EP0373984A1 - Chambre de combustion de turbomachine à bols de prévaporisation montés flottants - Google Patents

Chambre de combustion de turbomachine à bols de prévaporisation montés flottants Download PDF

Info

Publication number
EP0373984A1
EP0373984A1 EP89403135A EP89403135A EP0373984A1 EP 0373984 A1 EP0373984 A1 EP 0373984A1 EP 89403135 A EP89403135 A EP 89403135A EP 89403135 A EP89403135 A EP 89403135A EP 0373984 A1 EP0373984 A1 EP 0373984A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
support flange
bowl
combustion chamber
ferrule
elastic means
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
EP89403135A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP0373984B1 (fr
Inventor
François Duchene
Alexandre Forestier
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA, SNECMA SAS filed Critical Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
Publication of EP0373984A1 publication Critical patent/EP0373984A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP0373984B1 publication Critical patent/EP0373984B1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances

Definitions

  • turbomachinery in particular aviation turbojets, are equipped with annular combustion chambers and comprise, arranged between the fuel injectors and the combustion chamber proper, fuel pre-vaporization bowls.
  • pre-vaporization bowls examples are given in the following French documents or in the corresponding American documents indicated in brackets, all in the name of the applicant.
  • FR-A-2,572,463 (US-A-4,726,182); FR-A-2,585,770; FR-A-2,588,919 (US-A-4,696,157); FR-A-2 596 102 (US-A-4 754 600) and reference may be made to these documents for the details of construction of these devices.
  • the bowls must therefore be mounted floating radially with respect to the chamber and axially with respect to the injectors.
  • Such floating arrangements are known from documents US 4 322 945, FR-A-1 547 843 or FR-A-2 479 952.
  • turbojets are designed to modularly and the assembly sequence of the combustion chambers is carried out by assembling the chamber equipped with its pre-vaporization bowls, inside the chamber casing, itself equipped with its injectors. This assembly is carried out with the engine in a horizontal position.
  • the radial mobility of the bowls on the chamber means that they take by gravity, a low position eccentric by several millimeters relative to their theoretical axis.
  • the present invention aims to avoid this type of risk during assembly while retaining the bowls the possibility of sliding radially in their housing and absorbing in operation the relative movements between chamber and injectors.
  • the invention therefore relates to a combustion chamber for turbomachines, comprising between the injector heads and the chamber bottom of the pre-vaporization bowls mounted radially floating between a support flange secured to the cut-out of the cup and a stop ring welded after mounting the bowl, on said support flange.
  • a mounting ferrule integral with the bowl is disposed between the support flange and the stop ring and elastic means for radial positioning of the bowl, capable of centering said bowl in the support flange, during assembly. injectors, are interposed radially between said mounting ferrule and the support flange.
  • FIG. 1 an annular combustion chamber has been shown, the inner 1 and outer 2 walls of which appear.
  • On the dome 3 of the chamber bottom are pierced circular openings 4 inside which are fixed circular support flanges 5 comprising a downstream cylindrical part 5a, welded externally to inside the opening 4, an upstream cylindrical part 5b inside which a stop ring 6 will be mounted, the two cylindrical parts 5a and 5b of different diameters being connected by a flat central part 5c.
  • the pre-vaporization bowl 7 has an internal ferrule 7a and an external ferrule 7b, separated upstream by fins 8 forming a swirl swirl for the pre-vaporization air.
  • the two ferrules 7a and 7b form a frustoconical passage 7c downstream of which the ferrule 7b flares in frustoconical veil 7d forming the bowl proper.
  • a cylindrical outer wall 7e is welded to the downstream edge of this veil 7d.
  • a mounting ring 9 On the outer edge of the 7th wall is welded a mounting ring 9 whose cross section is square.
  • the ferrule therefore comprises a cylindrical part 9a and a flat part 9b.
  • a tongue 9c extends radially on the outer edge of the flat part 9d of the mounting ring 9.
  • the tongue passes through a notch 5d of the cylindrical part 5b of the support flange so that the bowl can slide radially along the axis XX ′ of the support flange, said diameter being coincident with the diameter of the chamber which carries the center O of the bowl.
  • an elastic ring 10 in the form of an arc of a circle with a radius of curvature greater than those of the ferrule and the support flange is kept in tension between the support flange 5 and the ferrule of mounting 9 in the clearance left free between the outer edge of the part 9b of said ferrule and the inside of the flange 5.
  • Each of the ends of the rod 10 has a bulge 10a which is embedded in a cutout 5e of the part cylindrical 5b of the flange 5.
  • the two cutouts 5e are symmetrical with respect to the diameter XX ′ of the flange, so that the rod applies a force oriented towards the center O of the device.
  • the stop ring 6 is then welded inside the support flange 5 so that the only clearance left at the ferrule 9 and therefore at the bowl 7, ie a radial clearance.
  • the rod 10 is made of an alloy with high hot elasticity such as the nickel-based superalloy NC 15 Fe T (NF standard) known under the commercial name Inconel X 750 and comprising 15% CR; 7% Fe; 2.4% Ti, remains nickel in a strain-hardened form 30 to 55%, quenched and returned so that the rod 10 retains its spring elasticity in the temperature range of use of the combustion chamber.
  • NC 15 Fe T NF standard
  • Such a combustion chamber comprising pre-spraying bowls regularly distributed over its circumference has the support flanges of its bowls oriented so that their tongues 9c as well as the direction of action of the force exerted by the elastic means are radial as well as the shows figure 7.
  • the injector 11 As for the injector 11, it is mounted without radial clearance but floating axially inside the internal ferrule 7a of the bowl 7.
  • the entire bowl equipped with its ferrule 7 is in the position of FIGS. 1, 2 and 7, that is to say centered on the axis of the opening 4 at the bottom of the chamber and the chamber equipped of its bowls can be mounted without risks inside the housing fitted with its injectors 11.
  • the bowl can freely move radially between the extreme "high” position in FIGS. 3 and 4 (expansion of the chamber relative to the casing) and the extreme "low” position in FIGS. 5 and 6 (removal of the room after expansion).
  • the invention therefore provides a definite advantage in mounting such combustion chambers with pre-vaporization bowls.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)

