EP1734305B1 - Assembly of an annular combustion chamber for a turbine - Google Patents
Assembly of an annular combustion chamber for a turbine Download PDFInfo
- Publication number
- EP1734305B1 EP1734305B1 EP06114424.2A EP06114424A EP1734305B1 EP 1734305 B1 EP1734305 B1 EP 1734305B1 EP 06114424 A EP06114424 A EP 06114424A EP 1734305 B1 EP1734305 B1 EP 1734305B1
- Authority
- EP
- European Patent Office
- Prior art keywords
- fastener
- combustion chamber
- axial
- bushing
- chamber according
- 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.)
- Active
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
- F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
Definitions
- the fastening systems may comprise means for damping the vibrations in the radial expansion phase of the chamber bottom with respect to the axial walls.
- Such means may consist of a spiral type spring or blade disposed around the slide sleeve and between the nut and the corresponding fastening flange.
- an inner cap and an outer cap made of composite material extend upstream of the end portion of the respective axial walls, each fastening screw also passing through an orifice formed in the corresponding cap.
- the figure 1 partially represents in axial section a combustion chamber 10 of a turbomachine in its environment.
- the combustion chamber 10 of the turbomachine is mounted within this annular space 16 by providing with the outer casings 12 and inner 14 an annular channel 24 for receiving a flow of dilution and cooling air.
- This chamber is of annular type; it is formed of an outer axial wall 26 and an inner axial wall 28 coaxial with the latter. These axial walls 26, 28 are centered on the X-X axis of the turbomachine.
- the chamber bottom 30 and the axial walls 26, 28 are made of materials having very different thermal expansion coefficients.
- the axial walls may be made of high temperature ceramic material CMC type or other, while the chamber bottom may be made of metal material.
- the clearance J provided at each attachment system 36 of the combustion chamber in operation makes it possible to obtain radial free expansion of the chamber bottom 30 with respect to the axial walls 26, 28. Such an expansion is made necessary by the fact that that the chamber bottom 30 has a coefficient of thermal expansion much greater than that of the axial walls 26, 28.
Description
La présente invention se rapporte au domaine général des chambres de combustion de turbomachine. Elle vise plus particulièrement le problème que pose l'assemblage d'une chambre de combustion annulaire dont les parois axiales et le fond de chambre sont réalisés dans des matériaux ayant des coefficients de dilatation thermique différents.The present invention relates to the general field of turbomachine combustion chambers. It relates more particularly to the problem of assembling an annular combustion chamber whose axial walls and the chamber bottom are made of materials having different coefficients of thermal expansion.
Dans le domaine aéronautique, il devient de plus en plus fréquent d'utiliser des matériaux composites haute température de type CMC en remplacement des matériaux métalliques pour réaliser les différents composants d'une turbomachine, notamment la chambre de combustion de celle-ci. L'emploi d'une chambre de combustion entièrement métallique s'avère en effet totalement inadapté d'un point de vue thermique en raison des températures hautement élevées des gaz de combustion. Il en résulte une diminution de la durée de vie de la chambre de combustion.In the aeronautical field, it is becoming increasingly common to use CMC type high temperature composite materials to replace metallic materials to achieve the various components of a turbomachine, including the combustion chamber thereof. The use of an all-metal combustion chamber is indeed totally unsuitable from a thermal point of view because of the high temperatures of the combustion gases. This results in a decrease in the life of the combustion chamber.
Cependant, les matériaux composites sont très coûteux et présentent une résistance assez faible aux fortes sollicitations mécaniques. Aussi, leur utilisation est le plus souvent limitée aux seules parois axiales de la chambre de combustion, la paroi radiale (ou fond de chambre) réunissant en amont ces parois axiales restant alors réalisée plus classiquement en matériau métallique.However, composite materials are very expensive and have a fairly low resistance to high mechanical stresses. Also, their use is usually limited only to the axial walls of the combustion chamber, the radial wall (or chamber bottom) bringing upstream these axial walls remaining then more typically made of metallic material.
Or, les matériaux métalliques et les matériaux composites présentent des coefficients de dilatation thermique très différents. Il en résulte des problèmes au niveau des systèmes d'assemblage de la chambre de combustion entre ses parois axiales en matériau composite et le fond de chambre métallique. Notamment, l'utilisation de systèmes de boulonnages classiques n'est plus possible du point de vue de la tenue mécanique des parois.However, metal materials and composite materials have very different coefficients of thermal expansion. This results in problems in the assembly systems of the combustion chamber between its axial walls of composite material and the metal chamber bottom. In particular, the use of conventional bolting systems is no longer possible from the point of view of the mechanical strength of the walls.
