EP1777458B1 - Amélioration des performances d'une chambre de combustion par multiperforation des parois - Google Patents

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EP1777458B1
EP1777458B1 EP06120816.1A EP06120816A EP1777458B1 EP 1777458 B1 EP1777458 B1 EP 1777458B1 EP 06120816 A EP06120816 A EP 06120816A EP 1777458 B1 EP1777458 B1 EP 1777458B1
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holes
wall
combustion chamber
bores
cooling
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Daniel Bernier
Jean-Michel Campion
Stéphane Touchaud
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Safran Aircraft Engines SAS
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SNECMA SAS
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    • 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
    • F23R3/002—Wall structures
    • 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
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes

Definitions

  • the present invention relates to the general field of turbomachine combustion chambers. It relates more particularly to an annular wall for combustion chamber cooled by a so-called "multiperforation" process.
  • annular turbomachine combustion chamber is formed of an inner annular wall and an outer annular wall which are connected upstream by a transverse wall forming a chamber bottom.
  • the inner and outer walls are each provided with a plurality of holes and various orifices allowing air circulating around the combustion chamber to penetrate inside thereof.
  • so-called “primary” and “dilution” holes are formed in these walls to convey air inside the combustion chamber.
  • the air passing through the primary holes helps to create an air / fuel mixture that is burned in the chamber, while the air from the dilution holes is intended to promote the dilution of the same air / fuel mixture.
  • the inner and outer walls which are generally metallic, are subject to the high temperatures of the gases from the combustion of the air / fuel mixture.
  • additional holes called multiperforation holes are also drilled through the walls over their entire surface. These multiperforation holes allow the air circulating outside the chamber to penetrate inside thereof by forming along the walls of the cooling air films.
  • annular wall of turbomachine combustion chamber being provided with a plurality of primary holes and dilution holes. Cooling orifices are distributed in circumferential rows, the number of these orifices being identical in each row. A plurality of bores are disposed directly downstream of the primary holes and the dilution holes. These holes are distributed in circumferential rows. The bores of the same row have a substantially identical diameter, and are spaced a constant pitch throughout the row. Variations in inclination or frequency of said holes relative to the other cooling orifices are not discussed in the document.
  • Patent documents EP 1001222 and US 5775108 describe similar annular combustion chamber walls, and there are discussed variations in number (EP) or inclination (US) of the cooling orifices.
  • the main object of the present invention is therefore to overcome such drawbacks by proposing an annular wall of a combustion chamber provided with additional bores intended to cool the zones situated directly downstream of the primary and dilution holes.
  • annular wall of a turbomachine combustion chamber according to claim 1.
  • intrinsic characteristics of the holes we mean the number, the inclination and the diameter of these holes.
  • the presence of holes having intrinsic characteristics different from those of the cooling orifices and arranged directly downstream of the primary and dilution holes makes it possible to ensure effective cooling of these areas. Any risk of formation of cracks is thus avoided.
  • the specific bores are distributed in circumferential rows, have the same diameter and are spaced a constant pitch which greatly facilitates drilling operations and thus reduces the costs and manufacturing time of the wall.
  • the number of holes in the same row may be different from the number of cooling orifices of the adjacent rows, and / or the inclination of the bores of the same row relative to a normal to the wall may be different from that of the cooling holes in adjacent rows.
  • the diameter of the bores of the same row may be different from that of the cooling holes of the adjacent rows.
  • the present invention also relates to a combustion chamber and a turbomachine (having a combustion chamber) comprising an annular wall as defined above.
  • the figure 1 illustrates a combustion chamber for a turbomachine.
  • a turbomachine comprises in particular a compression section (not shown) in which air is compressed before being injected into a chamber housing 2, then into a combustion chamber 4 mounted inside thereof.
  • Compressed air is introduced into the combustion chamber and mixed with fuel before being burned.
  • the gases resulting from this combustion are then directed to a high-pressure turbine 5 disposed at the outlet of the combustion chamber 4.
