EP1818614A1 - Chambre de combustion annulaire de turbomachine à fixations alternées - Google Patents

Chambre de combustion annulaire de turbomachine à fixations alternées Download PDF

Info

Publication number
EP1818614A1
EP1818614A1 EP07101652A EP07101652A EP1818614A1 EP 1818614 A1 EP1818614 A1 EP 1818614A1 EP 07101652 A EP07101652 A EP 07101652A EP 07101652 A EP07101652 A EP 07101652A EP 1818614 A1 EP1818614 A1 EP 1818614A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
chamber
fairing
combustion chamber
longitudinal walls
fasteners
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
EP07101652A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP1818614B1 (fr
Inventor
Florian Bessagnet
Mario De Sousa
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 SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of EP1818614A1 publication Critical patent/EP1818614A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP1818614B1 publication Critical patent/EP1818614B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
    • 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
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00005—Preventing fatigue failures or reducing mechanical stress in gas turbine components
    • 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
    • F23R2900/00017—Assembling combustion chamber liners or subparts

Definitions

  • the present invention relates to the general field of turbomachine annular combustion chambers provided with a one-piece fairing protection of fuel injection systems.
  • An annular turbomachine combustion chamber is generally formed of two longitudinal walls of revolution (an outer wall and an inner wall) which are connected upstream by a transverse wall forming a chamber bottom.
  • the present invention relates more particularly to combustion chambers which also comprise a monobloc fairing mounted upstream of the chamber bottom.
  • the fairing allows in particular to protect the fuel injection systems that are mounted on the chamber floor.
  • the assembly of these different elements of the combustion chamber is performed by means of bolting mounted at the inner and outer walls.
  • the chamber base and the fairing each comprise an internal flange and an external flange on which are fixed by bolting respectively the inner wall and the outer wall of the combustion chamber, these longitudinal walls being interposed between the fairing and the bedroom floor.
  • this type of combustion chamber architecture poses many problems.
  • the various elements of the combustion chamber have significant manufacturing tolerances, which leads to a stack of tolerances resulting in poor docking between these elements during assembly of the combustion chamber, which causes a loss in clamping passing between the flanges.
  • the part of the clamping which is used to deform the chamber is subtracted from the reaction force between its components. When this reaction force decreases, the effort required to slide the pieces together is therefore less.
  • An extra tightening torque is therefore necessary to make up for the games coming from manufacturing tolerances of the components and thus keep the proper tightening force for the passage of sliding forces passing through the connection. Therefore, in operation, the vibrations caused by the combustion of the gases inside the combustion chamber cause the formation of cracks in the bolting on the shroud and / or the chamber bottom. Such cracks are particularly detrimental to the life of the combustion chamber.
  • the main object of the present invention is therefore to overcome such disadvantages by proposing an annular combustion chamber architecture which is easy to mount and has sufficient flexibility to prevent the formation of cracks while maintaining a useful clamping efficiency.
  • annular turbomachine combustion chamber formed of internal and external longitudinal walls connected upstream by a transverse chamber bottom and comprising a one-piece fairing covering said chamber bottom, the longitudinal walls being each inserted between flanges.
  • the longitudinal walls, the chamber base and the fairing are assembled together by means of a plurality of first fasteners between the longitudinal walls and the chamber bottom alternating with a plurality of second distinct fastenings of the first fasteners between the longitudinal walls and the fairing.
  • first fastenings between the longitudinal walls and the bottom of the chamber that seconds fastenings between the longitudinal walls and the fairing.
  • the first fasteners between the inner longitudinal wall and the chamber bottom are located vis-à-vis the second fastenings between the outer longitudinal wall and the fairing
  • the second fastenings between the wall internal longitudinal and the fairing are located vis-à-vis the first fasteners between the outer longitudinal wall and the chamber bottom.
  • the flanges of the chamber bottom preferably comprise notches made at the second fastenings between the longitudinal walls and the shroud.
  • the flanges of the fairing advantageously comprise notches made at the first fasteners between the longitudinal walls and the bottom chamber. The presence of notches thus facilitates the assembly of the combustion chamber.
  • the present invention also relates to a turbomachine having an annular combustion chamber as defined above.