Afin de remédier à cet inconvénient, la publication
Une chambre de combustion selon le préambule de la revendication 1 est montrée dans la publication
La présente invention a donc pour but principal de pallier de tels inconvénients en proposant un système d'assemblage permettant d'obtenir en fonctionnement une libre dilatation du fond de chambre par rapport aux parois axiales tout en assurant un amortissement efficace des vibrations subies par le fond de chambre.The main object of the present invention is therefore to overcome such drawbacks by proposing an assembly system making it possible, in operation, to obtain free expansion of the chamber bottom with respect to the axial walls while ensuring effective damping of the vibrations undergone by the bottom. of room.
A cet effet, il est prévu une chambre de combustion annulaire comportant des parois axiales externe et interne reliées en amont par un fond de chambre ayant un coefficient de dilatation thermique différent de celui des parois axiales, ledit fond de chambre étant muni d'une pluralité de brides d'accrochage internes et externes fixées par des systèmes de fixation respectivement sur des parties d'extrémité amont des parois interne et externe, chaque système de fixation se composant d'une vis traversant l'une des brides d'accrochage et la partie d'extrémité amont de la paroi axiale correspondante, et d'un écrou serré à l'une des extrémités de la vis de fixation, caractérisée en ce que chaque système de fixation comporte en outre une douille de coulissement disposée autour de la vis de fixation entre l'écrou et la partie d'extrémité de la paroi axiale correspondante, un jeu radial déterminé étant prévu entre l'écrou et l'une des brides d'accrochage de façon à permettre en fonctionnement une libre dilatation radiale du fond de chambre par rapport aux parois axiales.For this purpose, there is provided an annular combustion chamber having external and internal axial walls connected upstream by a chamber bottom having a coefficient of thermal expansion different from that of the axial walls, said chamber bottom being provided with a plurality internal and external fastening flanges secured by fastening systems respectively to upstream end portions of the inner and outer walls, each fastening system consisting of a screw passing through one of the fastening flanges and the part upstream end of the corresponding axial wall, and a nut tightened at one end of the fixing screw, characterized in that each fastening system further comprises a sliding sleeve disposed around the fixing screw between the nut and the end portion of the corresponding axial wall, a predetermined radial clearance being provided between the nut and one of the attachment flanges so as to allow in operation free radial expansion of the chamber bottom relative to the axial walls.
La présence des brides d'accrochage souples mais précontraintes combinée à des systèmes de fixation ayant un jeu radial déterminé prévu entre l'écrou et la paroi axiale a pour effet d'améliorer à la fois l'amortissement des vibrations subies par la chambre de combustion et d'atténuer les effets de la dilatation en fonctionnement du fond de chambre par rapport aux parois axiales. De ce fait, les brides d'accrochage ne sont soumises en fonctionnement qu'à de faibles contraintes de flexion.The presence of flexible but prestressed fastening flanges combined with fastening systems having a predetermined radial clearance provided between the nut and the axial wall has the effect of improving both the damping of the vibrations undergone by the combustion chamber. and to mitigate the effects of the expansion in operation of the chamber bottom with respect to the axial walls. As a result, the flanges fastening are subjected in operation to low flexural stresses.
Selon une disposition avantageuse de l'invention, chaque bride d'accrochage comporte une rondelle en matériau métallique qui est traversée par la vis de fixation et la douille de coulissement correspondante, la douille étant réalisée en matériau métallique. Le contact entre la douille et la bride d'accrochage est de type métal/métal. Un tel contact présente l'avantage d'entraîner des usures beaucoup moins importantes et des réparations d'un coût limité par rapport à un contact de type céramique/métal.According to an advantageous arrangement of the invention, each attachment flange comprises a washer made of metallic material which is traversed by the fixing screw and the corresponding sliding bushing, the bushing being made of metallic material. The contact between the bushing and the fastening flange is of metal / metal type. Such contact has the advantage of causing much less wear and repairs of a limited cost compared to a contact of the ceramic / metal type.
Selon une autre disposition avantageuse de l'invention, le contact entre la rondelle des brides d'accrochage et la douille de coulissement correspondante est sensiblement torique. Ce type de contact a pour avantage, en évitant le phénomène de coincement, de faciliter le coulissement entre la douille et la bride d'accrochage.According to another advantageous arrangement of the invention, the contact between the washer of the attachment flanges and the corresponding sliding sleeve is substantially toroidal. This type of contact has the advantage, by avoiding the jamming phenomenon, to facilitate sliding between the bushing and the attachment flange.
Selon encore une autre disposition avantageuse de l'invention, la rondelle des brides d'accrochage présente une surépaisseur destinée à augmenter la hauteur de contact entre la rondelle et la douille de coulissement correspondante. La répartition des forces de contact est ainsi augmentée, ce qui diminue l'usure du contact entre la douille et la bride d'accrochage.According to yet another advantageous arrangement of the invention, the washer of the attachment flanges has an extra thickness intended to increase the height of contact between the washer and the corresponding sliding sleeve. The distribution of the contact forces is thus increased, which reduces the wear of the contact between the bushing and the fastening flange.