  • the combustion chamber 4 is of annular type. It is formed of an inner annular wall 6 and an outer annular wall 8 which are connected upstream by a transverse wall 10 forming a chamber bottom.
  • the inner 6 and outer 8 walls extend along a longitudinal axis X-X slightly inclined relative to the longitudinal axis Y-Y of the turbomachine.
  • the chamber bottom 10 is provided with a plurality of openings 12 in which fuel injectors 14 are mounted.
  • the chamber casing 2 which is formed of an inner casing 2a and an outer casing 2b, furnishes with the combustion chamber 4 an annular space 16 in which compressed air for combustion is admitted to the chamber. dilution and cooling of the chamber.
  • the inner 6 and outer 8 walls each have a cold side 6a, 8a disposed on the side of the annular space 16 in which the compressed air circulates and a hot side 6b, 8b facing the inside of the combustion chamber 4 ( figure 3 ).
  • the combustion chamber 4 is divided into a so-called “primary” zone (or combustion zone) and a so-called “secondary” zone (or dilution zone) located downstream of the previous one (the downstream means with respect to the general direction of flow of gases from the combustion of the air / fuel mixture inside the combustion chamber).
  • the air which supplies the primary zone of the combustion chamber 4 is introduced by one or more circumferential rows of primary holes 18 made in the inner and outer walls 6 of the chamber.
  • the air supplying the secondary zone of the chamber it borrows a plurality of dilution holes 20 also formed in the inner 6 and outer 8 walls. These dilution holes 20 are aligned in one or more circumferential rows which are axially offset. downstream from the rows of primary holes 18.
  • the primary holes 18 and the dilution holes 20 are distributed on the inner 6 and outer 8 walls in rows extending over the entire circumference of the walls.
  • a plurality of cooling orifices 22 are provided ( Figures 2 and 3 ).
  • These orifices 22, which provide a cooling of the walls 6, 8 by multiperforation, are distributed in a plurality of circumferential rows spaced axially from each other. These rows of multiperforation holes cover almost the entire surface of the walls 6, 8 of the chamber.
  • the number and the diameter d1 of the cooling orifices 22 are identical in each of the rows.
  • the pitch p1 between two orifices 22 of the same row is also identical throughout the row.
  • the adjacent rows of cooling orifices are arranged so that the orifices 22 are arranged in staggered rows as shown in FIG. figure 1 .
  • the cooling orifices 22 generally have an angle of inclination ⁇ with respect to a normal N to the annular wall 6, 8 through which they are pierced.
  • This inclination ⁇ allows the air passing through these orifices to form a film of air along the hot side 6b, 8b of the annular wall 6, 8.
  • it also makes it possible to increase the surface area. of the annular wall which is cooled.
  • the inclination ⁇ of the cooling orifices 22 is directed so that the film of air thus formed flows in the direction of flow of the combustion gases inside the chamber (shown schematically by the arrow on the figure 3 ).
  • the diameter d 1 of the cooling orifices 22 may be between 0.3 and 1. mm, the pitch p1 between 1 and 10 mm and their inclination ⁇ between -80 ° and + 80 °.
  • primary holes 18 and the dilution holes 20 have a diameter of the order of 5 to 20 mm.
  • each annular wall 6, 8 of the combustion chamber further comprises a plurality of bores 24 which are arranged directly downstream of the primary holes 18 and dilution 20 and which are distributed in circumferential rows.
  • the bores 24 of the same row have a substantially identical diameter d2 , are spaced at a constant pitch P2 and have intrinsic characteristics different from those of the cooling orifices 22 of adjacent rows.
  • these holes 24 are thus distributed in one or more rows (for example from 1 to 3 rows) which are arranged directly downstream of said hole 18, 20.