Abstract

Selon l'invention, une virole de montage (9) solidaire du bol (7) est disposée entre une bride support (5) solidaire de la découpe de la coupelle du fond de chambre, et une bague d'arrêt (6), et des moyens élastiques (10) de positionnement radial du bol (7), aptes à centrer ledit bol (7) dans la bride support (5) lors du montage des injecteurs, sont interposés radialement entre ladite virole de montage (9) et la bride support (5). Application au montage des chambres de combustion de turboréacteurs.

Description

  • La plupart des turbomachines actuelles, notamment les turboréacteurs d'aviation, sont équipées de chambres de combustion annulaire et comportent, disposés entre les injecteurs de carburant et la chambre de combustion proprement dite, des bols de prévaporisation de carburant.
  • Des exemples de tels bols de prévaporisation sont donnés dans les documents français suivants ou dans les documents américains correspondants indiqués entre parenthèses, tous au nom de la demanderesse.
  • FR-A-2 572 463 ( US-A-4 726 182 ); FR-A-2 585 770 ; FR-A-2 588 919 ( US-A-4 696 157 ); FR-A-2 596 102 ( US-A-4 754 600 ) et l'on pourra se reporter à ces documents pour les détails de réalisation de ces dispositifs.
  • Ces bols de prévaporisation doivent être montés mobiles dans leur logement en raison des mouvements relatifs importants qui se produisent en fonctionnement entre injecteurs et chambres.
  • Les bols doivent donc être montés flottants radialement par rapport à la chambre et axialement par rapport aux injecteurs. De tels montages flottants sont connus par les documents US 4 322 945, FR-A-1 547 843 ou FR-A-2 479 952 .
  • D'autre part, les turboréacteurs actuels sont conçus de façon modulaire et la séquence de montage des chambres de combustion s'effectue par assemblage de la chambre équipée de ses bols de prévaporisation, à l'intérieur du carter de chambre, lui-même équipé de ses injecteurs. Cet assemblage s'effectue, moteur en position horizontale.
  • Or dans cette position, la mobilité radiale des bols sur la chambre fait que ceux-ci prennent par gravité, une position basse excentrée de plusieurs millimètres par rapport à leur axe théorique.
  • De ce fait, il devient impossible de centrer les bols sur leurs injecteurs respectifs sans courir le risque de soumettre ces derniers à des contraintes inacceptables.
  • La présente invention a pour but d'éviter ce type de risques lors du montage tout en conservant aux bols la possibilité de coulisser radialement dans leur logement et d'absorber en fonctionnement les mouvements relatifs entre chambre et injecteurs.
  • L'invention a donc pour objet une chambre de combustion pour turbomachines, comportant entre les têtes d'injecteurs et le fond de chambre des bols de prévaporisation montés flottants radialement entre une bride support solidaire de la découpe de la coupelle et une bague d'arrêt soudée après montage du bol, sur ladite bride support.
  • Selon la particularité de l'invention, une virole de montage solidaire du bol est disposée entre la bride support et la bague d'arrêt et des moyens élastiques de positionnement radial du bol, aptes à centrer ledit bol dans la bride support, lors du montage des injecteurs, sont interposés radialement entre ladite virole de montage et la bride support.
  • D'autres caractéristiques de l'invention seront précisées en regard du complément de description qui va suivre et des planches de dessins annexées parmi lesquelles :
    • - la figure 1 est une demi-vue en coupe longitudinale d'une chambre de combustion annulaire, la coupe étant effectuée au droit d'un dispositif d'injection comportant l'invention dans une position du bol centrée par rapport à la coupelle ;
    • - la figure 2 est une vue en coupe selon AA de la figure 1 de la bride support, de la virole de montage et des moyens élastiques selon l'invention ;
    • - les figure 3 et 4 sont des vues en coupe similaires aux figures 1 et 2, dans lesquelles le bol est décentré radialement vers l'extérieur de la chambre ;
    • - les figures 5 et 6 sont des figures similaires dans lesquelles le bol est décentré radialement vers l'intérieur de la chambre ;
