EP3247946B1 - Agencement pour une chambre de combustion de turbomachine d'aéronef - Google Patents

Agencement pour une chambre de combustion de turbomachine d'aéronef Download PDF

Info

Publication number
EP3247946B1
EP3247946B1 EP16703342.2A EP16703342A EP3247946B1 EP 3247946 B1 EP3247946 B1 EP 3247946B1 EP 16703342 A EP16703342 A EP 16703342A EP 3247946 B1 EP3247946 B1 EP 3247946B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
sealing device
arrangement
injector
groove
outer casing
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
Application number
EP16703342.2A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP3247946A1 (fr
Inventor
José Roland Rodrigues
Christophe CHABAILLE
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
Safran Aircraft Engines 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 Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP3247946A1 publication Critical patent/EP3247946A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP3247946B1 publication Critical patent/EP3247946B1/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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
    • F23D11/36—Details, e.g. burner cooling means, noise reduction means
    • F23D11/38—Nozzles; Cleaning devices therefor
    • F23D11/383—Nozzles; Cleaning devices therefor with swirl 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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/26—Controlling the air flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/55—Seals
    • 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
    • F23R2900/00012—Details of sealing devices

Definitions

  • the invention relates to the field of combustion chambers for an aircraft turbomachine. More specifically, the invention relates to fuel injectors and systems for injecting an air-fuel mixture, for such combustion chambers of a turbomachine.
  • a conventional system for injecting an air-fuel mixture into a combustion chamber of an aircraft turbomachine is for example known from the document.
  • EP 1,731,837 A2 A conventional system for injecting an air-fuel mixture into a combustion chamber of an aircraft turbomachine is for example known from the document.
  • EP 1,731,837 A2 A conventional system for injecting an air-fuel mixture into a combustion chamber of an aircraft turbomachine is for example known from the document.
  • EP 1,731,837 A2 is for example known from the document.
  • the injection system comprises a fixed part with respect to the combustion chamber.
  • the fixed part includes a mixing bowl attached to a combustion chamber bottom, as well as a venturi and an air spin.
  • the venturi and the air spin are located upstream of the mixing bowl.
  • the injection system further comprises a sliding passage movable relative to the fixed part.
  • the sliding bushing also known as the “injector nose guide”, is configured to mechanically connect the fuel injector to the injection system. This guide is intended in particular to at least partially compensate for the misalignment of the injector with respect to the injection system in operation and / or during the mounting of the injector and of the injection system in the combustion chamber.
  • the guide has an interior surface defining a centering orifice in which the injector nose is arranged.
  • the latter comprises an outer casing centered on a longitudinal axis of the injector nose.
  • the guide and the outer casing of the injector nose are thus subjected to wear at their contact surface, corresponding to said inner surface of the guide. This wear is in particular generated by the vibrations of the engine and aggravated by the misalignment of the injector relative to the injection system.
  • the invention aims to at least partially solve the problems encountered in the solutions of the prior art.
  • the invention firstly relates to an arrangement for the combustion chamber of an aircraft turbomachine, according to the characteristics of claim 1.
  • the invention therefore has the particularity of installing a sealing device between the injector nose and the guide, to avoid / limit the risks of generation of an additional air flow in the direction of the combustion chamber bottom. In general, this results in an increase in the performance and the service life of the combustion chamber.
  • This sealing device makes it possible to limit wear between the guide and the injector nose, and can be judiciously used as a wear indicator intended to avoid the heavy operations of repairing the injector nose encountered with the solutions of the prior art.
  • a clearance is preferably provided between the outer envelope of the nose injector and the inner surface of the guide, it is indeed the sealing device specific to the invention which will be consumed as a priority, in the manner of a sacrificial part forming a wear counter. Its easy replacement can thus take place before too great degradation of the injector nose.
  • Said first and second parts of the sealing device are arranged substantially orthogonally, with a connecting radius between the two, said second part extending axially towards the rear from said connecting radius.
  • the first and second parts are made in one piece.
  • the orthogonal arrangement between these two parts of the sealing device advantageously makes it possible to form a hollow in which the pressurized air, coming from the compressor group, applies both axial and radial pressure reinforcing the contact forces at the level of said first and second sealing surfaces of the sealing device.
  • Said groove is delimited in part by an upstream delimitation surface facing said downstream delimitation surface, and the upstream delimitation surface extends radially outwards beyond an interior end of the first part of the device. sealing.
  • the invention also preferably presents at least one of the following additional characteristics, taken individually or in combination.
  • Said second part comprises an upstream axial end as well as a downstream axial end situated at the connection radius, said upstream axial end being folded radially inwards.
  • Such an annular flap facilitates the possible extraction of the sealing device upstream, using an appropriate tool.
  • Said sealing device has an overall shape of a split ring.
  • the slot of the ring is preferably straight, and inclined relative to an axis of this ring. This rotates the air leakage generated by the slot in the ring.
  • the direction of rotation and the angle are thus chosen so as to integrate as best as possible into the air flow of the combustion chamber.
  • the sealing device is preferably metallic, preferably of substantially constant thickness.