  • the intrinsic characteristics of these holes 24 are different from those of the cooling orifices 22, that is to say that the number of holes in the same row is different from that of a row of cooling orifices, and / or or the inclination of the bores of the same row with respect to a normal N to the wall 6, 8 is different from that of the cooling orifices, and / or the diameter d2 of the bores of the same row is different from that of d1 22. It should be noted that these three intrinsic characteristics of the holes 24 can be added.
  • the number of bores 24 on the same row may be, over the entire circumference of the wall, of the order of 860 when the number of cooling orifices 22 is of the order of 576. .
  • the inclination of the bores 24 relative to a normal to the walls 6, 8 is zero (that is to say that the holes are substantially perpendicular to the walls), while the inclination ⁇ of the cooling orifices 22 relative to at this same normal is between 30 ° and 70 °.
  • the bores 24 of the same row have an identical diameter d2 and are spaced by a constant pitch p2 .
  • Such holes are typically made by laser using a machine programmed according to the position of each of the holes to be made.
  • the characteristics of the holes according to the invention make it possible, with respect to a localized treatment (for which the bores are made only in the direct vicinity of each of the primary and dilution holes), to considerably simplify the programming of the machine, and thus to reduce the costs and manufacturing delays.

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
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Description

    Arrière-plan de l'invention
  • La présente invention se rapporte au domaine général des chambres de combustion de turbomachine. Elle vise plus particulièrement une paroi annulaire pour chambre de combustion refroidie par un procédé dit de « multiperforation ».
  • Typiquement, une chambre de combustion annulaire de turbomachine est formée d'une paroi annulaire interne et d'une paroi annulaire externe qui sont reliées en amont par une paroi transversale formant fond de chambre.
  • Les parois interne et externe sont chacune pourvues d'une pluralité de trous et d'orifices divers permettant à de l'air circulant autour de la chambre de combustion de pénétrer à l'intérieur de celle-ci.
  • Ainsi, des trous dits « primaires » et « de dilution » sont formés dans ces parois pour acheminer de l'air à l'intérieur de la chambre de combustion. L'air empruntant les trous primaires contribue à créer un mélange air/carburant qui est brûlé dans la chambre, tandis que l'air provenant des trous de dilution est destiné à favoriser la dilution de ce même mélange air/carburant.
  • Les parois interne et externe, qui sont généralement métalliques, sont soumises aux températures élevées des gaz provenant de la combustion du mélange air/carburant. Afin d'assurer leur refroidissement, des orifices supplémentaires dits de multiperforation sont également percés au travers des parois sur toute leur surface. Ces orifices de multiperforation permettent à l'air circulant à l'extérieur de la chambre de pénétrer à l'intérieur de celle-ci en formant le long des parois des films d'air de refroidissement.
  • En pratique, il a été constaté que la zone des parois interne et externe qui est située directement en aval de chacun des trous primaires et de dilution bénéficie d'un faible niveau refroidissement avec le risque de formation de criques que cela implique.
  • Afin de résoudre ce problème, le document US 6,145,319 propose de pratiquer des trous de transition dans la zone des parois située directement en aval de chacun des trous primaires et de dilution, ces trous de transition ayant une inclinaison plus importante que celle des orifices de multiperforation. Etant donné qu'il s'agit d'un traitement localisé, cette proposition est cependant particulièrement onéreuse à réaliser et augmente la durée de fabrication.
  • Du document de brevet EP1632720 est connue une paroi annulaire de chambre de combustion de turbomachine, étant munie d'une pluralité de trous primaires et de trous de dilution. Des orifices de refroidissement sont répartis selon des rangées circonférentielles, le nombre de ces orifices étant identique dans chaque rangée. Une pluralité de perçages est disposée directement en aval des trous primaires et des trous de dilution. Ces perçages sont répartis selon des rangées circonférentielles. Les perçages d'une même rangée présentent un diamètre sensiblement identique, et sont espacés d'un pas constant tout au long de la rangée. Des variations en inclinaison ou fréquence de dites perçages par rapport aux autres orifices de refroidissement ne sont pas discutées dans le document. Les documents de brevet EP 1001222 et US 5775108 décrivent des parois annulaires de chambre de combustion pareilles, et il y sont discutées des variations en nombre (EP) ou en inclinaison (US) des orifices de refroidissement.