De préférence, chaque bride d'accrochage comporte une même précontrainte au montage destinée à apporter au fond de chambre une raideur pour la stabilité dynamique en phase de fonctionnement initial.Preferably, each attachment flange comprises the same preload assembly to provide the chamber bottom stiffness for dynamic stability in the initial operating phase.
Les systèmes de fixation peuvent comporter des moyens pour amortir les vibrations dans la phase de dilatation radiale du fond de chambre par rapport aux parois axiales. De tels moyens peuvent se composer d'un ressort de type à spirale ou à lame disposé autour de la douille de coulissement et entre l'écrou et la bride d'accrochage correspondante.The fastening systems may comprise means for damping the vibrations in the radial expansion phase of the chamber bottom with respect to the axial walls. Such means may consist of a spiral type spring or blade disposed around the slide sleeve and between the nut and the corresponding fastening flange.
Des moyens pour assurer l'étanchéité entre le fond de chambre et les parois axiales peuvent également être prévus. Ces moyens peuvent se composer d'un joint circulaire de type à lamelles monté dans une gorge annulaire formée entre les brides d'accrochage et la partie d'extrémité de la paroi axiale correspondante et comportant un becquet destiné à assurer un appui torique sur la partie d'extrémité de la paroi axiale.Means for sealing between the chamber bottom and the axial walls may also be provided. These means may consist of a lamella-type circular seal mounted in an annular groove formed between the attachment flanges and the end portion of the corresponding axial wall and having a spoiler designed to provide a toric support on the part. end of the axial wall.
Avantageusement, une casquette interne et une casquette externe réalisées en matériau composite prolongent vers l'amont la partie d'extrémité des parois axiales respectives, chaque vis de fixation traversant également un orifice formé dans la casquette correspondante.Advantageously, an inner cap and an outer cap made of composite material extend upstream of the end portion of the respective axial walls, each fastening screw also passing through an orifice formed in the corresponding cap.
La présente invention a également pour objet un système pour la fixation du fond de chambre sur les parois axiales interne et externe d'une chambre de combustion annulaire telle que définie précédemment.The present invention also relates to a system for fixing the chamber bottom to the inner and outer axial walls of an annular combustion chamber as defined above.
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures :
- la
figure 1 est une vue partielle et en coupe d'une chambre de combustion de turbomachine selon l'invention ; - la
figure 2 est une vue partielle et en perspective montrant un système de fixation de la chambre de combustion de lafigure 1 ; - les
figures 3A et 3B sont des vues en coupe montrant en fonctionnement à froid et à chaud un système de fixation de lafigure 1 ; - les
figures 4 et 5 sont des vues en coupe d'un système de fixation de lafigure 1 équipé de différents moyens d'amortissement.
- the
figure 1 is a partial view in section of a turbomachine combustion chamber according to the invention; - the
figure 2 is a partial view in perspective showing a system for fixing the combustion chamber of thefigure 1 ; - the
Figures 3A and 3B are sectional views showing in cold and hot operation a fastening system of thefigure 1 ; - the
Figures 4 and 5 are sectional views of a fastening system of thefigure 1 equipped with different damping means.
La
Une enveloppe annulaire externe (ou carter externe) 12 et une enveloppe annulaire interne (ou carter interne) 14 coaxiale à cette dernière sont centrées sur l'axe X-X de la turbomachine. Un espace annulaire 16 formé entre ces deux enveloppes reçoit de l'air comprimé selon un flux général F provenant d'un compresseur (non représenté) de la turbomachine au travers d'un conduit annulaire de diffusion 18. Cet air est destiné à la combustion du carburant dans la chambre 10.An outer annular envelope (or outer casing) 12 and an inner annular envelope (or inner casing) 14 coaxial with the latter are centered on the X-X axis of the turbomachine. An
Une pluralité de systèmes d'injection 20 régulièrement répartis autour du conduit de diffusion 18 débouchent dans l'espace annulaire 16. Ces systèmes d'injection sont chacun munis d'une buse d'injection de carburant 22 fixée sur l'enveloppe externe 12. Dans un souci de simplification des dessins, le mélangeur et le déflecteur associés à chaque buse d'injection n'ont pas été représentés.A plurality of
La chambre de combustion 10 de la turbomachine est montée à l'intérieur de cet espace annulaire 16 en ménageant avec les enveloppes externe 12 et interne 14 un canal annulaire 24 destiné à recevoir un débit d'air de dilution et de refroidissement. Cette chambre est de type annulaire ; elle est formée d'une paroi axiale externe 26 et d'une paroi axiale interne 28 coaxiale à cette dernière. Ces parois axiales 26, 28 sont centrées sur l'axe X-X de la turbomachine.The