  • Figures 1 to 4 illustrate a combustion chamber for a turbomachine according to the invention.
  • Such a turbomachine for example aeronautical, 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. of it.
  • 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.
  • 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 (with respect to the direction of flow of the combustion gases in the combustion chamber) by a transverse annular wall 10 forming a bottom wall. bedroom.
  • the combustion chamber also comprises an annular and monoblock fairing 12 (that is to say made in one and the same piece) covering the chamber bottom 10.
  • the longitudinal walls 6, 8 of the combustion chamber extend along a longitudinal axis X-X which may be slightly inclined relative to the longitudinal axis Y-Y of the turbomachine as shown in FIG.
  • the present invention also applies to combustion chambers whose longitudinal walls are not inclined relative to the longitudinal axis of the turbomachine.
  • bottom chamber 10 and the fairing 12 of the combustion chamber are each provided with a plurality of openings, respectively 14 and 16, for the passage of fuel injection systems 18.
  • the main components of the combustion chamber i.e. the longitudinal walls 6, 8, the chamber bottom 10 and the fairing 12 are assembled together by means of a plurality of fixing systems 20 regularly distributed over the entire circumference of the combustion chamber and each formed of a screw 20a and a clamping nut 20b.
  • the chamber bottom 10 has an internal flange 22 and an external flange 24 extending longitudinally upstream and each provided with holes 22a and 24a, respectively, for the fixing screw passage 20a.
  • the one-piece fairing 12 comprises an inner flange 26 and an outer flange 28 which extend longitudinally downstream and which are each provided with holes, respectively 26a and 28a, for the passage of the fastening screws 20a.
  • the longitudinal walls 6, 8 of the combustion chamber are also drilled at their upstream end of a plurality of holes, respectively 6a and 8a, for the passage of the fixing screws 20a.
  • the longitudinal walls 6, 8, the chamber bottom 10 and the shroud 12 are assembled alternately two by two by the fastening systems 20.
  • the fastening systems 20 for assembling these elements are divided into two groups: a first group of fastening systems 20 'which grip only the longitudinal walls 6, 8 and the corresponding flanges 22, 24 of the chamber bottom 10, and a second group of fastening systems 20 "which grip only the longitudinal walls 6, 8 and the corresponding flanges 26, 28 of the shroud 12, the fastening systems 20" of the second group being distinct from the fixing systems 20 'of the first group and arranged alternately therewith.
  • each of the fastening systems 20 ', 20 "belonging to these groups passes through only two of the elements constituting the chamber of combustion, namely either one of the longitudinal walls 6, 8 and the corresponding flange 22, 24 of the chamber bottom 10, or one of the longitudinal 6, 8 and the corresponding flange 26, 28 of the shroud 12.
  • fastening systems 20 'belonging to the first group that is to say fastening systems between the longitudinal walls 6, 8 and the bottom
  • fastening systems 20 "belonging to the second group that is to say fastening systems between the longitudinal walls 6, 8 and the fairing 12
  • it can be provided eight systems of fixing for each group.
  • the fastening systems 20 'between the inner longitudinal wall 6 and the chamber bottom 10 are located opposite the fixing systems 20 "between the outer longitudinal wall 8 and the fairing 12, and the fastening systems 20 "between the inner longitudinal wall 6 and the shroud 12 are located vis-à-vis the fastening systems 20 'between the outer longitudinal wall 8 and the bottom of room 10.
  • located vis-à-vis means that the fastening systems are aligned in the same radial direction defined with respect to the longitudinal axis Y-Y of the turbomachine as shown in Figure 4.
  • the inner flange 22 and the outer flange 24 of the chamber bottom 10 comprise notches, respectively 30 and 32, which are formed at the level of the fastening systems 20 "between the longitudinal walls 6 , 8 and the fairing 12.
  • the inner flange 26 and the outer flange 28 of the fairing 12 preferably have notches, respectively 34 and 36, which are formed at the fastening systems 20 'between the longitudinal walls 6, 8 and the bottom chamber 10 .

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Details Of Aerials (AREA)
  • Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)

Abstract

L'invention concerne une chambre de combustion annulaire de turbomachine formée de parois longitudinales interne (6) et externe (8) reliées en amont par un fond de chambre transversal (10) et comportant un carénage monobloc (12) couvrant ledit fond de chambre, les parois longitudinales (6, 8) étant chacune insérée entre des brides correspondantes (22, 24 ; 26, 28) du fond de chambre (10) et du carénage (12). Les parois longitudinales (6, 8), le fond de chambre (10) et le carénage (12) sont assemblés entre eux par l'intermédiaire d'une pluralité de premières fixations (20a ; 20b) entre les parois longitudinales (6, 8) et le fond de chambre (10) alternant avec une pluralité de secondes fixations (20a ; 20b) distinctes des premières fixations entre les parois longitudinales (6, 8) et le carénage (12).

