 sont assemblées. La communication est établie entre les chambres de combustion respectives 25 au moyen de tubes 30 d'intercommunication, qui sont emmanchés dans des douilles 31 prévues dans les cloisons 24, chacune de ces douilles donnant accès à l'intérieur de l'élément respectif de la structure 20.
L'extrémité avant de chaque élément de la structure 20, se trouvant entre les cloisons 24, est fermée par une cloison annulaire transversale 32, dans laquelle il y a une série d'orifices 33 à intervalles pour l'admission d'air primaire dans la chambre de combustion 25 ; les ajutages à combustible 34 sont supportés concentriquement dans chacun de ces orifices sur des aubes de turbulence 35. Les extrémités avant des canaux 26 ne sont pas fermées et, pour l'admission d'air secondaire aux chambres de combustion, on a prévu des trous 36 dans les cloisons, ainsi que d'autres trous 37 se trouvant à la fois dans les parois intérieure et extérieure des éléments de la structure 20.
Le dispositif de combustion est supporté à son extrémité avant ou amont par un carter de diffuseur 40 qui supporte aussi le palier principal 15, la fixation des enveloppes extérieure 17 et intérieure 18 au carter de diffuseur étant effectuée par des rangées périphériques de boulons 40a. L'extrémité aval de l'enveloppe intérieure 18 supporte un élément tronconique 41 s'étendant vers l'intérieur sur lequel le palier 16 est monté et elle supporte aussi un élément tronconique 42 s'étendant vers l'extérieur qui porte une bride de raidissement circulaire 43, de même qu'une couronne intérieure 44 de montage des aubes directrices de la turbine.
L'extrémité aval de l'enveloppe extérieure 17 présente une bride 45 fixée par des boulons 45a à une couronne extérieure 46 de montage des aubes du stator de la turbine et une bride de raidissement 47 ; la couronne de montage extérieure supporte une couronne 48 à laquelle est fixé le cône de queue 39.
L'extrémité aval de la structure 20 est supportée et empêchée d'exécuter des mouvements radiaux par le dispositif de support formé par les deux brides de raidissement 43 et 47, un bourrelet 49 étant formé sur les surfaces intérieure et extérieure des parois intérieure et extérieure 22, 23, respectivement des éléments de la structure 20 pour permettre un mouvement relatif limité de l'extrémité aval de cette structure dans le sens longitudinal. A son extrémité amont, la structure 20 est maintenue par une série de tubes de suspension radiaux 50 faisant saillie vers l'intérieur, espacés symétriquement autour de l'enveloppe extérieure 17.
Les tubes de suspension passent par des trous 51 entourés par des bossages dont est pourvue l'enveloppe et les tubes présentent des têtes à rebord qui butent contre les bossages. Les extrémités intérieures de tubes de suspension s'engagent de façon à coulisser dans des douilles 52 fixées à la surface extérieure de la paroi extérieure 23 des éléments de la structure 20.
L'enveloppe intérieure 18 porte une série de brides 53 en forme de T, qui sont fixées avec un écartement régulier autour de sa surface extérieure, ces brides étant montées de façon que les âmes des T s'étendent radialement. Des brides 54 en forme de L sont montées par paires sur la surface adjacente de la paroi intérieure 22 des éléments de la structure 20, coïncident avec les âmes saillantes des brides 53 en T. Ces brides assurent que la structure 20 est convenablement orientée pour permettre aux douilles 52 d'être saisies par les tubes de suspension 50.
La structure 20 est supportée sur l'enveloppe intérieure par les brides 53 lorsque l'installation est froide, mais elle se dilate sous les températures de fonctionnement en tirant les parois intérieures 22 hors de contact avec les brides 53 en forme de T, de sorte que la totalité du poids de la structure est alors portée par les tubes de suspension 50. L'air entrant dans l'espace 19 en venant du compresseur est divisé en deux parties : l'air primaire, qui entre dans la structure 20 par les orifices 33 des cloisons 32, et l'air secondaire, qui entre dans la structure 20 par les trous 36 et 37 en assurant le refroidissement des parois 22 et 23 des éléments de la structure 20 et des cloisons 24.
Les cloisons séparent les chambres de combustion 25 des joints ménagés entre les éléments de la structure 20, puis protègent ces joints de la distorsion et des fuites possibles. Une turbulence donnée est imprimée à l'air primaire par les aubes 35 afin d'assurer un meilleur mélange avec le combustible injecté par les ajutages 34. Un dispositif d'allumage non représenté sert à amorcer la combustion, mais étant donné que le processus de combustion s'entretient de lui-même, le dispositif d'allumage peut être mis hors d'action après la mise en marche.