Une paroi transversale 30 formant fond de chambre relie en amont les parois axiales 26, 28 de la chambre de combustion. Ce fond de chambre 30 est pourvu d'une pluralité d'ouvertures 32 pour le passage des buses d'injection de carburant 22.A
Le fond de chambre 30 et les parois axiales 26, 28 sont réalisées dans des matériaux ayant des coefficients de dilatation thermique très différents. Par exemple, les parois axiales peuvent être réalisées en matériau céramique haute température de type CMC ou autres, tandis que le fond de chambre peut être réalisé en matériau métallique.The
Comme représenté sur les
Les brides d'accrochage 34 se présentent sous la forme de languettes souples qui sont intégrées dans des anneaux respectifs 38 rendus solidaires du fond de chambre 30, par exemple par soudage. Elles s'étendent vers l'amont au-delà des systèmes de fixation 36 et sont régulièrement réparties sur toute la circonférence de la chambre de combustion.The
Comme représenté sur les
Selon l'invention, chaque système de fixation 36 comporte en outre une douille de coulissement 48 disposée autour de la vis de fixation 40 entre l'écrou de serrage 46 et la partie d'extrémité amont de la paroi axiale correspondante 26, 28 de la chambre de combustion. Par ailleurs, un jeu radial J déterminé est prévu entre l'écrou 46 et la partie d'extrémité amont de la paroi axiale 26, 28. Ainsi, la douille de coulissement 48 présente une hauteur radiale suffisante pour ménager un tel jeu J. According to the invention, each
Le jeu J prévu au niveau de chaque système de fixation 36 de la chambre de combustion permet en fonctionnement d'obtenir une libre dilatation radiale du fond de chambre 30 par rapport aux parois axiales 26, 28. Une telle dilatation est rendue nécessaire par le fait que le fond de chambre 30 présente un coefficient de dilatation thermique très supérieur à celui des parois axiales 26, 28.The clearance J provided at each
Une rondelle d'appui 50 peut être intercalée entre l'écrou de serrage 46 et la douille de coulissement 48 de sorte que le jeu J est prévu entre des faces en regard d'une telle rondelle d'appui 50 et de la bride d'accrochage correspondante 34. La présence d'une rondelle d'appui 50 n'est cependant pas indispensable mais améliore l'appui en fonctionnement.A bearing
Avec une telle configuration, chaque bride d'accrochage 34 est apte à coulisser sur la douille 48 correspondante entre une position dite « en fonctionnement à froid » et une position dite « en fonctionnement à chaud ».With such a configuration, each
Lors de l'assemblage de la chambre de combustion, les brides d'accrochage 34 sont montées précontraintes en appui contre un épaulement 48a de la douille de coulissement 48 afin d'apporter au fond de chambre une certaine raideur pour la stabilité dynamique. Dans la phase de fonctionnement à froid (
Dans la phase de fonctionnement à chaud (
Le jeu J et la précontrainte au montage des brides d'accrochage 34 sont donc dimensionnés de façon à permettre une mise en butée des brides contre l'épaulement 48a de la douille de coulissement 48 et contre la rondelle d'appui 50 suivant la phase de fonctionnement de la turbomachine. La hauteur du jeu radial J est ainsi définie afin d'obtenir une tension sur les brides d'accrochage 34 nécessaire à la stabilité vibratoire du fond de chambre 30.The clearance J and the prestressing on mounting of the
Selon une caractéristique avantageuse de l'invention, chaque bride d'accrochage 34 comporte une rondelle 52 en matériau métallique qui est traversée par la vis de fixation 40 et la douille de coulissement correspondante 48, cette dernière étant également réalisée en matériau métallique. Cette caractéristique permet de réaliser un contact métal/métal entre la douille 48 et la bride d'accrochage 34 qui occasionne une usure beaucoup moins importante qu'un contact de type céramique/métal.According to an advantageous characteristic of the invention, each
Par ailleurs, la rondelle métallique 52 peut être avantageusement soudée à la bride d'accrochage correspondante 34, ce qui facilite son remplacement en cas d'usure importante.Furthermore, the
Selon une autre caractéristique avantageuse de l'invention, le contact entre la rondelle métallique 52 des brides d'accrochage 34 et la douille de coulissement correspondante 34 est sensiblement torique. A cet effet, comme représenté sur les
Selon encore une autre caractéristique avantageuse de l'invention, la rondelle métallique 52 des brides d'accrochage 34 présente une surépaisseur par rapport aux brides qui est destinée à augmenter la surface de contact entre la rondelle et la douille de coulissement correspondante 48 afin de diminuer l'usure du contact entre ces deux éléments.According to yet another advantageous characteristic of the invention, the
On notera que la présence de l'épaulement 48a de la douille de coulissement 48 permet, d'une part d'augmenter également la répartition des forces de contact entre la douille 48 et la bride d'accrochage 34 (et donc de diminuer l'usure), et d'autre part d'assurer un contact métal/métal avec la rondelle métallique 52 des brides d'accrochage.It will be noted that the presence of the