Description

    Arrière-plan de l'invention
  • La présente invention se rapporte au domaine général des chambres de combustion annulaires pour turbomachine munies d'un carénage monobloc de protection des systèmes d'injection de carburant.
  • Une chambre de combustion annulaire de turbomachine est généralement formée de deux parois longitudinales de révolution (une paroi externe et une paroi interne) qui sont reliées en amont par une paroi transversale formant fond de chambre.
  • La présente invention vise plus particulièrement les chambres de combustion qui comportent également un carénage monobloc monté en amont du fond de chambre. Le carénage permet notamment de protéger les systèmes d'injection de carburant qui sont montés sur le fond de chambre.
  • L'assemblage de ces différents éléments de la chambre de combustion s'effectue au moyen de boulonnages montés au niveau des parois interne et externe. De façon plus précise, le fond de chambre et le carénage comportent chacun une bride interne et une bride externe sur lesquelles sont fixées par boulonnage respectivement la paroi interne et la paroi externe de la chambre de combustion, ces parois longitudinales étant intercalées entre le carénage et le fond de chambre. Ainsi, un même boulonnage traverse à la fois l'une des parois longitudinales, le fond de chambre et le carénage de la chambre de combustion.
  • En pratique, ce type d'architecture de chambre de combustion pose de nombreux problèmes. Notamment, les différents éléments de la chambre de combustion ont des tolérances de fabrication importantes, ce qui conduit à un empilage des tolérances ayant pour conséquence un mauvais accostage entre ces éléments lors du montage de la chambre de combustion, ce qui engendre une perte au niveau du serrage transitant entre les brides. En effet, la part du serrage qui est utilisée pour déformer la chambre est soustraite de l'effort de réactions entre ses composants. Lorsque cet effort de réaction diminue, l'effort nécessaire pour faire glisser les pièces entre elles est donc moindre. Un couple de serrage supplémentaire est donc nécessaire pour rattraper les jeux provenant des tolérances de fabrication des composants et ainsi garder le bon effort de serrage pour le passage des efforts de glissement transitant dans la liaison. De ce fait, en fonctionnement, les vibrations causées par la combustion des gaz à l'intérieur de la chambre de combustion entraînent la formation de criques au niveau des boulonnages sur le carénage et/ou le fond de chambre. De telles criques sont particulièrement préjudiciables à la durée de vie de la chambre de combustion.
    • Objet et résumé de l'invention
  • La présente invention a donc pour but principal de pallier de tels inconvénients en proposant une architecture de chambre de combustion annulaire de montage facilité et ayant une souplesse suffisante pour éviter la formation de criques tout en gardant une efficacité de serrage utile.
  • A cet effet, il est prévu une chambre de combustion annulaire de turbomachine formée de parois longitudinales interne et externe reliées en amont par un fond de chambre transversal et comportant un carénage monobloc couvrant ledit fond de chambre, les parois longitudinales étant chacune insérée entre des brides correspondantes du fond de chambre et du carénage, caractérisée en ce que les parois longitudinales, le fond de chambre et le carénage sont assemblés entre eux par l'intermédiaire d'une pluralité de premières fixations entre les parois longitudinales et le fond de chambre alternant avec une pluralité de secondes fixations distinctes des premières fixations entre les parois longitudinales et le carénage.
  • Alterner la fixation des parois longitudinales sur le fond de chambre et le carénage de la chambre de combustion permet de réduire l'empilage des tolérances de fabrication de ces éléments d'un tiers. Il en résulte une rigidité moindre de l'assemblage et ainsi un meilleur accostage entre ces éléments lors du montage de la chambre et une réduction des risques de formation de criques.