    • Objet et résumé de l'invention
  • La présente invention a donc pour but principal de pallier de tels inconvénients en proposant une paroi annulaire de chambre de combustion munie de perçages supplémentaires destinés à refroidir les zones situées directement en aval des trous primaires et de dilution.
  • A cet effet, il est prévu une paroi annulaire de chambre de combustion de turbomachine. selon la revendication 1.
  • Par caractéristiques intrinsèques des perçages, on entend le nombre, l'inclinaison et le diamètre de ces perçages. La présence de perçages ayant des caractéristiques intrinsèques différentes de celles des orifices de refroidissement et disposés directement en aval des trous primaires et de dilution permet d'assurer un refroidissement efficace de ces zones. Tout risque de formation de criques est ainsi évité. En outre, les perçages spécifiques sont répartis selon des rangées circonférentielles, présentent un même diamètre et sont espacés d'un pas constant ce qui facilite grandement les opérations de perçage et réduit donc les coûts et les délais de fabrication de la paroi.
  • Selon l'invention, le nombre de perçages d'une même rangée peut être différent du nombre d'orifices de refroidissement des rangées adjacentes, et/ou l'inclinaison des perçages d'une même rangée par rapport à une normale à la paroi peut être différente de celle des orifices de refroidissement des rangées adjacentes.
  • Le diamètre des perçages d'une même rangée peut être différent de celui des orifices de refroidissement des rangées adjacentes.
  • La présente invention a également pour objet une chambre de combustion et une turbomachine (ayant une chambre de combustion) comportant une paroi annulaire telle que définie précédemment.
    • Brève description des dessins
  • 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 en coupe longitudinale d'une chambre de combustion de turbomachine dans son environnement ;
    • la figure 2 est une vue partielle et en développé de l'une des parois annulaires de la chambre de combustion de la figure 1 selon un mode de réalisation de l'invention ; et
    • la figure 3 est une vue en coupe selon III-III de la figure 2.
    Description détaillée d'un mode de réalisation
  • La figure 1 illustre une chambre de combustion pour turbomachine. Une telle turbomachine comporte notamment une section de compression (non représentée) dans laquelle de l'air est comprimé avant d'être injecté dans un carter de chambre 2, puis dans une chambre de combustion 4 montée à l'intérieur de celui-ci.
  • L'air comprimé est introduit dans la chambre de combustion et mélangé à du carburant avant d'y être brûlé. Les gaz issus de cette combustion sont alors dirigés vers une turbine haute-pression 5 disposée en sortie de la chambre de combustion 4.
  • La chambre de combustion 4 est de type annulaire. Elle est formée d'une paroi annulaire interne 6 et d'une paroi annulaire externe 8 qui sont réunies en amont par une paroi transversale 10 formant fond de chambre.
  • Les parois interne 6 et externe 8 s'étendent selon un axe longitudinal X-X légèrement incliné par rapport à l'axe longitudinal Y-Y de la turbomachine. Le fond de chambre 10 est pourvu d'une pluralité d'ouvertures 12 dans lesquelles sont montés des injecteurs de carburant 14.
  • Le carter de chambre 2, qui est formé d'une enveloppe interne 2a et d'une enveloppe externe 2b, ménage avec la chambre de combustion 4 un espace annulaire 16 dans lequel est admis de l'air comprimé destiné à la combustion, à la dilution et au refroidissement de la chambre.
  • Les parois interne 6 et externe 8 présentent chacune un côté froid 6a, 8a disposé du côté de l'espace annulaire 16 dans lequel circule l'air comprimé et un côté chaud 6b, 8b tourné vers l'intérieur de la chambre de combustion 4 (figure 3).