    • - la figure 7 montre la disposition circulaire et l'orientation radiale des moyens élastiques de montage flottant de tous les bols d'une chambre de combustion.
  • A la figure 1, a été représentée une chambre de combustion annulaire dont apparaissent les parois interne 1 et externe 2. Sur le dôme 3 de fond de chambre sont percées des ouvertures circulaires 4 à l'intérieur desquelles sont fixées des brides-support 5 circulaires comportant une partie aval cylindrique 5a, soudée extérieurement à l'intérieur de l'ouverture 4, une partie amont 5b cylin­drique à l'intérieur de laquelle sera montée une bague d'arrêt 6, les deux parties cylindriques 5a et 5b de diamètres différents étant reliées par une partie centrale 5c plane.
  • Le bol de prévaporisation 7 comporte une virole interne 7a et une virole externe 7b, séparées en amont par des ailettes 8 formant une vrille de turbulence pour l'air de prévaporisation. Les deux viroles 7a et 7b forment un passage tronconique 7c en aval duquel la virole 7b s'évase en voile tronconique 7d formant le bol proprement dit.
  • Une paroi externe cylindrique 7e est soudée au bord aval de ce voile 7d. Sur le bord externe de la paroi 7e est soudée une virole de montage 9 dont la section droite est en équerre. La virole comporte donc une partie cylindrique 9a et une partie plane 9b.
  • Une languette 9c s'étend radialement sur le bord externe de la partie plane 9d de la virole de montage 9. La languette traverse une encoche 5d de la partie cylindrique 5b de la bride support de telle sorte que le bol peut coulisser radialement le long de l'axe XX′ de la bride support, ledit diamètre étant confondu avec le diamètre de la chambre qui porte le centre O du bol.
  • A l'opposé de la languette 5d, un jonc élastique 10 en forme d'arc de cercle d'un rayon de courbure supérieur à ceux de la virole et de la bride support est maintenu en tension entre la bride support 5 et la virole de montage 9 dans le jeu laissé libre entre le bord externe de la partie 9b de ladite virole et l'intérieur de la bride 5. Chacune des extrémités du jonc 10 comporte un renflement 10a qui vient s'encastrer dans une découpe 5e de la partie cylindrique 5b de la bride 5. Les deux découpes 5e sont symétriques par rapport au diamètre XX′ de la bride, de telle sorte que le jonc applique une force orientée vers le centre O du dispositif.
  • Lorsque le bol 7 équipé de sa virole 9 est monté dans la bride support, et que le jonc 10 est mis en place, la bague d'arrêt 6 est alors soudée à l'intérieur de la bride support 5 de telle sorte que le seul jeu laissé à la virole 9 et donc au bol 7 soit un jeu radial.
  • Le jonc 10 est réalisé en un alliage à haute élasticité à chaud tel que le superalliage base nickel NC 15 Fe T ( norme NF ) connu sous le nom commercial Inconel X 750 et comportant 15% CR ; 7% Fe ; 2,4% Ti, reste nickel sous une forme écrouie 30 à 55%, trempée et revenue de sorte que le jonc 10 garde son élasticité de ressort dans la plage de température d'utilisation de la chambre de combustion.
  • Une telle chambre de combustion comportant des bols de prévaporisation régulièrement répartis sur sa circon­férence a les brides supports de ses bols orientées de telle sorte que leurs languettes 9c ainsi que la direction d'action de la force exercée par les moyens élastiques soient radiales ainsi que le montre la figure 7.
  • Quant à l'injecteur 11, il est monté sans jeu radial mais flottant axialement à l'intérieur de la virole interne 7a du bol 7.
  • Au montage, l'ensemble du bol équipé de sa virole 7 est dans la position des figures 1, 2 et 7, c'est-à-dire centré sur l'axe de l'ouverture 4 de fond de chambre et la chambre équipée de ses bols peut être montée sans risques à l'intérieur du carter équipé de ses injecteurs 11.
  • Au cours du fonctionnement, le bol peut librement se déplacer radialement entre la position extrême "haute" des figures 3 et 4 (dilatation de la chambre par rapport au carter) et la position extrême "basse" des figures 5 et 6 (retrait de la chambre après dilatation).
  • L'invention apporte donc un avantage certain au montage de telles chambres de combustion à bols de prévaporisation.