  • Par ailleurs, une solution consistant simplement à réduire les tolérances de fabrication des éléments de la chambre de combustion s'avèrerait beaucoup plus coûteuse à réaliser que la mise en oeuvre de la présente invention.
  • Selon une disposition avantageuse de l'invention, il est prévu autant de premières fixations entre les parois longitudinales et le fond de chambre que de secondes fixations entre les parois longitudinales et le carénage.
  • Selon une autre disposition avantageuse de l'invention, les premières fixations entre la paroi longitudinale interne et le fond de chambre sont situées en vis-à-vis des secondes fixations entre la paroi longitudinale externe et le carénage, et les secondes fixations entre la paroi longitudinale interne et le carénage sont situées en vis-à-vis des premières fixations entre la paroi longitudinale externe et le fond de chambre. Cette disposition permet d'éviter toute dissymétrie cyclique des souplesses et rigidités azimutales et donc de prévenir tout phénomène d'endommagement que peuvent générer les sollicitations vibratoires de la chambre de combustion lors de son fonctionnement.
  • Les brides du fond de chambre comportent de préférence des encoches pratiquées au niveau des secondes fixations entre les parois longitudinales et le carénage. De même, les brides du carénage comportent avantageusement des encoches pratiquées au niveau des premières fixations entre les parois longitudinales et le fond de chambre. La présence d'encoches permet ainsi de faciliter l'assemblage de la chambre de combustion.
  • La présente invention a également pour objet une turbomachine ayant une chambre de combustion 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 selon l'invention ;
    • la figure 2 est une vue partielle et en perspective de la chambre de combustion de la figure 1 avant son assemblage ;
    • la figure 3 est une vue partielle et en perspective de la chambre de combustion de la figure 2 après son assemblage ; et
    • la figure 4 est une vue schématique de la chambre de combustion de la figure 1 montrant l'emplacement des différentes fixations entre les éléments la constituant.
    Description détaillée d'un mode de réalisation
  • Les figures 1 à 4 illustrent une chambre de combustion pour turbomachine selon l'invention.
  • Une telle turbomachine, par exemple aéronautique, 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.
  • 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 rapport au sens d'écoulement des gaz de combustion dans la chambre de combustion) par une paroi annulaire transversale 10 formant fond de chambre.
  • La chambre de combustion comporte également un carénage annulaire et monobloc 12 (c'est-à-dire réalisé en une seule et même pièce) couvrant le fond de chambre 10.
  • Les parois longitudinales 6, 8 de la chambre de combustion s'étendent selon un axe longitudinal X-X qui peut être légèrement incliné par rapport à l'axe longitudinal Y-Y de la turbomachine comme représenté sur la figure 1.
  • Bien entendu, la présente invention s'applique également aux chambres de combustion dont les parois longitudinales ne sont pas inclinées par rapport à l'axe longitudinal de la turbomachine.
  • Par ailleurs, le fond de chambre 10 et le carénage 12 de la chambre de combustion sont chacun pourvus d'une pluralité d'ouvertures, respectivement 14 et 16, pour le passage de systèmes d'injection de carburant 18.
  • Les composants principaux de la chambre de combustion (à savoir ; les parois longitudinales 6, 8, le fond de chambre 10 et le carénage 12) sont assemblés entre eux à l'aide d'une pluralité de systèmes de fixation 20 régulièrement répartis sur toute la circonférence de la chambre de combustion et formés chacun d'une vis 20a et d'un écrou de serrage 20b.
  • De façon plus précise, comme représenté sur les figures 2 et 3, le fond de chambre 10 comporte une bride interne 22 et une bride externe 24 s'étendant longitudinalement vers l'amont et munie chacune de trous, respectivement 22a et 24a, pour le passage de vis de fixation 20a.
  • De même, le carénage monobloc 12 comprend une bride interne 26 et une bride externe 28 qui s'étendent longitudinalement vers l'aval et qui sont chacune munie de trous, respectivement 26a et 28a, pour le passage des vis de fixation 20a.
