EP1278012A2 - Système d'injection aéromécanique à vrille primaire anti-retour - Google Patents

Système d'injection aéromécanique à vrille primaire anti-retour Download PDF

Info

Publication number
EP1278012A2
EP1278012A2 EP02291767A EP02291767A EP1278012A2 EP 1278012 A2 EP1278012 A2 EP 1278012A2 EP 02291767 A EP02291767 A EP 02291767A EP 02291767 A EP02291767 A EP 02291767A EP 1278012 A2 EP1278012 A2 EP 1278012A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
fuel
injection nozzle
injection
combustion chamber
injection system
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
EP02291767A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP1278012B1 (fr
EP1278012A3 (fr
Inventor
Christophe Baudoin
Patrice-André Commaret
Christophe Viguier
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
SNECMA Moteurs SA
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 SNECMA Moteurs SA filed Critical SNECMA Moteurs SA
Publication of EP1278012A2 publication Critical patent/EP1278012A2/fr
Publication of EP1278012A3 publication Critical patent/EP1278012A3/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP1278012B1 publication Critical patent/EP1278012B1/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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • 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
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices

Definitions

  • the present invention relates to the specific field of turbomachines and is particularly interested in the problem posed by injecting fuel into the combustion chamber of a turbomachine.
  • fuel injection into the chamber of combustion 50 is carried out from several injection systems 52 each comprising, on the one hand, a fuel injection nozzle 54 ensuring the vaporization of the fuel in the combustion chamber and secondly a mixer / deflector assembly 56 which produces the combustion / fuel mixture and diffuses it into this combustion chamber.
  • This mixer / baffle assembly includes a first swirl device or primary swirler (swirler 58) mounted sliding on the fuel injection nozzle 54 (via a sleeve 60), a venturi device 62, a second vortex or secondary spin device 64 and a deflector 66 fixed on the bottom of the combustion chamber 68.
  • This conventional injection system architecture however has the major disadvantage of presenting, under certain particular conditions of use, a risk of self-ignition likely to cause destruction of the combustion chamber. Indeed, the impact of fuel on the internal surface venturi, necessary to obtain a film of fuel whose fragmentation into fine droplets will be ensured by the shears generated by the primary tendrils and secondary, sometimes results in fuel lift in the bladders of the primary spin. Moreover, because the impact zone of the fuel on this internal surface is not precisely localized, a fuel injection to countercurrent in this primary swirl may also possibly occur. However, such a return of fuel in the primary swirler can help to bring this fuel on the outside of the flame tube and thus risk destroying the fire of the combustion chamber of the turbomachine.
  • the present invention overcomes these disadvantages by proposing a system turbomachine injection system comprising on the one hand an injection nozzle of fuel to vaporize the fuel in the combustion chamber and on the other hand a mixer / deflector assembly disposed coaxially with said nozzle of injection and which carries out the combustion / fuel mixture and diffuses it into said combustion chamber, said mixer / deflector assembly having a first vortex device (or primary swirler) and at least one second device with a vortex (or secondary swirl) arranged axially at a determined distance from each other and separated by a venturi device arranged coaxially with said injection nozzle, characterized in that said first vortex device is attached integrally with said injection nozzle and separated therefrom by a radial distance constant, determined so that the fuel vaporized by said nozzle injection device can not in any way impact on said first device whirlwind.
  • a system turbomachine injection system comprising on the one hand an injection nozzle of fuel to vaporize the fuel in the combustion chamber and on the other hand
  • the second vortex device is slidably mounted by relative to said injection nozzle via a fixed crown of said second vortex device and which can move, perpendicular to a axis of revolution of said injection nozzle, in an annular housing of said Venturi device.
  • this venturi device comprises an inner surface having on an upstream portion a slope discontinuity.
  • This upstream part of the internal surface of the venturi device may comprise a concave step or a convex step.
  • the annular combustion chamber is formed of an outer axial wall 24 and an inner axial wall 26, both coaxial axis 10, and a wall transverse 28 forming chamber bottom and provided with a plurality of openings 30 for fixing the injection systems.
  • the different links between upstream ends of the axial walls of the chamber 24, 26, optionally caps 32, 34 extending upstream these ends of walls, and ends folded from the bottom chamber 28 is performed by any means of attachment conventional (not shown), for example screw bolts with conical head, preferably of prison nut type.
  • Each injection system of the injection assembly comprises on the one hand a fuel injection nozzle 36 ensuring the vaporization of the fuel in the combustion chamber and secondly a mixer / deflector assembly 38 coaxial with this injection nozzle and which produces the fuel / fuel mixture and the diffuses into this combustion chamber.
  • This mixer / baffle assembly has at least one first vortex or swirl device (swirler 40) and a second secondary vortex or swirl device 42 spaced axially from each other by a determined distance and separated by a venturi device 44.
  • the secondary swirler is extended by a deflector 46 fixed to the chamber bottom 28 and which extends through the opening 30 in the combustion chamber 22.
  • the primary swirler 40 is fixed integrally to the nozzle injection device 36, for example by means of a sleeve 48, and of which it is therefore separated by a constant radial distance. This distance is determined from such that, irrespective of the operating conditions of the turbomachine (autorotation, idle, full throttle), the fuel vaporized by the injection nozzle can in no way impact the primary swirler.
  • the turbomachine autorotation, idle, full throttle
  • the fuel vaporized by the injection nozzle can in no way impact the primary swirler.
  • venturi device further comprises on its inner surface 44A an upstream portion P with a slope discontinuity so as to prevent, or at the very least, significantly reduce any risk of fuel rising by capillarity in the primary swirl 40 of the injection system 20.
  • This discontinuity of slope carried out upstream of the outer surface E of the fuel injection cone may example be constituted by a concave step.
  • this discontinuity of slope is instead constituted by a step convex.
  • the secondary spin 42 is slidably mounted relative to this injection nozzle, perpendicular to a axis of revolution S of the nozzle, for example by means of a ring 47 fixed on this secondary swirler and able to move in an annular housing 49 of the venturi device 44.
  • sufficient clearance is left between the inner periphery of this annular housing and the outer periphery of the crowned.
  • the injection nozzle is constantly centered with respect to the primary swirler and the venturi device thus avoiding any fuel injection against the current, and the discontinuity of slope of this venturi also makes it possible to avoid any fuel capillarity.
  • the particular structure of the invention ensures a good spraying fuel in all flight conditions and in particular in the most severe conditions for re-ignition in low autorotation Mach, conditions under which the air supply pressure drops are too small to guarantee sufficient fragmentation of the fuel and thus access a vast re-ignition domain.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Nozzles (AREA)
  • Nozzles For Spraying Of Liquid Fuel (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Abstract