Claims (6)

1. Chambre de combustion pour turbomachines, comportant entre les têtes d'injecteurs (11) et le fond de chambre (3) des bols de prévaporisation (7) montés flottants radialement entre une bride support (5) solidaire de la découpe de la coupelle et une bague d'arrêt (6) soudée après montage du bol, sur ladite bride support (5) caractérisé en ce qu'une virole de montage (9) solidaire du bol est disposée entre la bride support (5) et la bague d'arrêt (6) et en ce que des moyens élastiques (10) de positionnement radial du bol, aptes à centrer ledit bol (7) dans la bride support (5), lors du montage des injecteurs (11), sont interposés radialement entre ladite virole de montage (9) et la bride support (5).
2. Chambre de combustion selon la revendication 1, caractérisée en ce que lesdits moyens élastiques (10) coopèrent avec une languette radiale (9c) portée par la virole de montage (9) et traversant une encoche (5d) de la bride support (5), lesdits moyens élastiques (10) étant diamétralement opposés à la languette (5d) et exerçant sur le bol une force dirigée vers ladite languette.
3. Chambre de combustion selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisée en ce que les moyens élastiques sont constitués par un jonc élastique (10) en forme d'arc de cercle de rayon de courbure supérieur à ceux de la virole et de la bride support, ledit jonc étant maintenu en tension entre la virole (9) et ladite bride support (5).
4. Chambre de combustion selon la revendication 3, caractérisé en ce que les deux extrémités du jonc (10) comportent un renflement (10a), lesquels renflements s'encastrent dans des découpes (5e) de la bride support (5), symétriques par rapport à l'axe XX′ contenant la languette radiale (9c) de la virole.
5. Chambre de combustion selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que les moyens élastiques (10) sont réalisés en un alliage à haute élasticité à chaud tel que le superalliage base nickel NC 15 Fe T ( norme NF ).
6. Chambre de combustion selon l'une quelconque des revendications 1 à 5 comportant des bols de prévaporisation (7) régulièrement répartis sur sa circonférence, caractérisée en ce que les brides supports (9) des bols (7) sont orientés de telle sorte que leurs languettes (9c) ainsi que la direction d'action de la force exercée par les moyens élastiques (10) soient radiales.
EP89403135A 1988-11-17 1989-11-15 Chambre de combustion de turbomachine à bols de prévaporisation montés flottants Expired - Lifetime EP0373984B1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR8814915 1988-11-17
FR8814915A FR2639095B1 (fr) 1988-11-17 1988-11-17 Chambre de combustion de turbomachine a bols de prevaporisation montes flottants

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP0373984A1 true EP0373984A1 (fr) 1990-06-20
EP0373984B1 EP0373984B1 (fr) 1993-03-31

Family

ID=9371916

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP89403135A Expired - Lifetime EP0373984B1 (fr) 1988-11-17 1989-11-15 Chambre de combustion de turbomachine à bols de prévaporisation montés flottants

Country Status (4)