  • La chambre de combustion 4 se divise en une zone dite « primaire » (ou zone de combustion) et une zone dite « secondaire » (ou zone de dilution) située en aval de la précédente (l'aval s'entend par rapport à la direction générale d'écoulement des gaz issus de la combustion du mélange air/carburant à l'intérieur de la chambre de combustion).
  • L'air qui alimente la zone primaire de la chambre de combustion 4 est introduit par une ou plusieurs rangées circonférentielles de trous primaires 18 pratiqués dans les parois interne 6 et externe 8 de la chambre. Quant à l'air alimentant la zone secondaire de la chambre, il emprunte une pluralité de trous de dilution 20 également formés dans les parois interne 6 et externe 8. Ces trous de dilution 20 sont alignés selon une ou plusieurs rangées circonférentielles qui sont décalées axialement vers l'aval par rapport aux rangées des trous primaires 18.
  • Les trous primaires 18 et les trous de dilution 20 sont répartis sur les parois interne 6 et externe 8 selon des rangées s'étendant sur toute la circonférence des parois.
  • Afin de refroidir les parois interne 6 et externe 8 de la chambre de combustion qui sont soumises aux températures élevées des gaz de combustion, il est prévu une pluralité d'orifices de refroidissement 22 (figures 2 et 3).
  • Ces orifices 22, qui assurent un refroidissement des parois 6, 8 par multiperforation, sont répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres. Ces rangées d'orifices de multiperforation couvrent presque toute la surface des parois 6, 8 de la chambre.
  • Le nombre et le diamètre d1 des orifices de refroidissement 22 sont identiques dans chacune des rangées. Le pas p1 entre deux orifices 22 d'une même rangée est également identique sur toute la rangée. Par ailleurs, les rangées adjacentes d'orifices de refroidissement sont arrangées de façon à ce que les orifices 22 soient disposés en quinconce comme représenté sur la figure 1.
  • Comme illustré sur la figure 3, les orifices de refroidissement 22 présentent généralement un angle d'inclinaison α par rapport à une normale N à la paroi annulaire 6, 8 au travers de laquelle ils sont percés. Cette inclinaison α permet à l'air empruntant ces orifices de former un film d'air le long du côté chaud 6b, 8b de la paroi annulaire 6, 8. Par rapport à des orifices non inclinés, elle permet également d'augmenter la surface de la paroi annulaire qui est refroidie.
  • En outre, l'inclinaison α des orifices de refroidissement 22 est dirigée de sorte que le film d'air ainsi formé s'écoule dans le sens d'écoulement des gaz de combustion à l'intérieur de la chambre (schématisé par la flèche sur la figure 3).
  • A titre d'exemple, pour une paroi annulaire 6, 8 réalisée en matériau métallique ou céramique et ayant une épaisseur comprise entre 0,8 et 3,5mm, le diamètre d1 des orifices de refroidissement 22 peut être compris entre 0,3 et 1 mm, le pas p1 compris entre 1 et 10 mm et leur inclinaison α comprise entre -80° et +80°. A titre de comparaison, pour une paroi annulaire ayant les même caractéristiques, les trous primaires 18 et les trous de dilution 20 possèdent un diamètre de l'ordre de 5 à 20 mm.
  • Selon l'invention, chaque paroi annulaire 6, 8 de la chambre de combustion comporte en outre une pluralité de perçages 24 qui sont disposés directement en aval des trous primaires 18 et de dilution 20 et qui sont répartis selon des rangées circonférentielles.
  • Les perçages 24 d'une même rangée présentent un diamètre d2 sensiblement identique, sont espacés d'un pas p2 constant et présentent des caractéristiques intrinsèques différentes de celles des orifices de refroidissement 22 des rangées adjacentes.
  • Pour chaque trou primaire 18 et de dilution 20, ces perçages 24 sont ainsi répartis selon une ou plusieurs rangées (par exemple de 1 à 3 rangées) qui sont disposées directement en aval dudit trou 18, 20.