Système d'injection d'une chambre de combustion de turbomachine comportant une buse d'injection de carburant assurant la vaporisation du carburant dans la chambre de combustion et un ensemble mélangeur/déflecteur coaxial à cette buse d'injection et qui réalise le mélange comburant/carburant et le diffuse dans la chambre de combustion, cet ensemble mélangeur/déflecteur comportant une vrille primaire (40) et une vrille secondaire (42) disposés axialement à une distance déterminée l'un de l'autre et séparés par un dispositif à venturi (44) disposé coaxialement à la buse d'injection, la vrille primaire étant fixée solidairement à la buse d'injection et séparée de celle-ci d'une distance radiale constante, déterminée de telle sorte que le carburant vaporisé par la buse d'injection ne peut en aucune façon impacter sur la vrille primaire. De préférence, le dispositif à venturi comporte une surface interne (44A) présentant sur une partie amont une discontinuité de pente P. <IMAGE>

Description

Domaine de l'invention
La présente invention se rapporte au domaine spécifique des turbomachines et elle s'intéresse plus particulièrement au problème posé par l'injection de carburant dans la chambre de combustion d'une turbomachine.
Art antérieur
Classiquement, dans un turboréacteur ou un turbopropulseur, comme l'illustre la figure 4, l'injection de carburant dans la chambre de combustion 50 est effectuée à partir de plusieurs systèmes d'injection 52 comportant chacun, d'une part une buse d'injection de carburant 54 assurant la vaporisation du carburant dans la chambre de combustion et d'autre part un ensemble mélangeur/déflecteur 56 qui réalise le mélange comburant/carburant et le diffuse dans cette chambre de combustion. Cet ensemble mélangeur/déflecteur comporte un premier dispositif à tourbillon ou vrille primaire (swirler 58) monté coulissant sur la buse d'injection de carburant 54 (via un manchon 60), un dispositif à venturi 62, un second dispositif à tourbillon ou vrille secondaire 64 et un déflecteur 66 fixé sur le fond de la chambre de combustion 68. La demande de brevet française N° 2 728 330 et le brevet américain N° 5 490 378 sont deux exemples parfaits de cet art antérieur. On notera que dans les tous systèmes d'injection divulgués à ce jour, comme l'illustre la figure 5, la surface interne du venturi 62A sur laquelle va impacter le carburant vaporisé par la buse d'injection 54 présente toujours une surface continue (sans discontinuité de pente) jusqu'à la sortie d'air de la vrille primaire.
Cette architecture conventionnelle de système d'injection a toutefois l'inconvénient majeur de présenter, dans certaines conditions particulières d'utilisation, un risque d'auto-inflammation de nature à provoquer une destruction de la chambre de combustion. En effet, l'impact du carburant sur la surface interne du venturi, nécessaire pour obtenir un film de carburant dont la fragmentation en fines gouttelettes sera assurée par les cisaillements générés par les vrilles primaire et secondaire, se traduit parfois par des remontées de carburant dans les aubages de la vrille primaire. De plus, du fait que la zone d'impact du carburant sur cette surface interne n'est pas précisément localisée, une injection de carburant à contre-courant dans cette vrille primaire peut aussi éventuellement se produire. Or, un tel retour de carburant dans la vrille primaire peut contribuer à amener ce carburant à l'extérieur du tube à flamme et donc risquer une destruction du foyer de la chambre de combustion de la turbomachine.
Objet et définition de l'invention