  • Quant aux parois longitudinales 6, 8 de la chambre de combustion, elles sont également percées à leur extrémité amont d'une pluralité de trous, respectivement 6a et 8a, pour le passage des vis de fixation 20a.
  • L'assemblage de ces composants de la chambre de combustion s'effectue en intercalant les parois longitudinales 6, 8 entre les brides respectives du fond de chambre 10 et du carénage 12 comme représenté sur les figures 1 et 3. L'ensemble est alors maintenu par les vis de fixation 20a sur lesquelles sont serrées les écrous 20b.
  • Selon l'invention, les parois longitudinales 6, 8, le fond de chambre 10 et le carénage 12 sont assemblés alternativement deux par deux par les systèmes de fixation 20.
  • En d'autres termes, comme représenté par la figure 4, les systèmes de fixation 20 pour l'assemblage de ces éléments se répartissent en deux groupes : un premier groupe de systèmes de fixation 20' venant serrer uniquement les parois longitudinales 6, 8 et les brides correspondantes 22, 24 du fond de chambre 10, et un second groupe de systèmes de fixation 20" venant serrer uniquement les parois longitudinales 6, 8 et les brides correspondantes 26, 28 du carénage 12, les systèmes de fixation 20" du second groupe étant distincts des systèmes de fixation 20' du premier groupe et disposés en alternance avec ceux-ci.
  • Ainsi, chacun des systèmes de fixation 20', 20" appartenant à ces groupes ne traverse que deux des éléments constituant la chambre de combustion, à savoir soit l'une des parois longitudinales 6, 8 et la bride 22, 24 correspondante du fond de chambre 10, soit l'une des longitudinales 6, 8 et la bride 26, 28 correspondante du carénage 12.
  • Selon une caractéristique avantageuse de l'invention illustrée sur la figure 4, il est prévu autant de systèmes de fixation 20' appartenant au premier groupe (c'est-à-dire de systèmes de fixation entre les parois longitudinales 6, 8 et le fond de chambre 10) que de systèmes de fixation 20" appartenant au second groupe (c'est-à-dire de systèmes de fixations entre les parois longitudinales 6, 8 et le carénage 12). Par exemple, il peut être prévu huit systèmes de fixation pour chaque groupe.
  • Par ailleurs, on notera que pour obtenir une alternance de systèmes de fixation 20', 20" appartenant à chaque groupe qui soit uniforme sur toute la circonférence de la chambre de combustion, il est nécessaire d'avoir un nombre pair de systèmes de fixation.
  • Selon une autre caractéristique avantageuse de l'invention également illustrée sur la figure 4, les systèmes de fixations 20' entre la paroi longitudinale interne 6 et le fond de chambre 10 sont situées en vis-à-vis des systèmes de fixations 20" entre la paroi longitudinale externe 8 et le carénage 12, et les systèmes de fixations 20" entre la paroi longitudinale interne 6 et le carénage 12 sont situées en vis-à-vis des systèmes de fixations 20' entre la paroi longitudinale externe 8 et le fond de chambre 10.
  • Par l'expression « situés en vis-à-vis », on entend que les systèmes de fixation sont alignés selon une même direction radiale définie par rapport à l'axe longitudinal Y-Y de la turbomachine comme illustré sur la figure 4.
  • Selon encore une autre caractéristique avantageuse de l'invention, la bride interne 22 et la bride externe 24 du fond de chambre 10 comportent des encoches, respectivement 30 et 32, qui sont pratiquées au niveau des systèmes de fixation 20" entre les parois longitudinales 6, 8 et le carénage 12.
  • De même, la bride interne 26 et la bride externe 28 du carénage 12 comportent de préférence des encoches, respectivement 34 et 36, qui sont pratiquées au niveau des systèmes de fixation 20' entre les parois longitudinales 6, 8 et le fond de chambre 10.
  • La présence de telles encoches 30 à 36 sur les brides du fond de chambre et du carénage a pour avantage de faciliter l'assemblage de ces deux éléments de la chambre de combustion. Bien entendu, de telles encoches sont de dimensions suffisantes pour permettre le passage des vis 20a et des écrous 20b des systèmes de fixation.