  • Les caractéristiques intrinsèques de ces perçages 24 sont différentes de celles des orifices de refroidissement 22, c'est-à-dire que le nombre de perçages d'une même rangée est différent de celui d'une rangée d'orifices de refroidissement, et/ou l'inclinaison des perçages d'une même rangée par rapport à une normale N à la paroi 6, 8 est différente de celle des orifices de refroidissement, et/ou le diamètre d2 des perçages d'une même rangée est différent de celui d1 des orifices de refroidissement 22. Il est à noter que ces trois caractéristiques intrinsèques des perçages 24 peuvent s'additionner.
  • Ainsi, selon un exemple de réalisation, le nombre de perçages 24 sur une même rangée peut être, sur toute la circonférence de la paroi, de l'ordre de 860 lorsque le nombre d'orifices de refroidissement 22 est de l'ordre de 576.
  • Selon un autre exemple de réalisation illustré sur la figure 3, l'inclinaison des perçages 24 par rapport à une normale aux parois 6, 8 est nulle (c'est-à-dire que les perçages sont sensiblement perpendiculaires aux parois), tandis que l'inclinaison α des orifices de refroidissement 22 par rapport à cette même normale est comprise entre 30° et 70°.
  • Comme indiqué précédemment, les perçages 24 d'une même rangée présentent un diamètre d2 identique et sont espacés d'un pas p2 constant. De tels perçages sont typiquement réalisés au laser à l'aide d'une machine programmée en fonction de la position de chacun des perçages à réaliser. Aussi, les caractéristiques des perçages selon l'invention permettent, par rapport à un traitement localisé (pour lequel les perçages sont réalisés uniquement dans le voisinage direct de chacun des trous primaires et de dilution), de simplifier considérablement la programmation de la machine, et donc de réduire les coûts et les délais de fabrication.

Claims (3)

  1. Paroi annulaire (6, 8) de chambre de combustion (4) de turbomachine, comportant un côté froid (6a, 8a) et un côté chaud (6b, 8b), ladite paroi étant munie :
    d'une pluralité de trous primaires (18) et de trous de dilution (20) pour permettre à de l'air circulant du côté froid (6a, 8a) de la paroi (6, 8) de pénétrer du côté chaud (6b, 8b) afin d'assurer respectivement la combustion et la dilution d'un mélange air/carburant, les trous primaires (18) et les trous de dilution (20) étant répartis selon des rangées circonférentielles ;
    d'une pluralité d'orifices de refroidissement (22) pour permettre à l'air circulant du côté froid (6a, 8a) de la paroi (6, 8) de pénétrer du côté chaud (6b, 8b) afin de former un film d'air de refroidissement le long de ladite paroi, lesdits orifices de refroidissement (22) étant répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres, le nombre d'orifices de refroidissement (22) étant identique dans chaque rangée ; et
    d'une pluralité de perçages (24) disposés directement en aval des trous primaires (18) et des trous de dilution (20) et répartis selon des rangées circonférentielles, les perçages (24) d'une même rangée présentant un diamètre (d2) sensiblement identique et étant espacé d'un pas (p2) constant,
    le nombre de perçages (24) d'une même rangée étant différent du nombre d'orifices de refroidissement (22) des rangées adjacentes, et/ou
    l'inclinaison des perçages (24) d'une même rangée par rapport à une normale (N) à la paroi étant différente de celle des orifices de refroidissement (22) des rangées adjacentes.
  2. Chambre de combustion (4) de turbomachine, comportant au moins une paroi annulaire (6, 8) selon la revendication 1.
  3. Turbomachine comportant une chambre de combustion (4) ayant au moins une paroi annulaire (6, 8) selon la revendication 1.