La présente invention pallie ces inconvénients en proposant un système d'injection de turbomachine comportant d'une part une buse d'injection de carburant assurant la vaporisation du carburant dans la chambre de combustion et d'autre part un ensemble mélangeur/déflecteur disposé coaxialement à ladite buse d'injection et qui réalise le mélange comburant/carburant et le diffuse dans ladite chambre de combustion, ledit ensemble mélangeur/déflecteur comportant un premier dispositif à tourbillon (ou vrille primaire) et au moins un second dispositif à tourbillon (ou vrille secondaire) disposés axialement à une distance déterminée l'un de l'autre et séparés par un dispositif à venturi disposé coaxialement à ladite buse d'injection, caractérisé en ce que ledit premier dispositif à tourbillon est fixé solidairement à ladite buse d'injection et séparé de celle-ci d'une distance radiale constante, déterminée de telle sorte que le carburant vaporisé par ladite buse d'injection ne peut en aucune façon impacter sur ledit premier dispositif à tourbillon.
De préférence, le second dispositif à tourbillon est monté coulissant par rapport à ladite buse d'injection par l'intermédiaire d'une couronne solidaire dudit second dispositif à tourbillon et qui peut se déplacer, perpendiculairement à un axe de révolution de ladite buse d'injection, dans un logement annulaire dudit dispositif à venturi.
Avec ce système de liaison coulissante au niveau de la seule vrille secondaire, l'injection de carburant à contre-courant dans la vrille primaire est éliminée.
Selon un mode de réalisation avantageux, ce dispositif à venturi comporte une surface interne présentant sur une partie amont une discontinuité de pente. Cette partie amont de la surface interne du dispositif à venturi peut comporter une marche concave ou une marche convexe.
Avec cette architecture spécifique de venturi, l'injection de carburant par capillarité dans la vrille primaire peut être limitée.
Brève description des dessins
Les caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront mieux de la description suivante, faite à titre indicatif et non limitatif, en regard des dessins annexés sur lesquels :
  • la figure 1 est une vue schématique en demi-coupe axiale d'une partie d'injection d'une turbomachine conforme à l'invention,
  • la figure 2 est une vue agrandie d'une partie de la figure 1 dans un premier exemple de réalisation de l'invention,
  • la figure 3 est une vue agrandie d'une partie de la figure 1 dans un second exemple de réalisation de l'invention,
  • la figure 4 est une vue schématique en demi-coupe axiale d'une partie d'injection d'une turbomachine incorporant un système d'injection de l'art antérieur, et
  • la figure 5 est une vue agrandie d'une partie de la figure 4.
Description détaillée d'un mode de réalisation préférentiel
La figure 1 montre en demi-coupe axiale une partie d'injection d'une turbomachine comprenant :
  • une enveloppe annulaire externe (ou carter externe) 12, d'axe longitudinal 10,
  • une enveloppe annulaire interne (ou carter interne) coaxiale 14,
  • un espace annulaire 16 compris entre les deux enveloppes 12 et 14 recevant le comburant comprimé, généralement de l'air, provenant en amont d'un compresseur (non représenté) de la turbomachine, au travers d'un conduit annulaire de diffusion 18 (on notera la présence de la grille de diffusion 18a) définissant un flux général F d'écoulement des gaz, cet espace 16 comportant, dans le sens d'écoulement de ces gaz, tout d'abord un ensemble d'injection comportant une pluralité de systèmes d'injection 20 fixés sur l'enveloppe annulaire externe 12 et régulièrement répartis autour du conduit 18, ensuite une chambre de combustion annulaire 22, et enfin un distributeur annulaire (non représenté) formant un étage d'entrée d'une turbine haute pression.
La chambre de combustion annulaire est formée d'une paroi axiale externe 24 et d'une paroi axiale interne 26, toutes deux coaxiales d'axe 10, et d'une paroi transversale 28 formant fond de chambre et pourvue d'une pluralité d'ouvertures 30 pour la fixation des systèmes d'injection. Les différentes liaisons entre les extrémités amont des parois axiales de la chambre 24, 26, éventuellement des casquettes 32, 34 prolongeant en amont ces extrémités de parois, et des extrémités rabattues du fond de chambre 28 est effectuée par tout moyen de fixation conventionnel (non représenté), par exemple des boulons à vis à tête conique, de préférence de type à écrou prisonnier.