Comme représenté sur les
Sur l'exemple de réalisation de la
Selon un autre exemple de réalisation illustré par la
Par ailleurs, des moyens pour assurer l'étanchéité entre le fond de chambre 30 et les parois axiales 26, 28 peuvent aussi être prévus. Comme représenté sur les figures, de tels moyens se présentent, pour chaque système de fixation 36, sous la forme d'un joint circulaire 58 de type à lamelles monté dans une gorge annulaire 60 formée entre la bride d'accrochage 34 et la partie d'extrémité amont de la paroi axiale correspondante 26, 28.Furthermore, means for sealing between the chamber bottom 30 and the
Ce joint d'étanchéité 58 comporte un becquet 62 destiné à assurer un appui torique sur la paroi en regard de la partie d'extrémité de la paroi axiale 26, 28. Le joint est plaqué contre la paroi par un élément élastique 64 de type ressort à lames, et maintenu en position par une pluralité de pions 66 solidaires des brides d'accrochage 34.This
Avec une telle configuration, le joint d'étanchéité 58 est confiné vers le fond de chambre 30 et ne gêne donc pas l'écoulement de l'air circulant dans le canal annulaire 24.With such a configuration, the
La chambre de combustion selon l'invention peut également comporter une casquette (ou carénage) interne 68 et une casquette (ou carénage) externe 70 qui sont réalisées dans le même matériau que les parois axiales 26, 28 de la chambre de combustion (c'est-à-dire ici en matériau composite) et qui prolongent vers l'amont la partie d'extrémité des parois axiales 26, 28 respectives. Dans ce cas, chaque vis 40 des systèmes de fixation 36 traverse également un orifice 72 formé dans la casquette 68, 70 correspondante.The combustion chamber according to the invention may also comprise an inner cap (or fairing) 68 and an outer cap (or fairing) 70 which are made of the same material as the
Comme représenté sur la
L'association de brides d'accrochage avec des systèmes de fixation ayant un jeu radial déterminé selon l'invention présente de nombreux avantages. Notamment, les brides d'accrochage permettent par leur souplesse d'amortir les vibrations subies par la chambre de combustion et la présence d'un jeu radial au niveau des systèmes de fixation permet aux brides de coulisser en fonctionnement, ce qui diminue fortement les contraintes de flexion auxquelles elles sont soumises. L'utilisation des brides d'accrochage souples avec une précontrainte au montage adaptée évite ainsi de dégrader l'intégrité du matériau composite formant les parois axiales de la chambre de combustion. Par ailleurs, le contact de coulissement entre la douille et la bride d'accrochage est réalisé entre des pièces métalliques ce qui limite les dégradations. En cas d'usure, la réparation de ces pièces est également simplifiée puisqu'elle ne nécessite qu'un simple changement de la rondelle métallique des brides d'accrochage. Enfin, par rapport aux systèmes connus de l'art antérieur, la solution de la présente invention apporte un gain de masse significatif.The combination of fastening flanges with fixing systems having a radial clearance determined according to the invention has many advantages. In particular, the attachment flanges allow by their flexibility to damp the vibrations experienced by the combustion chamber and the presence of a radial clearance in the fastening systems allows the flanges to slide in operation, which greatly reduces the constraints flexion to which they are subjected. The use of flexible gripping flanges with a suitable mounting preload thus avoids degrading the integrity of the composite material forming the axial walls of the combustion chamber. Furthermore, the sliding contact between the sleeve and the attachment flange is made between metal parts which limits the damage. In case of wear, the repair of these parts is also simplified since it only requires a simple change of the metal washer of the attachment flanges. Finally, compared to known systems of the prior art, the solution of the present invention provides a significant gain in mass.
Claims (10)
- An annular combustion chamber (10) comprising outer and inner axial walls (26, 28) connected together at their upstream ends by a chamber end wall (30) having a coefficient of thermal expansion different from that of said axial walls (26, 28), said chamber end wall (30) being provided with a plurality of inner and outer fastener tabs (34) secured by respective fastener systems (36) to upstream end portions of the inner and outer walls (26, 28), each fastener system (30) comprising a bolt (40) passing through one of the fastener tabs (34) and the upstream end of the corresponding axial wall (26, 28), and a nut (46) tightened onto one of the ends of the fastener bolt, characterised in that each fastener system further comprises a slideway bushing (48) disposed around the fastener bolt (40) between the nut (46) and the end portion of the corresponding axial wall (26, 28), a determined amount of radial clearance (J) being provided between the nut and one of the fastener tabs (34) so as to allow the chamber end wall (30) to expand freely in a radial direction relative to the axial walls (26, 28).