Claims (6)

  1. Chambre de combustion annulaire de turbomachine formée de parois longitudinales interne (6) et externe (8) reliées en amont par un fond de chambre transversal (10) et comportant un carénage monobloc (12) couvrant ledit fond de chambre, les parois longitudinales (6, 8) étant chacune insérée entre des brides correspondantes (22, 24 ; 26, 28) du fond de chambre (10) et du carénage (12), caractérisée en ce que les parois longitudinales (6, 8), le fond de chambre (10) et le carénage (12) sont assemblés entre eux par l'intermédiaire d'une pluralité de premières fixations (20') entre les parois longitudinales (6, 8) et le fond de chambre (10) alternant avec une pluralité de secondes fixations (20") distinctes des premières fixations (20') entre les parois longitudinales (6, 8) et le carénage (12).
  2. Chambre selon la revendication 1, comportant autant de premières fixations (20') entre les parois longitudinales (6, 8) et le fond de chambre (10) que de secondes fixations (20") entre les parois longitudinales et le carénage (12).
  3. Chambre selon l'une des revendications 1 et 2, dans laquelle les premières fixations (20') entre la paroi longitudinale interne (6) et le fond de chambre (10) sont situées en vis-à-vis des secondes fixations (20") entre la paroi longitudinale externe (8) et le carénage (12), et les secondes fixations (20") entre la paroi longitudinale interne (6) et le carénage (12) sont situées en vis-à-vis des premières fixations (20') entre la paroi longitudinale externe (8) et le fond de chambre (10).
  4. Chambre selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans laquelle les brides (22, 24) du fond de chambre (10) comportent des encoches (30, 32) pratiquées au niveau des secondes fixations (20") entre les parois longitudinales (6, 8) et le carénage (12).
  5. Chambre selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans laquelle les brides (26, 28) du carénage (12) comportent des encoches (34, 36) pratiquées au niveau des premières fixations (20') entre les parois longitudinales (6, 8) et le fond de chambre (10).
  6. Turbomachine caractérisée en ce qu'elle comporte une chambre de combustion annulaire (4) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5.
EP07101652A 2006-02-08 2007-02-02 Chambre de combustion annulaire de turbomachine à fixations alternées Active EP1818614B1 (fr)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0650446A FR2897145B1 (fr) 2006-02-08 2006-02-08 Chambre de combustion annulaire de turbomachine a fixations alternees.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP1818614A1 true EP1818614A1 (fr) 2007-08-15
EP1818614B1 EP1818614B1 (fr) 2011-05-25

Family

ID=37102104

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP07101652A Active EP1818614B1 (fr) 2006-02-08 2007-02-02 Chambre de combustion annulaire de turbomachine à fixations alternées

Country Status (6)

Country Link
US (1) US7757495B2 (fr)
EP (1) EP1818614B1 (fr)
CN (1) CN101016998A (fr)
CA (1) CA2577523C (fr)
FR (1) FR2897145B1 (fr)
RU (1) RU2421663C2 (fr)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2965604A1 (fr) * 2010-10-05 2012-04-06 Snecma Chambre de combustion de turbomachine
EP3115690A1 (fr) * 2015-07-06 2017-01-11 General Electric Company Chemise de chambre de combustion en cmc thermiquement couplé
FR3107107A1 (fr) * 2020-02-07 2021-08-13 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion pour turbomachine

Families Citing this family (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2909748B1 (fr) * 2006-12-07 2009-07-10 Snecma Sa Fond de chambre, procede de realisation de celui-ci, chambre de combustion le comportant et turboreacteur en etant equipe
FR2910115B1 (fr) * 2006-12-19 2012-11-16 Snecma Deflecteur pour fond de chambre de combustion, chambre de combustion en etant equipee et turboreacteur les comportant
FR2914399B1 (fr) * 2007-03-27 2009-10-02 Snecma Sa Carenage pour fond de chambre de combustion.
KR101810599B1 (ko) * 2008-10-30 2017-12-20 파워 제네레이션 테크놀로지스 디베럽먼트 펀드 엘. 피. 환상면 경계층 가스 터빈
US9416970B2 (en) * 2009-11-30 2016-08-16 United Technologies Corporation Combustor heat panel arrangement having holes offset from seams of a radially opposing heat panel
FR2964725B1 (fr) * 2010-09-14 2012-10-12 Snecma Carenage aerodynamique pour fond de chambre de combustion
FR2976346B1 (fr) * 2011-06-08 2013-07-05 Turbomeca Chambre de combustion annulaire de turbomachine
CH705514A1 (de) * 2011-09-05 2013-03-15 Alstom Technology Ltd Gaskanal für eine Gasturbine sowie Gasturbine mit einem solchen Gaskanal.
US8893382B2 (en) * 2011-09-30 2014-11-25 General Electric Company Combustion system and method of assembling the same
FR3015639B1 (fr) * 2013-12-20 2018-08-31 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion dans une turbomachine
FR3017693B1 (fr) * 2014-02-19 2019-07-26 Safran Helicopter Engines Chambre de combustion de turbomachine
FR3020865B1 (fr) * 2014-05-12 2016-05-20 Snecma Chambre annulaire de combustion
DE102015224990A1 (de) * 2015-12-11 2017-06-14 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zur Montage einer Brennkammer eines Gasturbinentriebwerks
GB201613110D0 (en) 2016-07-29 2016-09-14 Rolls Royce Plc A combustion chamber
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
US11131458B2 (en) * 2018-04-10 2021-09-28 Delavan Inc. Fuel injectors for turbomachines
US11015812B2 (en) * 2018-05-07 2021-05-25 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Combustor bolted segmented architecture
RU186956U1 (ru) * 2018-07-16 2019-02-11 Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя
US11293637B2 (en) * 2018-10-15 2022-04-05 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner attachment assembly for gas turbine engine
US11255547B2 (en) * 2018-10-15 2022-02-22 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner attachment assembly for gas turbine engine
US11226099B2 (en) 2019-10-11 2022-01-18 Rolls-Royce Corporation Combustor liner for a gas turbine engine with ceramic matrix composite components
US11268394B2 (en) 2020-03-13 2022-03-08 General Electric Company Nozzle assembly with alternating inserted vanes for a turbine engine
US11466855B2 (en) 2020-04-17 2022-10-11 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine combustor with ceramic matrix composite liner
CN112197294B (zh) * 2020-09-21 2022-04-01 中国航发沈阳发动机研究所 一种整流板