Chaque système d'injection de l'ensemble d'injection comporte d'une part une buse d'injection de carburant 36 assurant la vaporisation du carburant dans la chambre de combustion et d'autre part un ensemble mélangeur/déflecteur 38 coaxial à cette buse d'injection et qui réalise le mélange comburant/carburant et le diffuse dans cette chambre de combustion. Cet ensemble mélangeur/déflecteur comporte au moins un premier dispositif à tourbillon ou vrille primaire (swirler 40) et un second dispositif à tourbillon ou vrille secondaire 42 espacés axialement l'un de l'autre d'une distance déterminée et séparés par un dispositif à venturi 44. La vrille secondaire est prolongée par un déflecteur 46 fixé au fond de chambre 28 et qui s'étend au travers de l'ouverture 30 dans la chambre de combustion 22.
Selon l'invention, la vrille primaire 40 est fixée solidairement à la buse d'injection 36, par exemple par l'intermédiaire d'un manchon 48, et dont elle est donc séparée par une distance radiale constante. Cette distance est déterminée de telle sorte que, quels que soient les régimes de fonctionnement de la turbomachine (autorotation, ralenti, plein gaz), le carburant vaporisé par la buse d'injection ne peut en aucune façon impacter sur la vrille primaire. Ainsi, on peut éviter toute éventuelle injection à contre-courant de carburant dans cette vrille primaire résultant des dispersions de carburant existant naturellement d'un injecteur à l'autre (du fait des angles d'injection, de l'homogénéité circonférentielle, etc.) comme des rebonds de carburant sur le dispositif à venturi.
Selon un premier mode de réalisation de l'invention illustré à la figure 2, le dispositif à venturi comporte en outre sur sa surface interne 44A une partie amont présentant en P une discontinuité de pente de façon à empêcher, ou à tout le moins réduire notablement, tout risque de remontée du carburant par capillarité dans la vrille primaire 40 du système d'injection 20. Cette discontinuité de pente effectuée en amont de la surface externe E du cône d'injection de carburant peut par exemple être constituée par une marche concave. Sur l'exemple de réalisation de la figure 3, cette discontinuité de pente est au contraire constituée par une marche convexe.
En outre, afin de laisser un débattement suffisant entre la buse d'injection 36 solidaire de l'enveloppe externe 12 et l'ensemble mélangeur/déflecteur 38 (notamment pour la gestion des dilatations thermiques), la vrille secondaire 42 est montée coulissante par rapport à cette buse d'injection, perpendiculairement à un axe de révolution S de la buse, par exemple par l'intermédiaire d'une couronne 47 fixée sur cette vrille secondaire et pouvant se déplacer dans un logement annulaire 49 du dispositif à venturi 44. A cet effet, un jeu suffisant est laissé entre la périphérie interne de ce logement annulaire et la périphérie externe de la couronne.
Avec la configuration de liaison coulissante proposée, la buse d'injection est constamment centrée par rapport à la vrille primaire et le dispositif à venturi évitant ainsi toute injection de carburant à contre-courant, et la discontinuité de pente de ce venturi permet en outre d'éviter toute remontée de carburant par capillarité. Ainsi, avec la structure particulière de l'invention, on assure une bonne pulvérisation du carburant dans toutes les conditions de vol et notamment dans les conditions particulières les plus sévères de rallumage en autorotation à faible Mach, conditions dans lesquelles les pertes de charge d'alimentation en air sont trop faibles pour garantir une fragmentation suffisante du carburant et ainsi accéder à un vaste domaine de rallumage.