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Families Citing this family (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7614235B2 (en) * 2005-03-01 2009-11-10 United Technologies Corporation Combustor cooling hole pattern
US8171634B2 (en) * 2007-07-09 2012-05-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of producing effusion holes
US7905094B2 (en) * 2007-09-28 2011-03-15 Honeywell International Inc. Combustor systems with liners having improved cooling hole patterns
FR2922630B1 (fr) * 2007-10-22 2015-11-13 Snecma Paroi de chambre de combustion a dilution et refroidissement optimises,chambre de combustion et turbomachine en etant munies
FR2922629B1 (fr) * 2007-10-22 2009-12-25 Snecma Chambre de combustion a dilution optimisee et turbomachine en etant munie
US8616004B2 (en) * 2007-11-29 2013-12-31 Honeywell International Inc. Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors
US8127554B2 (en) * 2007-11-29 2012-03-06 Honeywell International Inc. Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors
US8056342B2 (en) * 2008-06-12 2011-11-15 United Technologies Corporation Hole pattern for gas turbine combustor
US8091367B2 (en) * 2008-09-26 2012-01-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor with improved cooling holes arrangement
US8438856B2 (en) * 2009-03-02 2013-05-14 General Electric Company Effusion cooled one-piece can combustor
FR2972027B1 (fr) * 2011-02-25 2013-03-29 Snecma Chambre annulaire de combustion de turbomachine comprenant des orifices de dilution ameliores
FR2974162B1 (fr) * 2011-04-14 2018-04-13 Safran Aircraft Engines Virole de tube a flamme dans une chambre de combustion de turbomachine
FR2975465B1 (fr) * 2011-05-19 2018-03-09 Safran Aircraft Engines Paroi pour chambre de combustion de turbomachine comprenant un agencement optimise d'orifices d'entree d'air
US9062884B2 (en) 2011-05-26 2015-06-23 Honeywell International Inc. Combustors with quench inserts
FR2981733B1 (fr) 2011-10-25 2013-12-27 Snecma Module de chambre de combustion de turbomachine d'aeronef et procede de conception de celui-ci
FR2982008B1 (fr) * 2011-10-26 2013-12-13 Snecma Paroi annulaire de chambre de combustion a refroidissement ameliore au niveau des trous primaires et de dilution
FR2991028B1 (fr) * 2012-05-25 2014-07-04 Snecma Virole de chambre de combustion de turbomachine
US10260748B2 (en) * 2012-12-21 2019-04-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor with tailored temperature profile
WO2014149081A1 (fr) * 2013-03-15 2014-09-25 Rolls-Royce Corporation Chambre de combustion à doublet de contre-tourbillon
WO2014143209A1 (fr) * 2013-03-15 2014-09-18 Rolls-Royce Corporation Chemisage de chambre de combustion de moteur à turbine à gaz
US10317080B2 (en) 2013-12-06 2019-06-11 United Technologies Corporation Co-swirl orientation of combustor effusion passages for gas turbine engine combustor
US20160178199A1 (en) * 2014-12-17 2016-06-23 United Technologies Corporation Combustor dilution hole active heat transfer control apparatus and system
FR3035707B1 (fr) * 2015-04-29 2019-11-01 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion coudee d'une turbomachine
US10670267B2 (en) * 2015-08-14 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Combustor hole arrangement for gas turbine engine
GB201518345D0 (en) * 2015-10-16 2015-12-02 Rolls Royce Combustor for a gas turbine engine
JP6026028B1 (ja) * 2016-03-10 2016-11-16 三菱日立パワーシステムズ株式会社 燃焼器用パネル、燃焼器、燃焼装置、ガスタービン、及び燃焼器用パネルの冷却方法
DE102016219424A1 (de) * 2016-10-06 2018-04-12 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammeranordnung einer Gasturbine sowie Fluggasturbine
US11015529B2 (en) 2016-12-23 2021-05-25 General Electric Company Feature based cooling using in wall contoured cooling passage
US20180266687A1 (en) * 2017-03-16 2018-09-20 General Electric Company Reducing film scrubbing in a combustor