Country Link
US (1) US4999996A (fr)
EP (1) EP0373984B1 (fr)
DE (1) DE68905779T2 (fr)
FR (1) FR2639095B1 (fr)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2678715A1 (fr) * 1991-07-03 1993-01-08 Snecma Bol de chambre de combustion pour injection aerodynamique.
WO1995018336A1 (fr) * 1993-12-27 1995-07-06 United Technologies Corporation Guide de bougie d'allumage pour dispositif combustor de turbine a gaz
EP1826492A1 (fr) 2006-02-27 2007-08-29 Snecma Agencement pour une chambre de combustion de turboréacteur
WO2015030928A1 (fr) 2013-08-30 2015-03-05 United Technologies Corporation Interface de montage de coupelle de turbulence pour une chambre de combustion de turbine à gaz
WO2018060590A1 (fr) 2016-09-29 2018-04-05 Safran Helicopter Engines Dispositif d'alimentation en carburant d'une chambre de combustion de turbomachine améliorant l'homogénéité de l'alimentation des dispositifs d'injection du carburant

Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2662784B1 (fr) * 1990-06-05 1992-08-14 Snecma Ensemble d'injection pour turbomachine, comprenant un bol de prevaporisation.
US5117637A (en) * 1990-08-02 1992-06-02 General Electric Company Combustor dome assembly
US5165241A (en) * 1991-02-22 1992-11-24 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor
FR2679010B1 (fr) * 1991-07-10 1993-09-24 Snecma Chambre de combustion de turbomachine a bols de prevaporisation demontables.
US5218824A (en) * 1992-06-25 1993-06-15 Solar Turbines Incorporated Low emission combustion nozzle for use with a gas turbine engine
US5309709A (en) * 1992-06-25 1994-05-10 Solar Turbines Incorporated Low emission combustion system for a gas turbine engine
US5285632A (en) * 1993-02-08 1994-02-15 General Electric Company Low NOx combustor
US5404711A (en) * 1993-06-10 1995-04-11 Solar Turbines Incorporated Dual fuel injector nozzle for use with a gas turbine engine
US5463864A (en) * 1993-12-27 1995-11-07 United Technologies Corporation Fuel nozzle guide for a gas turbine engine combustor
DE19515537A1 (de) * 1995-04-27 1996-10-31 Bmw Rolls Royce Gmbh Kopfteil einer Gasturbinen-Ringbrennkammer
US6032457A (en) * 1996-06-27 2000-03-07 United Technologies Corporation Fuel nozzle guide
US5916142A (en) * 1996-10-21 1999-06-29 General Electric Company Self-aligning swirler with ball joint
US5974805A (en) * 1997-10-28 1999-11-02 Rolls-Royce Plc Heat shielding for a turbine combustor
US6334298B1 (en) * 2000-07-14 2002-01-01 General Electric Company Gas turbine combustor having dome-to-liner joint
US6497105B1 (en) 2001-06-04 2002-12-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Low cost combustor burner collar
US6880341B2 (en) * 2002-12-18 2005-04-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Low cost combustor floating collar with improved sealing and damping
US6976363B2 (en) * 2003-08-11 2005-12-20 General Electric Company Combustor dome assembly of a gas turbine engine having a contoured swirler
US7062920B2 (en) * 2003-08-11 2006-06-20 General Electric Company Combustor dome assembly of a gas turbine engine having a free floating swirler
US7051532B2 (en) * 2003-10-17 2006-05-30 General Electric Company Methods and apparatus for film cooling gas turbine engine combustors
US7134286B2 (en) * 2004-08-24 2006-11-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine floating collar arrangement
US7140189B2 (en) * 2004-08-24 2006-11-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine floating collar
FR2886714B1 (fr) * 2005-06-07 2007-09-07 Snecma Moteurs Sa Systeme d'injection anti-rotatif pour turbo-reacteur
GB2431225B (en) * 2005-10-15 2008-06-18 Rolls Royce Plc Combustor and component for a combustor
FR2893390B1 (fr) * 2005-11-15 2011-04-01 Snecma Fond de chambre de combustion avec ventilation
US7716931B2 (en) * 2006-03-01 2010-05-18 General Electric Company Method and apparatus for assembling gas turbine engine
FR2903172B1 (fr) * 2006-06-29 2008-10-17 Snecma Sa Agencement pour chambre de combustion de turbomachine ayant un defecteur a collerette
US7926280B2 (en) * 2007-05-16 2011-04-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Interface between a combustor and fuel nozzle
FR2928994B1 (fr) * 2008-03-19 2010-04-02 Snecma Chambre de combustion de turbomachine.
FR2963061B1 (fr) 2010-07-26 2012-07-27 Snecma Systeme d?injection de carburant pour turbo-reacteur et procede d?assemblage d?un tel systeme d?injection
GB201321193D0 (en) 2013-12-02 2014-01-15 Rolls Royce Plc A combustion chamber assembly
US10156189B2 (en) 2014-01-28 2018-12-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor igniter assembly
GB2543803B (en) * 2015-10-29 2019-10-30 Rolls Royce Plc A combustion chamber assembly
US11486581B2 (en) * 2020-09-29 2022-11-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel nozzle and associated method of assembly