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2263733A (en) 1992-01-28 1993-08-04 Snecma Turbomachine with removable combustion chamber.
US6449952B1 (en) * 2001-04-17 2002-09-17 General Electric Company Removable cowl for gas turbine combustor
EP1431665A2 (fr) * 2002-12-20 2004-06-23 General Electric Company Assemblage pour le montage de l'extrémité avant d'une chemise en composite à matrice céramique à l'intérieur d'une chambre de combustion de turbine à gaz

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3854285A (en) * 1973-02-26 1974-12-17 Gen Electric Combustor dome assembly
US4433214A (en) * 1981-12-24 1984-02-21 Motorola, Inc. Acoustical transducer with a slotted piston suspension
US5181377A (en) * 1991-04-16 1993-01-26 General Electric Company Damped combustor cowl structure
CA2089272C (fr) * 1992-03-23 2002-09-03 James Norman Reinhold, Jr. Chambre de combustion presentant une resistance aux chocs
CA2089302C (fr) * 1992-03-30 2004-07-06 Joseph Frank Savelli Chambre de combustion annulaire double
US6148600A (en) * 1999-02-26 2000-11-21 General Electric Company One-piece sheet metal cowl for combustor of a gas turbine engine and method of configuring same
US6397603B1 (en) * 2000-05-05 2002-06-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Conbustor having a ceramic matrix composite liner
US6655146B2 (en) * 2001-07-31 2003-12-02 General Electric Company Hybrid film cooled combustor liner
US6513331B1 (en) * 2001-08-21 2003-02-04 General Electric Company Preferential multihole combustor liner
US6672067B2 (en) * 2002-02-27 2004-01-06 General Electric Company Corrugated cowl for combustor of a gas turbine engine and method for configuring same
US7222488B2 (en) * 2002-09-10 2007-05-29 General Electric Company Fabricated cowl for double annular combustor of a gas turbine engine
US6895761B2 (en) * 2002-12-20 2005-05-24 General Electric Company Mounting assembly for the aft end of a ceramic matrix composite liner in a gas turbine engine combustor
FR2855249B1 (fr) * 2003-05-20 2005-07-08 Snecma Moteurs Chambre de combustion ayant une liaison souple entre un fond de chambre et une paroi de chambre
US7062920B2 (en) * 2003-08-11 2006-06-20 General Electric Company Combustor dome assembly of a gas turbine engine having a free floating swirler
US7121095B2 (en) * 2003-08-11 2006-10-17 General Electric Company Combustor dome assembly of a gas turbine engine having improved deflector plates
US7093441B2 (en) * 2003-10-09 2006-08-22 United Technologies Corporation Gas turbine annular combustor having a first converging volume and a second converging volume, converging less gradually than the first converging volume
US7765809B2 (en) * 2006-11-10 2010-08-03 General Electric Company Combustor dome and methods of assembling such