Claims (5)

  1. Système d'injection d'une chambre de combustion de turbomachine comportant d'une part une buse d'injection de carburant (36) assurant la vaporisation du carburant dans la chambre de combustion (22) et d'autre part un ensemble mélangeur/déflecteur (38) disposé coaxialement à ladite buse d'injection et qui réalise le mélange comburant/carburant et le diffuse dans ladite chambre de combustion, ledit ensemble mélangeur/déflecteur comportant un premier dispositif à tourbillon (ou vrille primaire 40) et au moins un second dispositif à tourbillon (ou vrille secondaire 42) disposés axialement à une distance déterminée l'un de l'autre et séparés par un dispositif à venturi (44) disposé coaxialement à ladite buse d'injection, caractérisé en ce que ledit premier dispositif à tourbillon est fixé solidairement à ladite buse d'injection et séparé de celle-ci d'une distance radiale constante, déterminée de telle sorte que le carburant vaporisé par ladite buse d'injection ne peut en aucune façon impacter sur ledit premier dispositif à tourbillon.
  2. Système d'injection selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit second dispositif à tourbillon est monté coulissant par rapport à ladite buse d'injection par l'intermédiaire d'une couronne (47) solidaire dudit second dispositif à tourbillon et qui peut se déplacer, perpendiculairement à un axe de révolution S de ladite buse d'injection, dans un logement annulaire (49) dudit dispositif à venturi.
  3. Système d'injection selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit dispositif à venturi comporte une surface interne (44A) présentant sur une partie amont une discontinuité de pente P.
  4. Système d'injection selon la revendication 3, caractérisé en ce que ladite partie amont de la surface interne du dispositif à venturi comporte une marche concave.
  5. Système d'injection selon la revendication 3, caractérisé en ce que ladite partie amont de la surface interne du dispositif à venturi comporte une marche convexe.
EP02291767A 2001-07-16 2002-07-12 Système d'injection aéromécanique à vrille primaire anti-retour Expired - Lifetime EP1278012B1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0109456 2001-07-16
FR0109456A FR2827367B1 (fr) 2001-07-16 2001-07-16 Systeme d'injection aeromecanique a vrille primaire anti-retour

Publications (3)

Publication Number Publication Date
EP1278012A2 true EP1278012A2 (fr) 2003-01-22
EP1278012A3 EP1278012A3 (fr) 2003-11-19
EP1278012B1 EP1278012B1 (fr) 2006-10-25

Family

ID=8865551

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP02291767A Expired - Lifetime EP1278012B1 (fr) 2001-07-16 2002-07-12 Système d'injection aéromécanique à vrille primaire anti-retour

Country Status (10)

Country Link
US (1) US6959551B2 (fr)
EP (1) EP1278012B1 (fr)
JP (1) JP4066241B2 (fr)
CN (1) CN1230650C (fr)
CA (1) CA2393082C (fr)
DE (1) DE60215589T2 (fr)
ES (1) ES2272650T3 (fr)
FR (1) FR2827367B1 (fr)
RU (1) RU2295645C2 (fr)
UA (1) UA76709C2 (fr)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1488086A1 (fr) * 2002-03-12 2004-12-22 Rolls-Royce Corporation Systeme de combustion faible a sec dote d'un moyen permettant d'eliminer le bruit de combustion
EP1873456A1 (fr) * 2006-06-29 2008-01-02 Snecma Dispositif d'injection d'un mélange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
EP1873457A1 (fr) * 2006-06-29 2008-01-02 Snecma Dispositif d'injection d'un mélange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif