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB710353A (en) * 1951-06-18 1954-06-09 Rolls Royce Improvements in or relating to combustion equipment for gas-turbine engines
US2800768A (en) * 1954-08-19 1957-07-30 United Aircraft Corp Burner construction
US3273343A (en) * 1965-03-08 1966-09-20 Dickens Inc Combustion chamber construction in gas turbine power plant
DE1601632A1 (de) * 1966-05-04 1970-07-16 Rolls Royce Brennkammer fuer Gasturbinenstrahltriebwerke
FR2033912A5 (fr) * 1969-02-04 1970-12-04 Gen Electric
FR2479952A1 (fr) * 1980-04-02 1981-10-09 United Technologies Corp Stucture de guidage et d'etancheite d'injecteur de carburant pour une turbine a gaz
GB2135440A (en) * 1983-02-19 1984-08-30 Rolls Royce Mounting combustion chambers

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2509503A (en) * 1946-02-12 1950-05-30 Lucas Ltd Joseph Combustion chamber for prime movers
US3385055A (en) * 1966-11-23 1968-05-28 United Aircraft Corp Combustion chamber with floating swirler rings
US4180972A (en) * 1978-06-08 1980-01-01 General Motors Corporation Combustor support structure
US4322945A (en) * 1980-04-02 1982-04-06 United Technologies Corporation Fuel nozzle guide heat shield for a gas turbine engine
US4454711A (en) * 1981-10-29 1984-06-19 Avco Corporation Self-aligning fuel nozzle assembly
JPS599431A (ja) * 1982-07-09 1984-01-18 Hitachi Ltd ガスタ−ビン燃焼器の支持装置
FR2572463B1 (fr) * 1984-10-30 1989-01-20 Snecma Systeme d'injection a geometrie variable.
FR2588919B1 (fr) * 1985-10-18 1987-12-04 Snecma Dispositif d'injection a bol sectorise
FR2596102B1 (fr) * 1986-03-20 1988-05-27 Snecma Dispositif d'injection a vrille axialo-centripete
US4686823A (en) * 1986-04-28 1987-08-18 United Technologies Corporation Sliding joint for an annular combustor
US4914918A (en) * 1988-09-26 1990-04-10 United Technologies Corporation Combustor segmented deflector

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB710353A (en) * 1951-06-18 1954-06-09 Rolls Royce Improvements in or relating to combustion equipment for gas-turbine engines
US2800768A (en) * 1954-08-19 1957-07-30 United Aircraft Corp Burner construction
US3273343A (en) * 1965-03-08 1966-09-20 Dickens Inc Combustion chamber construction in gas turbine power plant
DE1601632A1 (de) * 1966-05-04 1970-07-16 Rolls Royce Brennkammer fuer Gasturbinenstrahltriebwerke
FR2033912A5 (fr) * 1969-02-04 1970-12-04 Gen Electric
FR2479952A1 (fr) * 1980-04-02 1981-10-09 United Technologies Corp Stucture de guidage et d'etancheite d'injecteur de carburant pour une turbine a gaz
GB2135440A (en) * 1983-02-19 1984-08-30 Rolls Royce Mounting combustion chambers

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
PATENT ABSTRACTS OF JAPAN, vol. 8, no. 94 (M-293)[1531], 28 avril 1984; & JP-A-59 009 431 (HITACHI SEISAKUSHO K.K.) 18-01-1984 *