- A combustion chamber according to claim 1, wherein each fastener tab (34) includes a washer (52) of metal with the corresponding slideway bushing (40) and fastener bolt (48) passing therethrough, the bushing (48) being made of metal.
- A combustion chamber according to claim 2, wherein the contact between the washer (52) of the fastener tabs (34) and the corresponding slideway bushing (48) is substantially toroidal.
- A combustion chamber according to claim 2 or claim 3, wherein the washer (52) of the fastener tabs (34) presents a greater thickness so as to increase the contact area between said washer and the corresponding slideway bushing (48).
- A combustion chamber according to any one of claims 1 to 4, wherein each fastener tab (34) presents an assembly pre-stress so as to impart stiffness to the chamber end wall (30) for dynamic stability.
- A combustion chamber according to any one of claims 1 to 5, wherein the fastener systems (36) further include means (54, 56) for damping vibration of the chamber end wall (30) relative to the axial walls (26, 28).
- A combustion chamber according to claim 6, wherein the damper means are constituted by a coil (54) or blade (56) type spring placed around the slideway bushing (48) between the nut (46) and the corresponding fastener tab (34).
- A combustion chamber according to any one of claims 1 to 7, further including means (58, 62) for providing sealing between the chamber end wall (30) and the axial walls (26, 28).
- A combustion chamber according to claim 8, wherein the sealing means comprise a circular gasket (58) of the strip type mounted in an annular groove (60) formed between the fastener tabs (34) and the end portion of the corresponding axial wall (26, 28) and including a rim (62) for bearing in toroidal manner against said end portion of the axial wall.
- A combustion chamber according to any one of claims 1 to 9, further including an inner cap (68) and an outer cap (70) extending the respective axial walls (26, 28) upstream from their end portions, each fastener bolt (36) also passing through an orifice (72) formed in the corresponding cap.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0505999A FR2887015B1 (en) | 2005-06-14 | 2005-06-14 | ASSEMBLY OF AN ANNULAR COMBUSTION CHAMBER OF TURBOMACHINE |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
EP1734305A2 EP1734305A2 (en) | 2006-12-20 |
EP1734305A3 EP1734305A3 (en) | 2013-05-01 |
EP1734305B1 true EP1734305B1 (en) | 2014-07-02 |
Family
ID=34955491
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
EP06114424.2A Active EP1734305B1 (en) | 2005-06-14 | 2006-05-23 | Assembly of an annular combustion chamber for a turbine |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7849696B2 (en) |
EP (1) | EP1734305B1 (en) |
JP (1) | JP2006349336A (en) |
CA (1) | CA2548905C (en) |
FR (1) | FR2887015B1 (en) |
RU (1) | RU2400674C2 (en) |
Families Citing this family (33)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7874059B2 (en) * | 2006-01-12 | 2011-01-25 | Siemens Energy, Inc. | Attachment for ceramic matrix composite component |
FR2911668B1 (en) | 2007-01-18 | 2009-03-20 | Snecma Sa | COMBUSTION CHAMBER OF A TURBOMACHINE |
GB2453946B (en) * | 2007-10-23 | 2010-07-14 | Rolls Royce Plc | A Wall Element for use in Combustion Apparatus |
GB0800294D0 (en) * | 2008-01-09 | 2008-02-20 | Rolls Royce Plc | Gas heater |
GB0801839D0 (en) * | 2008-02-01 | 2008-03-05 | Rolls Royce Plc | combustion apparatus |
GB2457281B (en) * | 2008-02-11 | 2010-09-08 | Rolls Royce Plc | A Combustor Wall Arrangement with Parts Joined by Mechanical Fasteners |
GB2460634B (en) * | 2008-06-02 | 2010-07-07 | Rolls Royce Plc | Combustion apparatus |
FR2935753B1 (en) * | 2008-09-08 | 2011-07-01 | Snecma Propulsion Solide | FASTENING, FASTENING CONNECTIONS FOR MOUNTING CMC PIECES |
GB0920371D0 (en) * | 2009-11-23 | 2010-01-06 | Rolls Royce Plc | Combustor system |
US8607577B2 (en) * | 2009-11-24 | 2013-12-17 | United Technologies Corporation | Attaching ceramic matrix composite to high temperature gas turbine structure |
US9322334B2 (en) * | 2012-10-23 | 2016-04-26 | General Electric Company | Deformable mounting assembly |
FR2998038B1 (en) | 2012-11-09 | 2017-12-08 | Snecma | COMBUSTION CHAMBER FOR A TURBOMACHINE |
WO2015017180A1 (en) * | 2013-08-01 | 2015-02-05 | United Technologies Corporation | Attachment scheme for a ceramic bulkhead panel |
US10012104B2 (en) | 2014-10-14 | 2018-07-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine convergent/divergent nozzle with unitary synchronization ring for roller track nozzle |