US10816202B2 (en) * 2017-11-28 2020-10-27 General Electric Company Combustor liner for a gas turbine engine and an associated method thereof
US11255543B2 (en) 2018-08-07 2022-02-22 General Electric Company Dilution structure for gas turbine engine combustor
DE102019105442A1 (de) * 2019-03-04 2020-09-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zur Herstellung eines Triebwerksbauteils mit einer Kühlkanalanordnung und Triebwerksbauteil
EP3848556A1 (fr) * 2020-01-13 2021-07-14 Ansaldo Energia Switzerland AG Moteur à turbine à gaz ayant une pièce de transition avec trous de refroidissement obliques
CN116202106B (zh) * 2023-03-08 2024-05-03 中国科学院工程热物理研究所 一种气膜孔与掺混孔耦合设计的发动机燃烧室火焰筒结构

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1632720A1 (fr) * 2004-09-03 2006-03-08 General Electric Company Réglage du débit d'air dans un élément de turbine par dépôt d'une couche superficielle métallique

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1493144A (fr) * 1966-08-19 1967-08-25 Lucas Industries Ltd Perfectionnements aux appareils de combustion pour moteurs de turbines à gaz
US3572031A (en) * 1969-07-11 1971-03-23 United Aircraft Corp Variable area cooling passages for gas turbine burners
GB1492049A (en) * 1974-12-07 1977-11-16 Rolls Royce Combustion equipment for gas turbine engines
US4244178A (en) * 1978-03-20 1981-01-13 General Motors Corporation Porous laminated combustor structure
US4180972A (en) * 1978-06-08 1980-01-01 General Motors Corporation Combustor support structure
US4269032A (en) * 1979-06-13 1981-05-26 General Motors Corporation Waffle pattern porous material
US4302940A (en) * 1979-06-13 1981-12-01 General Motors Corporation Patterned porous laminated material
US4296606A (en) * 1979-10-17 1981-10-27 General Motors Corporation Porous laminated material
US5241827A (en) * 1991-05-03 1993-09-07 General Electric Company Multi-hole film cooled combuster linear with differential cooling
US5261223A (en) * 1992-10-07 1993-11-16 General Electric Company Multi-hole film cooled combustor liner with rectangular film restarting holes
FR2733582B1 (fr) * 1995-04-26 1997-06-06 Snecma Chambre de combustion comportant une multiperforation d'inclinaison axiale et tangentielle variable
US6192689B1 (en) * 1998-03-18 2001-02-27 General Electric Company Reduced emissions gas turbine combustor
US6474070B1 (en) * 1998-06-10 2002-11-05 General Electric Company Rich double dome combustor
US6145319A (en) * 1998-07-16 2000-11-14 General Electric Company Transitional multihole combustion liner
US6205789B1 (en) * 1998-11-13 2001-03-27 General Electric Company Multi-hole film cooled combuster liner
US6434821B1 (en) * 1999-12-06 2002-08-20 General Electric Company Method of making a combustion chamber liner
US6427446B1 (en) * 2000-09-19 2002-08-06 Power Systems Mfg., Llc Low NOx emission combustion liner with circumferentially angled film cooling holes
US6408629B1 (en) * 2000-10-03 2002-06-25 General Electric Company Combustor liner having preferentially angled cooling holes
US6620457B2 (en) * 2001-07-13 2003-09-16 General Electric Company Method for thermal barrier coating and a liner made using said method
US6513331B1 (en) * 2001-08-21 2003-02-04 General Electric Company Preferential multihole combustor liner
US7093439B2 (en) * 2002-05-16 2006-08-22 United Technologies Corporation Heat shield panels for use in a combustor for a gas turbine engine
US7895841B2 (en) * 2006-07-14 2011-03-01 General Electric Company Method and apparatus to facilitate reducing NOx emissions in turbine engines

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1632720A1 (fr) * 2004-09-03 2006-03-08 General Electric Company Réglage du débit d'air dans un élément de turbine par dépôt d'une couche superficielle métallique

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