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2678715A1 (fr) * 1991-07-03 1993-01-08 Snecma Bol de chambre de combustion pour injection aerodynamique.
WO1995018336A1 (fr) * 1993-12-27 1995-07-06 United Technologies Corporation Guide de bougie d'allumage pour dispositif combustor de turbine a gaz
EP1826492A1 (fr) 2006-02-27 2007-08-29 Snecma Agencement pour une chambre de combustion de turboréacteur
FR2897922A1 (fr) * 2006-02-27 2007-08-31 Snecma Sa Agencement pour une chambre de combustion de turboreacteur
US7775051B2 (en) 2006-02-27 2010-08-17 Snecma Arrangement for a jet engine combustion chamber
WO2015030928A1 (fr) 2013-08-30 2015-03-05 United Technologies Corporation Interface de montage de coupelle de turbulence pour une chambre de combustion de turbine à gaz
EP3039344A1 (fr) * 2013-08-30 2016-07-06 United Technologies Corporation Interface de montage de coupelle de turbulence pour une chambre de combustion de turbine à gaz
EP3039344A4 (fr) * 2013-08-30 2016-09-21 United Technologies Corp Interface de montage de coupelle de turbulence pour une chambre de combustion de turbine à gaz
WO2018060590A1 (fr) 2016-09-29 2018-04-05 Safran Helicopter Engines Dispositif d'alimentation en carburant d'une chambre de combustion de turbomachine améliorant l'homogénéité de l'alimentation des dispositifs d'injection du carburant

Also Published As

Publication number Publication date
DE68905779D1 (de) 1993-05-06
DE68905779T2 (de) 1993-09-09
FR2639095B1 (fr) 1990-12-21
FR2639095A1 (fr) 1990-05-18
US4999996A (en) 1991-03-19
EP0373984B1 (fr) 1993-03-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0373984B1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine à bols de prévaporisation montés flottants
EP2917519B1 (fr) Support de tube d'évacuation d'air dans une turbomachine
CA2509797C (fr) Montage de chambre de combustion de turbine a gaz avec distributeur integre de turbine haute-pression
CA2602141C (fr) Systeme propulsif integre comportant un moteur a turboreacteur a double flux
CA2602176C (fr) Systeme propulsif a pylone integre pour avion
EP2009333B1 (fr) Joint à brosse dynamique
EP0461026B1 (fr) Ensemble d'injection pour turbomachine, comprenant un bol de prévaporisation
FR2726789A1 (fr) Systeme de support de liaison pour amortisseur
FR2641031A1 (fr)
US4872528A (en) Muffler construction
EP0571244B1 (fr) Structure d'étanchéité pour une aube pivotante de turbomachine
FR3093128A1 (fr) Carter de turbomachine
FR3050229A1 (fr) Carter d'echappement de turbomachine
EP3863928A1 (fr) Turbomachine comportant des moyens de suspension
CA2582624C (fr) Bras accroche-flammes d'une chambre de post-combustion
EP1515004B1 (fr) Joint de l'étanchéité du type segment annulaire pour le compresseur d'un réacteur
EP2178757A1 (fr) Nacelle de turboréacteur à amortisseurs pour demi-coquilles
FR3051854A1 (fr) Carter d'echappement de turbomachine
WO2012022873A2 (fr) Systeme d'injection de carburant pour turbo-reacteur et procede d'assemblage d'un tel systeme d'injection
FR2953810A1 (fr) Nacelle de turboreacteur
EP0716219A1 (fr) Distributeur monobloc sectorisé d'un stator de turbine de turbomachine
EP4240955A1 (fr) Fixation d'un cône d'éjection dans une tuyère de turbomachine
EP3735528B1 (fr) Dispositif de resistance au feu destine a etre interpose entre une extremite amont de mat d'accrochage de turbomachine d'aeronef, et un capotage de la turbomachine delimitant un compartiment inter-veine
FR3135754A1 (fr) Supportage d’un stator d’une machine électrique en aval d’une turbine
FR3053384A1 (fr) Ensemble de fixation d'un distributeur a un element de structure d'une turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 19891127

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): DE FR GB

17Q First examination report despatched

Effective date: 19910717

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): DE FR GB

REF Corresponds to:

Ref document number: 68905779

Country of ref document: DE

Date of ref document: 19930506

GBT Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977)

Effective date: 19930413

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed
REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: IF02

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: TP

Ref country code: FR

Ref legal event code: CD

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 20031020

Year of fee payment: 15

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20031112

Year of fee payment: 15

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20040130

Year of fee payment: 15

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20041115

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20050601

GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee

Effective date: 20041115

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20050729

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: ST