Families Citing this family (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2306091A3 (fr) 2002-04-26 2012-12-26 Rolls-Royce Corporation Module de prémélange de carburant pour chambres de combustion de moteur à gaz
US20050229600A1 (en) * 2004-04-16 2005-10-20 Kastrup David A Methods and apparatus for fabricating gas turbine engine combustors
US7966832B1 (en) * 2004-12-29 2011-06-28 Solar Turbines Inc Combustor
US7316117B2 (en) * 2005-02-04 2008-01-08 Siemens Power Generation, Inc. Can-annular turbine combustors comprising swirler assembly and base plate arrangements, and combinations
US7628019B2 (en) * 2005-03-21 2009-12-08 United Technologies Corporation Fuel injector bearing plate assembly and swirler assembly
JP2006300448A (ja) * 2005-04-22 2006-11-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンの燃焼器
CN100390397C (zh) * 2005-04-30 2008-05-28 张鸿元 空气压缩航空发动机
US7513098B2 (en) 2005-06-29 2009-04-07 Siemens Energy, Inc. Swirler assembly and combinations of same in gas turbine engine combustors
US7617689B2 (en) * 2006-03-02 2009-11-17 Honeywell International Inc. Combustor dome assembly including retaining ring
FR2901574B1 (fr) * 2006-05-29 2008-07-04 Snecma Sa Dispositif de guidage d'un flux d'air a l'entree d'une chambre de combustion dans une turbomachine
FR2908867B1 (fr) * 2006-11-16 2012-06-15 Snecma Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
FR2920032B1 (fr) * 2007-08-13 2014-08-22 Snecma Diffuseur d'une turbomachine
US9027350B2 (en) * 2009-12-30 2015-05-12 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine having dome panel assembly with bifurcated swirler flow
US10317081B2 (en) * 2011-01-26 2019-06-11 United Technologies Corporation Fuel injector assembly
FR2986856B1 (fr) * 2012-02-15 2018-05-04 Safran Aircraft Engines Dispositif d'injection d'air et de carburant pour une chambre de combustion d'une turbomachine
CN103836647B (zh) * 2014-02-27 2015-07-29 中国科学院工程热物理研究所 一种文丘里管流道壁面结构
FR3029608B1 (fr) 2014-12-03 2017-01-13 Snecma Couronne d'admission d'air pour systeme d'injection de chambre de combustion de turbomachine et procede d'atomisation de carburant dans un systeme d'injection comprenant ladite couronne d'admission d'air
CN104676647A (zh) * 2014-12-15 2015-06-03 西北工业大学 一种强化液膜破碎效果的文氏管装置
CN104566467B (zh) * 2014-12-31 2018-02-23 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种防回火型喷嘴
FR3038699B1 (fr) * 2015-07-08 2022-06-24 Snecma Chambre de combustion coudee d'une turbomachine
US10801726B2 (en) 2017-09-21 2020-10-13 General Electric Company Combustor mixer purge cooling structure
FR3080437B1 (fr) * 2018-04-24 2020-04-17 Safran Aircraft Engines Systeme d'injection pour une chambre annulaire de combustion de turbomachine
US11378275B2 (en) * 2019-12-06 2022-07-05 Raytheon Technologies Corporation High shear swirler with recessed fuel filmer for a gas turbine engine
US11428411B1 (en) * 2021-05-18 2022-08-30 General Electric Company Swirler with rifled venturi for dynamics mitigation
CN115711176A (zh) 2021-08-23 2023-02-24 通用电气公司 具有集成喇叭形旋流器的圆顶
GB2611115A (en) * 2021-09-23 2023-03-29 Gen Electric Floating primary vane swirler

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2246734A1 (fr) * 1973-10-01 1975-05-02 Gen Electric
EP0469899A1 (fr) * 1990-08-02 1992-02-05 General Electric Company Assemblage d'un dôme d'une chambre de combustion
US5966937A (en) * 1997-10-09 1999-10-19 United Technologies Corporation Radial inlet swirler with twisted vanes for fuel injector