US10480321B2 (en) * | 2014-12-05 | 2019-11-19 | Rolls-Royce Corporation | Attachment of piloting feature |
US10168051B2 (en) | 2015-09-02 | 2019-01-01 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbine engine |
US11149646B2 (en) | 2015-09-02 | 2021-10-19 | General Electric Company | Piston ring assembly for a turbine engine |
US9976746B2 (en) | 2015-09-02 | 2018-05-22 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbine engine |
US10197278B2 (en) | 2015-09-02 | 2019-02-05 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbine engine |
US10281153B2 (en) * | 2016-02-25 | 2019-05-07 | General Electric Company | Combustor assembly |
US9951649B2 (en) | 2016-04-26 | 2018-04-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fuel flow divider valve mounting arrangement for a gas turbine engine |
US10935242B2 (en) * | 2016-07-07 | 2021-03-02 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbine engine |
US10280959B2 (en) | 2016-07-13 | 2019-05-07 | Rohr, Inc. | Sliding fastener systems to accommodate differential thermal growth |
GB201613110D0 (en) | 2016-07-29 | 2016-09-14 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber |
US20180051880A1 (en) * | 2016-08-18 | 2018-02-22 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbine engine |
US10385709B2 (en) * | 2017-02-23 | 2019-08-20 | General Electric Company | Methods and features for positioning a flow path assembly within a gas turbine engine |
US11402097B2 (en) | 2018-01-03 | 2022-08-02 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbine engine |
US11054136B2 (en) * | 2018-11-30 | 2021-07-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Interface for double-skin combustor liner |
US11378012B2 (en) * | 2019-12-12 | 2022-07-05 | Rolls-Royce Plc | Insert-mounted turbine assembly for a gas turbine engine |
US11525577B2 (en) | 2020-04-27 | 2022-12-13 | Raytheon Technologies Corporation | Extended bulkhead panel |
EP3929487A1 (en) * | 2020-06-25 | 2021-12-29 | General Electric Company | Combustor assembly for a gas turbine engine |
CN113931872B (en) * | 2021-12-15 | 2022-03-18 | 成都中科翼能科技有限公司 | Double-layer drum barrel reinforced rotor structure of gas compressor of gas turbine |
CN116697399A (en) * | 2022-02-28 | 2023-09-05 | 通用电气公司 | Combustor dome-baffle and liner with flexible connection |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2825786B1 (en) * | 2001-06-06 | 2003-10-17 | Snecma Moteurs | FIXING METAL CAPS ON TURBOMACHINE CMC COMBUSTION CHAMBER WALLS |
FR2825779B1 (en) * | 2001-06-06 | 2003-08-29 | Snecma Moteurs | COMBUSTION CHAMBER EQUIPPED WITH A CHAMBER BOTTOM FIXING SYSTEM |
US6904757B2 (en) * | 2002-12-20 | 2005-06-14 | General Electric Company | Mounting assembly for the forward end of a ceramic matrix composite liner in a gas turbine engine combustor |
FR2855249B1 (en) * | 2003-05-20 | 2005-07-08 | Snecma Moteurs | COMBUSTION CHAMBER HAVING A FLEXIBLE CONNECTION BETWEEN A BOTTOM BED AND A BEDROOM |
-
2005
- 2005-06-14 FR FR0505999A patent/FR2887015B1/en active Active
-
2006
- 2006-05-23 EP EP06114424.2A patent/EP1734305B1/en active Active
- 2006-06-06 US US11/447,109 patent/US7849696B2/en active Active
- 2006-06-09 JP JP2006160646A patent/JP2006349336A/en not_active Withdrawn
- 2006-06-12 CA CA2548905A patent/CA2548905C/en active Active
- 2006-06-13 RU RU2006120529/06A patent/RU2400674C2/en active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2887015A1 (en) | 2006-12-15 |
US7849696B2 (en) | 2010-12-14 |
RU2006120529A (en) | 2007-12-20 |
EP1734305A2 (en) | 2006-12-20 |
CA2548905C (en) | 2013-09-17 |
FR2887015B1 (en) | 2010-09-24 |
RU2400674C2 (en) | 2010-09-27 |
US20070107710A1 (en) | 2007-05-17 |
JP2006349336A (en) | 2006-12-28 |
CA2548905A1 (en) | 2006-12-14 |
EP1734305A3 (en) | 2013-05-01 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP1734305B1 (en) | Assembly of an annular combustion chamber for a turbine | |
EP1818615B1 (en) | Annular combustion chamber of a turbomachine | |
EP1265031B1 (en) | Fixing of metallic cowls on turbomachine combustion chamber liners made of CMC materials | |
EP1265034B1 (en) | Mounting of a turbine ceramic matrix composite combustion chamber with brazed mounting lugs | |
EP1265035B1 (en) | Double mounting of a ceramic matrix composite combustion chamber | |
EP1873385B1 (en) | Exhaust cone for channeling a gas stream downstream of a turbine | |
EP1265036B1 (en) | Elastic mounting of a ceramic matrix composite combustion chamber inside a metallic casing | |