Les tubes d'intercommunication 30 assurent une communication directe entre les chambres de combustion des deux éléments 21a, 21b de la structure 20, de sorte que si l'allumage ne se produit pas dans une moitié, la flamme produite dans l'autre moitié est transmise à la moitié inerte. L'air secondaire qui entre dans les canaux 26 à l'extrémité antérieure du dispositif de combustion est déchargé dans la zone de flammes par les trous 36, en refroidissant ainsi les cloisons et en les empêchant de brûler.
A l'extrémité aval du dispositif de combustion, les cloisons convergentes se rencontrent en fermant les canaux 26 de sorte que les chambres de combustion 25 ont ensemble une section annulaire pratiquement complète devant les aubes directrices de la turbine.
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Lorsqu'il y a lieu de démonter le dispositif de combustion pour une raison quelconque, les boulons 45a maintenant la bride 45 à l'extrémité aval de l'enveloppe extérieure 17 sur la couronne de montage extérieure 46 et les boulons 40a maintenant l'extrémité amont de l'enveloppe sur le carter de diffuseur 40 sont retirés, les tubes de suspension 50 étant également retirés de leurs douilles 52.
L'enveloppe extérieure 17 est ensuite glissée vers l'arrière pardessus l'ensemble 38 du stator de la turbine et le cône de queue 39 pour donner accès à la structure 20. Les raccords allant aux ajutages à combustible 34 sont ensuite démontés et les boulons 29 posés dans les brides longitudinales 27 sont retirés de façon que l'un et l'autre élément de la structure 20 puissent être retirés en faisant coulisser la structure vers l'avant pour dégager le bourrelet 49 des brides de raidissement 43 et 47 et pour dégager les brides 53 en T des brides correspondantes 54. Pour remonter le dispositif de combustion, on procède de façon inverse.
L'ensemble d'aubes directrices de la turbine doit être suffisamment fort pour transmettre la charge du cône de queue 39 à l'enveloppe intérieure 18 lorsque l'enveloppe extérieure 17 est retirée ; les dispositions prises dans l'ensemble 38 du stator de turbine pour permettre la dilatation radiale des aubes du stator et la dilatation longitudinale différentielle entre les enveloppes extérieure 17 et intérieure 18 lorsque l'installation se trouve aux températures de fonctionnement, sont telles qu'il ne puisse se produire de contact entre les aubes 12a du rotor de la turbine et les couronnes enveloppantes 48, lorsque le carter extérieur 17 est retiré de l'installation froide.
Les tourillons de l'installation (non représentés), par lesquels l'installation est montée dans un aéronef ou sur un chariot de manutention, sont placés sur le carter de diffuseur 40 en avant de l'enveloppe extérieure 17 et ne gênant pas le retrait vers l'arrière de cette enveloppe extérieure.
Dans la variante des fig. 4 à 6, la structure 20 est constituée par deux éléments 21a' et 21b' comportant chacun comme dans l'exemple des fig. 1 à 3 une paroi intérieure 22' et une paroi extérieure 23', ainsi que des cloisons longitudinales 24', mais, dans ce cas, l'espacement radial entre les parois de l'élément 21 â le long de ses bords de fixation est plus grand que l'espacement radial ménagé entre les parois sur les bords d'assemblage de l'autre élément 21b', afin de permettre au plus petit élément 21b' de s'emboîter dans le plus grand élément 21â , comme représenté à la fig. 4, en ménageant des canaux 26' entre des cloisons adjacentes.
De minces bandes de métal 55 sont soudées sur les parois intérieure et extérieure du plus grand élément 21â sur ses surfaces tournées vers les canaux 26', tandis que d'autres bandes 56, présentant chacune une lèvre radiale 57, sont soudées aux surfaces adjacentes des parois du plus petit élément 21b', la hauteur des lèvres étant égale à l'épaisseur des bandes 55.
Plusieurs fentes 58 sont prévues dans les bords des parois du plus petit élément 21b' et dans les bandes 56 et une série de trous 59 est percée de façon correspondante dans les parois du plus grand élément 21â et dans les bandes 55 ; ces trous et fentes sont à l'alignement, et les éléments sont maintenus assemblés par des boulons 60 traversant les trous et les fentes, ces boulons étant maintenus en place par des écrous 61, munis d'une rondelle, qui sont fixés à la paroi intérieure 22' du plus grand élément 21d. Les boulons sont gainés par des tubes d'espacement 62 qui séparent les parois du plus petit élément 21b'. Pour fixer les deux éléments ensemble, les boulons 60 sont introduits dans les trous 59 du plus grand élément 21â , ils traversent les tubes d'espacement 62 et sont partiellement vissés dans les écrous à rondelle 61.