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3703259A (en) * 1971-05-03 1972-11-21 Gen Electric Air blast fuel atomizer
US3946552A (en) * 1973-09-10 1976-03-30 General Electric Company Fuel injection apparatus
GB9023004D0 (en) * 1990-10-23 1990-12-05 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber and a method of operating a gas turbine engine combustion chamber
DE4110507C2 (de) 1991-03-30 1994-04-07 Mtu Muenchen Gmbh Brenner für Gasturbinentriebwerke mit mindestens einer für die Zufuhr von Verbrennungsluft lastabhängig regulierbaren Dralleinrichtung
GB2272756B (en) * 1992-11-24 1995-05-31 Rolls Royce Plc Fuel injection apparatus
DE4444961A1 (de) 1994-12-16 1996-06-20 Mtu Muenchen Gmbh Einrichtung zur Kühlung insbesondere der Rückwand des Flammrohrs einer Brennkammer für Gasturbinentriebwerke
FR2753779B1 (fr) * 1996-09-26 1998-10-16 Systeme d'injection aerodynamique d'un melange air carburant
US6571559B1 (en) * 1998-04-03 2003-06-03 General Electric Company Anti-carboning fuel-air mixer for a gas turbine engine combustor
US6314739B1 (en) * 2000-01-13 2001-11-13 General Electric Company Brazeless combustor dome assembly
US6735950B1 (en) * 2000-03-31 2004-05-18 General Electric Company Combustor dome plate and method of making the same
US6427435B1 (en) * 2000-05-20 2002-08-06 General Electric Company Retainer segment for swirler assembly

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2246734A1 (fr) * 1973-10-01 1975-05-02 Gen Electric
EP0469899A1 (fr) * 1990-08-02 1992-02-05 General Electric Company Assemblage d'un dôme d'une chambre de combustion
US5966937A (en) * 1997-10-09 1999-10-19 United Technologies Corporation Radial inlet swirler with twisted vanes for fuel injector

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1488086A1 (fr) * 2002-03-12 2004-12-22 Rolls-Royce Corporation Systeme de combustion faible a sec dote d'un moyen permettant d'eliminer le bruit de combustion
EP1488086A4 (fr) * 2002-03-12 2007-07-04 Rolls Royce Corp Systeme de combustion faible a sec dote d'un moyen permettant d'eliminer le bruit de combustion
EP1873456A1 (fr) * 2006-06-29 2008-01-02 Snecma Dispositif d'injection d'un mélange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
EP1873457A1 (fr) * 2006-06-29 2008-01-02 Snecma Dispositif d'injection d'un mélange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
FR2903173A1 (fr) * 2006-06-29 2008-01-04 Snecma Sa Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
FR2903170A1 (fr) * 2006-06-29 2008-01-04 Snecma Sa Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
US7861529B2 (en) 2006-06-29 2011-01-04 Snecma Device for injecting a mixture of air and fuel, and combustion chamber and turbomachine both equipped with such a device
US7908865B2 (en) 2006-06-29 2011-03-22 Snecma Device for injecting a mixture of air and fuel, and combustion chamber and turbomachine provided with such a device