EP1265033B1 (en) | Combustion chamber with a system for mounting the chamber end wall | |
WO2010043778A1 (en) | Sealing between a combustion chamber and a turbine distributor in a turbine engine | |
FR2897418A1 (en) | ANNULAR COMBUSTION CHAMBER OF A TURBOMACHINE | |
EP1265032A1 (en) | Ceramic matrix composite material gas turbine combustion chamber | |
EP3736413B1 (en) | Turbine engine module provided with a device for supporting sealing strips | |
FR3004518A1 (en) | ANNULAR COMBUSTION CHAMBER OF A TURBOMACHINE | |
FR2896575A1 (en) | Annular combustion chamber for e.g. turbo propeller, has chamber base arranged between inner and outer walls in region that is provided upstream to chamber, where chamber base and walls are made of ceramic material | |
EP2598803A2 (en) | Fuel injection system for turbojet engine and method of assembling such an injection system | |
FR2825778A1 (en) | Coupling between fuel injector nozzle and turbine combustion chamber base has metal mixer/deflector assembly sliding in composition base aperture | |
EP4240955A1 (en) | Fastening of an exhaust cone in a turbomachine nozzle | |
FR2825782A1 (en) | Turbine with metal casing has composition combustion chamber fitted with sliding coupling to allow for differences in expansion coefficients | |
FR3133411A1 (en) | Assembly of an ejection cone in a turbomachine nozzle | |
EP4226034A1 (en) | Sealing assembly for a turbine ejection cone | |
FR3133410A1 (en) | Assembly of an ejection cone in a turbomachine nozzle | |
FR3126445A1 (en) | Cooling device for a turbine of a turbomachine | |
FR2694600A1 (en) | Silencer construction for IC engine of motor vehicle - comprises central gas-carrying conduit, surrounded by cylindrical casing and end plates, casing being slidable over sealing joint members |
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: 20060523 |
|
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 HU IE IS IT LI LT LU LV MC NL PL PT RO SE SI SK TR |
|
AX | Request for extension of the european patent |
Extension state: AL BA HR MK YU |
|
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 HU IE IS IT LI LT LU LV MC NL PL PT RO SE SI SK TR |
|
AX | Request for extension of the european patent |
Extension state: AL BA HR MK YU |
|
RIC1 | Information provided on ipc code assigned before grant |
Ipc: F23R 3/60 20060101ALI20130326BHEP Ipc: F23R 3/00 20060101AFI20130326BHEP |
|
AKX | Designation fees paid |
Designated state(s): DE FR GB IT SE |
|
GRAP | Despatch of communication of intention to grant a patent |
Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1 |
|
INTG | Intention to grant announced |
Effective date: 20140120 |
|
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 FR GB IT SE |
|
REG | Reference to a national code |
Ref country code: GB Ref legal event code: FG4D Free format text: NOT ENGLISH |
|
REG | Reference to a national code |
Ref country code: DE Ref legal event code: R096 Ref document number: 602006042111 Country of ref document: DE Effective date: 20140814 |
|
REG | Reference to a national code |
Ref country code: SE Ref legal event code: TRGR |
|
REG | Reference to a national code |
Ref country code: DE Ref legal event code: R097 Ref document number: 602006042111 Country of ref document: DE |
|
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 |
|
REG | Reference to a national code |
Ref country code: FR Ref legal event code: PLFP Year of fee payment: 10 |
|
26N | No opposition filed |
Effective date: 20150407 |
|
REG | Reference to a national code |
Ref country code: FR Ref legal event code: PLFP Year of fee payment: 11 |
|
REG | Reference to a national code |
Ref country code: FR Ref legal event code: PLFP Year of fee payment: 12 |
|
REG | Reference to a national code |
Ref country code: FR Ref legal event code: CD Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR Effective date: 20170719 |
|
REG | Reference to a national code |
Ref country code: FR Ref legal event code: PLFP Year of fee payment: 13 |
|
PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: IT Payment date: 20230420 Year of fee payment: 18 Ref country code: FR Payment date: 20230420 Year of fee payment: 18 Ref country code: DE Payment date: 20230419 Year of fee payment: 18 |
|
PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: SE Payment date: 20230419 Year of fee payment: 18 |
|
PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: GB Payment date: 20230420 Year of fee payment: 18 |