Le plus petit élément 21b' est alors glissé dans le plus grand élément jusqu'à ce que les lèvres 57 des bandes 56 viennent en prise avec les bords des bandes 55 et que les boulons soient ensuite bloqués.
Pour fixer la structure 20 à l'enveloppe extérieure 17' du dispositif de combustion, des blocs 63 à section en H sont disposés entre la structure et l'enveloppe extérieure en plusieurs points le long de la structure où il n'y a pas de boulons 60 en saillie. Chacun de ces blocs 63 en H présente un trou 64 présentant à son extrémité une partie formant un évidement, de même que deux rangées de trous taraudés radiaux 65 traversant ses ailes extérieures. Des trous 66 ménageant un jeu sont percés dans l'enveloppe extérieure 17' et dans la plaque 67 formant couvercle fixée à la surface extérieure de l'enveloppe extérieure, et une rondelle d'étanchéité 68 est disposée entre la plaque formant couvercle et l'enveloppe extérieure pour empêcher les fuites d'air secondaire.
Des boulons de fixation 69 traversent les trous 64 et sont maintenus en place par des écrous à rondelle 70 fixés à la surface intérieure de la paroi extérieure 23' du plus petit élément 21b'. Le montage est effectué en boulonnant les blocs 63 en H sur la structure 20 et en glissant ensuite l'enveloppe 17' en avant sur la structure 20, comme précédemment décrit ; la rondelle 68 et le couvercle 67 sont ensuite fixés en place par des boulons 71 vissés dans les trous taraudés 65 du bloc en H, les trous 66 percés dans l'enveloppe extérieure et ménageant un jeu facilitant l'alignement de la structure. Il y a lieu de noter que dans cette variante, les boulons 69 qui sont utilisés pour fixer la structure 20 à l'enveloppe extérieure aident aussi à maintenir les éléments de cette structure assemblés.
Si le diamètre extérieur du compresseur est suffisamment petit, l'enveloppe extérieure 17 peut être glissée en avant plutôt qu'en arrière pour avoir accès à la structure 20.
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Annular section combustion device for gas turbine installation The annular section combustion device for gas turbine installation has very clear advantages over one comprising a number of tubes arranged around the axis of the installation in this which concerns the reduction of pressure losses during combustion and the reduction of the total diameter for a given mass stream, but it has the drawback of being difficult to dismantle and reassemble.
The invention relates to a combustion device of annular section for a gas turbine installation comprising two coaxial envelopes forming between them a space of annular section in which is mounted a structure comprising at least two elements extending longitudinally in said space and each having inner and outer walls spaced from these envelopes, so as to each delimit a combustion chamber of section in the form of a ring segment, characterized in that said two elements are removably connected to each other .
One embodiment of the object of the invention is shown, by way of example, in the accompanying drawings.
Fig. 1 is a side elevation, partly in section, of a gas turbine installation having this embodiment of the device according to the invention. Fig. 2 is a perspective view on a larger scale, partly in section, of the combustion device and of adjacent constructions of the installation shown in FIG. 1.
Fig. 3 is a section on a larger scale, taken on the plane of line III - III of FIG. 1. FIG. 4 is another partial section on a larger scale showing a variant of detail.
Fig. 5 is a section taken along the plane of the line V - V of FIG. 4.
Fig. 6 is a section showing this variant of detail in more detail.
The installation shown in the drawing is axial flow; it comprises a compressor 10, a combustion device 11 and a turbine 12 mounted in series along a common axis. The compressor and the turbine are connected by a shaft 13, which is supported in front, middle and rear bearings 14, 15 and 16 respectively. The combustion device comprises an outer casing 17 and an inner casing 18, these casings being mounted coaxially with the shaft 13 and delimiting a space of annular section 19.
In this space is mounted a structure 20 coaxial with the envelopes 17 and @ 18 and formed of two elements 21a, 21b, extending longitudinally in said space and each having semi-cylindrical internal 22 and external 23 walls spaced from the envelopes 18 and 17. so as to define a combustion chamber 25 of section in the form of a ring segment (FIG. 3). Two longitudinal partitions 24 extend radially near the longitudinal edges of these walls 22 and 23 of each element while maintaining the proper radial spacing between the walls.