Also Published As

Publication number Publication date
CN1230650C (zh) 2005-12-07
FR2827367B1 (fr) 2003-10-17
RU2295645C2 (ru) 2007-03-20
DE60215589D1 (de) 2006-12-07
CA2393082A1 (fr) 2003-01-16
US20030010034A1 (en) 2003-01-16
DE60215589T2 (de) 2007-08-30
EP1278012B1 (fr) 2006-10-25
CN1407280A (zh) 2003-04-02
RU2002118252A (ru) 2004-02-10
CA2393082C (fr) 2010-10-19
UA76709C2 (uk) 2006-09-15
ES2272650T3 (es) 2007-05-01
EP1278012A3 (fr) 2003-11-19
FR2827367A1 (fr) 2003-01-17
JP4066241B2 (ja) 2008-03-26
JP2003042452A (ja) 2003-02-13
US6959551B2 (en) 2005-11-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1278012B1 (fr) Système d&#39;injection aéromécanique à vrille primaire anti-retour
EP0833107B1 (fr) Système d&#39;injection aérodynamique d&#39;un mélange air carburant
CA2207831C (fr) Systeme d&#39;injection a degre d&#39;homogeneisation avancee
EP1640661B1 (fr) Système aérodynamique à effervescence d&#39;injection air/carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
EP1431658B1 (fr) Brûleur à gaz à flamme interne, de compacité élevée
CA2646959C (fr) Systeme d&#39;injection d&#39;un melange d&#39;air et de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
FR2825784A1 (fr) Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine utilisant les trous de dilution
EP1640662A1 (fr) Injecteur à effervescence pour système aéromécanique d&#39;injection air/carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
FR2967479A1 (fr) Dispositif et procede pour l&#39;allumage d&#39;un systeme de combustion
CA2610516A1 (fr) Dispositif d&#39;injection d&#39;un melange d&#39;air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d&#39;un tel dispositif
EP3530908A1 (fr) Chambre de combustion comportant deux types d&#39;injecteurs dans lesquels les organes d&#39;étanchéité ont un seuil d&#39;ouverture différent
CA2033366C (fr) Bruleur industriel a combustible liquide a faible emission d&#39;oxydes d&#39;azote, ledit bruleur generant plusieurs flammes elementaires et son utilisation
EP1621817B1 (fr) Chambre de post-combustion à allumage sécurisé
CA2615029C (fr) Deflecteur pour fond de chambre de combustion, chambre de combustion en etant equipee et turboreacteur les comportant
FR3082284A1 (fr) Chambre de combustion pour une turbomachine
EP3784958B1 (fr) Système d&#39;injection pour une chambre annulaire de combustion de turbomachine
FR2931929A1 (fr) Chambre de combustion annulaire de moteur a turbine a gaz
FR2706020A1 (fr) Ensemble de chambre de combustion, notamment pour turbine à gaz; comprenant des zones de combustion et de vaporisation séparées.
EP4004443B1 (fr) Chambre de combustion comportant des systèmes d&#39;injection secondaires et procédé d&#39;alimentation en carburant
EP4042070B1 (fr) Canne de prévaporisation pour une chambre de combustion de turbomachine
EP4179256B1 (fr) Chambre annulaire de combustion pour une turbomachine d&#39;aéronef
FR3113302A1 (fr) Chambre de combustion pour une turbomachine
EP4327023A1 (fr) Cone de diffusion pour partie arriere de turboreacteur integrant un anneau accroche-flamme en bord de fuite
FR2619891A1 (fr) Tete de bruleur a gaz
CH325964A (fr) Dispositif de combustion

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: 20020718

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR IE IT LI LU MC NL PT SE SK TR

AX Request for extension of the european patent

Free format text: AL;LT;LV;MK;RO;SI

PUAL Search report despatched

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009013

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A3

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR IE IT LI LU MC NL PT SE SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL LT LV MK RO SI

AKX Designation fees paid

Designated state(s): DE ES FR GB IT SE

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: SNECMA

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): DE ES FR GB IT SE

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REF Corresponds to:

Ref document number: 60215589

Country of ref document: DE

Date of ref document: 20061207

Kind code of ref document: P

REG Reference to a national code

Ref country code: SE

Ref legal event code: TRGR

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

Effective date: 20070131

REG Reference to a national code

Ref country code: ES

Ref legal event code: FG2A

Ref document number: 2272650

Country of ref document: ES

Kind code of ref document: T3

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

Effective date: 20070726

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

Ref country code: ES

Payment date: 20120716

Year of fee payment: 11

REG Reference to a national code

Ref country code: ES

Ref legal event code: FD2A

Effective date: 20140807

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

Ref country code: ES

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

Effective date: 20130713

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 15

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 16

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: CD

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES

Effective date: 20170717

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 17

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

Ref country code: FR

Payment date: 20210623

Year of fee payment: 20

Ref country code: IT

Payment date: 20210622

Year of fee payment: 20

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

Ref country code: SE

Payment date: 20210623

Year of fee payment: 20

Ref country code: GB

Payment date: 20210623

Year of fee payment: 20

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

Ref country code: DE

Payment date: 20210622

Year of fee payment: 20

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R071

Ref document number: 60215589

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: PE20

Expiry date: 20220711

REG Reference to a national code

Ref country code: SE

Ref legal event code: EUG

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 EXPIRATION OF PROTECTION

Effective date: 20220711