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2263733A (en) 1992-01-28 1993-08-04 Snecma Turbomachine with removable combustion chamber.
US6449952B1 (en) * 2001-04-17 2002-09-17 General Electric Company Removable cowl for gas turbine combustor
EP1431665A2 (fr) * 2002-12-20 2004-06-23 General Electric Company Assemblage pour le montage de l'extrémité avant d'une chemise en composite à matrice céramique à l'intérieur d'une chambre de combustion de turbine à gaz

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2965604A1 (fr) * 2010-10-05 2012-04-06 Snecma Chambre de combustion de turbomachine
EP3115690A1 (fr) * 2015-07-06 2017-01-11 General Electric Company Chemise de chambre de combustion en cmc thermiquement couplé
US10801729B2 (en) 2015-07-06 2020-10-13 General Electric Company Thermally coupled CMC combustor liner
FR3107107A1 (fr) * 2020-02-07 2021-08-13 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion pour turbomachine

Also Published As

Publication number Publication date
US20070180809A1 (en) 2007-08-09
EP1818614B1 (fr) 2011-05-25
CN101016998A (zh) 2007-08-15
CA2577523A1 (fr) 2007-08-08
FR2897145A1 (fr) 2007-08-10
RU2007104730A (ru) 2008-08-20
CA2577523C (fr) 2014-09-30
RU2421663C2 (ru) 2011-06-20
FR2897145B1 (fr) 2013-01-18
US7757495B2 (en) 2010-07-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1818614B1 (fr) Chambre de combustion annulaire de turbomachine à fixations alternées
EP1818616B1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine à fentes tangentielles
EP1593913B1 (fr) Chambre de combustion annulaire de turbomachine à bride interne de fixation améliorée
CA2712669C (fr) Diffuseur de turbomachine comportant des voiles annulaires echancres
EP1607582A1 (fr) Montage de chambre de combustion de turbine à gaz avec distributeur intégré de turbine haute pression
EP2022973A1 (fr) Enveloppe externe de conduite de soufflante dans une turbomachine
EP2524169A1 (fr) Chambre de combustion multi-percee a ecoulements tangentiels contre giratoires
FR3108680A1 (fr) Fixation d’une virole acoustique a une enveloppe de carter pour une turbomachine d’aeronef
EP4025780A1 (fr) Cone d'ejection a fixation flexible aerodynamique
CA2619422C (fr) Chambre de combustion d'une turbomachine
EP3575689B1 (fr) Module de combustion de turbomachine a gaz avec butee de fond de chambre
FR2887924A1 (fr) Dispositif de guidage d'un flux d'air entre un compresseur et une chambre de combustion dans une turbomachine
FR2911666A1 (fr) Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
WO2022096820A1 (fr) Fixation d'un cône d'éjection dans une tuyère de turbomachine
FR3054604A1 (fr) Ensemble de turbomachine comprenant un cone avant et une virole avant
WO2020157418A1 (fr) Carter de soufflante pour une turbomachine d'aeronef
FR2887615A1 (fr) Carenage circulaire de chambre de combustion de turbomachine
WO2023166266A1 (fr) Cône d'éjection pour turbomachine d'aéronef
FR3114847A1 (fr) Ensemble d’étanchéité pour un cône d’éjection de turbine
FR3137722A1 (fr) Ensemble de turbine de turbomachine
FR3111949A1 (fr) Caisson acoustique pour un cône d’éjection
FR2944089A1 (fr) Accrochage de chambre annulaire de combustion
FR2934247A1 (fr) Nacelle de turboreacteur.

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: 20070202

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

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

RIN1 Information on inventor provided before grant (corrected)

Inventor name: BESSAGNET, FLORIAN

Inventor name: DE SOUSA, MARIO

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

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: 602007014770

Country of ref document: DE

Effective date: 20110707

REG Reference to a national code

Ref country code: SE

Ref legal event code: TRGR

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: 20120228

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R097

Ref document number: 602007014770

Country of ref document: DE

Effective date: 20120228

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 10

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: 20170707

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

Ref country code: FR

Payment date: 20230119

Year of fee payment: 17

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

Ref country code: SE

Payment date: 20230119

Year of fee payment: 17

Ref country code: IT

Payment date: 20230120

Year of fee payment: 17

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

Ref country code: DE

Payment date: 20240123

Year of fee payment: 18

Ref country code: GB

Payment date: 20240123

Year of fee payment: 18