The partitions are not mounted quite on the edges of the walls 22 and 23, but are spaced from these edges by converging with the edges at their downstream ends, so that adjacent pairs of partitions form longitudinal channels 26, of which the section progressively decreases towards their downstream ends which are
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closed. The two elements of the structure 20 are removably fixed to each other by means of radial flanges 27 which are fixed to the outer surface of the outer wall 23 of each element along its longitudinal edges; these flanges have a series of holes 28, in which fixing bolts 29 are placed.
The edges of the inner walls 22 of the two elements of the structure 20 carry beads or flanges 27 ', which are not fixed together, but which abut against each other when the flanges 27 are assembled. Communication is established between the respective combustion chambers 25 by means of intercommunication tubes 30, which are fitted into sockets 31 provided in the partitions 24, each of these sockets giving access to the interior of the respective element of the structure 20.
The front end of each element of the structure 20, located between the partitions 24, is closed by a transverse annular partition 32, in which there are a series of orifices 33 at intervals for the admission of primary air into it. the combustion chamber 25; the fuel nozzles 34 are supported concentrically in each of these orifices on swirl vanes 35. The front ends of the channels 26 are not closed and, for the admission of secondary air to the combustion chambers, holes are provided 36 in the partitions, as well as other holes 37 in both the inner and outer walls of the elements of the structure 20.
The combustion device is supported at its front or upstream end by a diffuser casing 40 which also supports the main bearing 15, the fixing of the outer 17 and inner 18 casings to the diffuser casing being effected by peripheral rows of bolts 40a. The downstream end of the inner casing 18 supports an inwardly extending frustoconical element 41 on which the bearing 16 is mounted and it also supports an outwardly extending frustoconical element 42 which carries a stiffening flange. circular 43, as well as an inner ring 44 for mounting the guide vanes of the turbine.
The downstream end of the outer casing 17 has a flange 45 fixed by bolts 45a to an outer ring 46 for mounting the blades of the turbine stator and a stiffening flange 47; the outer mounting ring supports a ring 48 to which the tail cone 39 is attached.
The downstream end of the structure 20 is supported and prevented from performing radial movements by the support device formed by the two stiffening flanges 43 and 47, a bead 49 being formed on the inner and outer surfaces of the inner and outer walls. 22, 23, respectively elements of the structure 20 to allow limited relative movement of the downstream end of this structure in the longitudinal direction. At its upstream end, structure 20 is held by a series of radial suspension tubes 50 projecting inwardly, spaced symmetrically around the outer casing 17.
The suspension tubes pass through holes 51 surrounded by bosses with which the casing is provided and the tubes have rimmed heads which abut against the bosses. The inner ends of suspension tubes slidably engage sockets 52 attached to the outer surface of the outer wall 23 of the structural members 20.
The inner casing 18 carries a series of T-shaped flanges 53, which are fixed with a regular spacing around its outer surface, these flanges being mounted so that the T-webs extend radially. L-shaped flanges 54 are mounted in pairs on the adjacent surface of inner wall 22 of frame members 20, coinciding with the protruding webs of T-flanges 53. These flanges ensure frame 20 is properly oriented to allow the sockets 52 to be gripped by the suspension tubes 50.
The structure 20 is supported on the inner shell by the flanges 53 when the installation is cold, but it expands under operating temperatures pulling the inner walls 22 out of contact with the T-shaped flanges 53, so that the entire weight of the structure is then carried by the suspension tubes 50. The air entering the space 19 from the compressor is divided into two parts: the primary air, which enters the structure 20 through the orifices 33 of the partitions 32, and the secondary air, which enters the structure 20 through the holes 36 and 37, ensuring the cooling of the walls 22 and 23 of the elements of the structure 20 and of the partitions 24.
The partitions separate the combustion chambers 25 from the joints formed between the elements of the structure 20, then protect these joints from distortion and possible leaks. A given turbulence is imparted to the primary air by the vanes 35 in order to ensure a better mixture with the fuel injected by the nozzles 34. An ignition device, not shown, serves to initiate combustion, but since the combustion process combustion is self-sustaining, the ignition device can be disabled after switching on.
The intercommunication tubes 30 provide direct communication between the combustion chambers of the two elements 21a, 21b of the structure 20, so that if the ignition does not occur in one half, the flame produced in the other half is transmitted to half inert. The secondary air which enters the channels 26 at the anterior end of the combustion device is discharged into the flame zone through the holes 36, thereby cooling the partitions and preventing them from burning.
At the downstream end of the combustion device, the converging partitions meet by closing the channels 26 so that the combustion chambers 25 together have a substantially complete annular section in front of the guide vanes of the turbine.
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When it is necessary to dismantle the combustion device for any reason, the bolts 45a holding the flange 45 at the downstream end of the outer casing 17 on the outer mounting ring 46 and the bolts 40a holding the end upstream of the casing on the diffuser housing 40 are removed, the suspension tubes 50 also being removed from their sockets 52.
The outer casing 17 is then slid rearward over the turbine stator assembly 38 and the tail cone 39 to provide access to the structure 20. The fittings going to the fuel nozzles 34 are then removed and the bolts. 29 placed in the longitudinal flanges 27 are removed so that either element of the structure 20 can be removed by sliding the structure forward to release the bead 49 from the stiffening flanges 43 and 47 and to release the T-shaped flanges 53 from the corresponding flanges 54. To reassemble the combustion device, the procedure is reversed.
The turbine guide vane assembly must be strong enough to transmit the load from the tail cone 39 to the inner shell 18 when the outer shell 17 is removed; the arrangements made in the turbine stator assembly 38 to allow the radial expansion of the stator vanes and the differential longitudinal expansion between the outer 17 and inner 18 casings when the installation is at operating temperatures, are such that no contact can occur between the blades 12a of the turbine rotor and the enveloping rings 48 when the outer casing 17 is removed from the cold installation.
The journals of the installation (not shown), by which the installation is mounted in an aircraft or on a handling trolley, are placed on the diffuser housing 40 in front of the outer casing 17 and do not interfere with the removal. towards the rear of this outer shell.
In the variant of FIGS. 4 to 6, the structure 20 is formed by two elements 21a 'and 21b' each comprising as in the example of FIGS. 1 to 3 an inner wall 22 'and an outer wall 23', as well as longitudinal partitions 24 ', but in this case the radial spacing between the walls of the element 21 â along its fixing edges is greater than the radial spacing provided between the walls on the assembly edges of the other element 21b ', in order to allow the smaller element 21b' to fit into the larger element 21â, as shown in FIG. . 4, by providing channels 26 'between adjacent partitions.
Thin metal bands 55 are welded to the inner and outer walls of the larger member 21a on its surfaces facing the channels 26 ', while other bands 56, each having a radial lip 57, are welded to the adjacent surfaces of the channels. walls of the smallest element 21b ', the height of the lips being equal to the thickness of the strips 55.
Several slits 58 are provided in the edges of the walls of the smaller element 21b 'and in the bands 56 and a series of holes 59 are drilled correspondingly in the walls of the larger element 21a and in the bands 55; these holes and slots are in alignment, and the elements are held together by bolts 60 passing through the holes and slots, these bolts being held in place by nuts 61, provided with a washer, which are fixed to the wall interior 22 'of the largest element 21d. The bolts are sheathed by spacer tubes 62 which separate the walls of the smaller element 21b '. To secure the two elements together, the bolts 60 are inserted into the holes 59 of the larger element 21â, they pass through the spacer tubes 62 and are partially screwed into the washer nuts 61.
The smaller element 21b 'is then slid into the larger element until the lips 57 of the strips 56 engage the edges of the strips 55 and the bolts are then locked.
To secure the structure 20 to the outer casing 17 'of the combustion device, H-section blocks 63 are arranged between the structure and the outer casing at several points along the structure where there is no bolts 60 protruding. Each of these H-shaped blocks 63 has a hole 64 having at its end a part forming a recess, as well as two rows of radial threaded holes 65 passing through its outer flanges. Clearance holes 66 are drilled in the outer casing 17 'and in the cover plate 67 attached to the outer surface of the outer casing, and a sealing washer 68 is disposed between the cover plate and the cover plate. outer casing to prevent secondary air leakage.
Fixing bolts 69 pass through holes 64 and are held in place by washer nuts 70 attached to the interior surface of the exterior wall 23 'of the smaller member 21b'. The assembly is carried out by bolting the H-shaped blocks 63 on the structure 20 and then sliding the casing 17 'forward on the structure 20, as previously described; the washer 68 and the cover 67 are then fixed in place by bolts 71 screwed into the threaded holes 65 of the H-block, the holes 66 drilled in the outer casing and leaving a clearance facilitating the alignment of the structure. It should be noted that in this variation, the bolts 69 which are used to secure the structure 20 to the outer shell also help to keep the elements of this structure together.
If the outside diameter of the compressor is small enough, the outer casing 17 can be slid forward rather than backward to gain access to the structure 20.