  • Said outer casing of the injector nose has an outer surface of globally spherical shape, that is to say of conventional shape.
  • the invention also relates to an aircraft turbomachine comprising at least one such arrangement.
  • the figure 1 shows schematically a combustion chamber 2 of an aircraft turbomachine 1, annular around a turbomachine axis.
  • the combustion chamber 2 has a fixed inner casing wall 4 and an outer casing wall 6.
  • the outer casing wall 6 defines, with an outer chamber wall 12, an air flow passage 14.
  • the inner casing wall 4 defines, with an inner chamber wall 8, a second air flow passage 10.
  • the interior 8 and exterior 12 chamber walls are connected by a chamber bottom 16 of the combustion chamber 2.
  • upstream direction and the downstream direction are defined by the general direction of flow of air and fuel in the combustion chamber 2, direction shown schematically by the arrow 5. This direction also corresponds substantially to the direction of flow of the exhaust gases in the turbomachine 1.
  • the injection system 18 comprises a sliding bushing 26, also known as an “injector nose guide”, and also includes a fixed downstream part 25 of the injection system 18.
  • the injection system 18 is connected to an injector 80 of fuel which is mounted in the guide 26 at the level of an injector nose 82.
  • the fixed downstream part 25 of the injection system 18 comprises a venturi 27, a spin 24 and a mixing bowl 28 fixed to the chamber bottom 16.
  • the fixed downstream part 25 is generally symmetrical of revolution about an axis 3 of revolution of the mixing bowl 28.
  • the axis 3 of revolution of the mixing bowl 28 is generally coincident with the axis of revolution 3 of the injection system 18, in particular that of the guide 26. This axis 3 also corresponds to the longitudinal axis of the injector nose 82.
  • the spin 24 is mounted integral with the mixing bowl 28. It comprises a first stage of blades 30 and a second stage of blades 32, which have the function of entraining the air in rotation about the axis 3 of mixing bowl 28.
  • the blades of the first blade stage 30 can rotate in the same direction or in the opposite direction to that of the second blade stage 32.
  • the mixing bowl 28 has a flared shape substantially of revolution around the axis 3 of mixing bowl 28. It is connected to the chamber bottom 16 by means of a split ring 22 and possibly a deflector 20.
  • the guide 26 is movable relative to the fixed downstream part 25 of the injection system 18. More specifically, the guide 26 is slidably mounted on a housing ring 35 of the fixed downstream part 25.
  • the housing ring 35 includes a wall 34 against which the guide 26 can slide.
  • the wall 34 defines with a flange 44 of the downstream fixed part 25 of the injection system 18 a housing space 29 of the sliding bushing 36.
  • the wall 34 and the flange 44 may possibly be in one piece, so as not to constitute only one piece.
  • the guide 26 is annular around the longitudinal axis 3. It comprises a sole 36 configured to come to bear on the fixed downstream part 25, as well as a pre-centering portion 38 of flared shape and intended to pre-center a fuel injector 80 so that the injector nose 82 can subsequently be housed in a centering portion 39 of the guide 26.
  • the pre-centering portion 38 is for example of generally frustoconical shape. It opens into the centering portion 39 which has a cylindrical inner surface 40 of axis 3, delimiting a centering orifice 40 'intended to house the injector nose.
  • the guide 26 is preferably in one piece, so that the pre-centering portion 38, the sole 36 and the centering portion 39 are one piece.
  • the guide 26 comprises purge holes 33 distributed circumferentially near the junction of the sole 36 and the centering portion 39, these holes allowing the introduction of a flow of purge air into the injection system 18
  • the function of the purge air flow is to prevent the fuel from stagnating around the injector nose 82.
  • the injector nose 82 is located at the end of the injector body 81, at the level of the annular end portion of the injector 80, the design of which is of the type aeromechanical or aerodynamic.
  • the injector nose 82 comprises an outer casing 85 centered on the axis 3 and having an outer centering surface 84 of overall spherical shape, and more precisely defining a shape of sphere segment.
  • a working clearance is preferably retained between the inner surface 40 defining the centering orifice 40 ', and the outer centering surface 84 of the injector nose 82.
  • the mechanical connection between the guide 26 and the injector nose 82 allows compensate at least in part for misalignments, which arise in particular from the manufacturing tolerances of the injector 80 and of the injection system 18, of the mounting tolerances of the injector 80 and of the injection system 18 in the combustion chamber 2, and differential expansions of the injector 80 relative to the injection system 18.
  • the combustion chamber 2, and in particular each injection system 18, are supplied in the direction of the arrow 48 with pressurized air at the passage 46.
  • This pressurized air coming from the compressor group arranged upstream, is used for combustion or cooling of the combustion chamber 2.
  • Part of this air is introduced into the combustion chamber 2 at the central opening of a cover 50, as shown by the arrow 52, while another part of the air flows towards the air flow passages 10 and 14 respectively in directions 54 and 56 then in direction 60.
  • the air flow shown diagrammatically by the arrows 60 then enters the combustion chamber 2 by primary orifices and dilution orifices.
  • this metal sealing device 100 is shown in more detail, intended to withstand the high ambient temperatures resulting from the proximity of the combustion chamber.
  • the device 100 is of annular shape, centered on the axis 3. It generally corresponds to a split ring allowing easy assembly on the outer casing 85 of the injector nose 82. It is produced in one piece, preferably by presenting a substantially constant thickness. It essentially comprises two parts 102, 104 each taking the form of an annular band, these parts 102, 104 being interconnected by a connecting radius 106. The two parts 102, 104 are arranged substantially orthogonally to one another with the other, the first 102 extending radially while the second 104 extends axially. More specifically, the first part 102 of the device 100 has an external end 102a and an internal end 102b housed in a groove 108.
  • the second part 104 has a downstream axial end 104a and an upstream axial end 104b. It is the ends 102a, 104a which are connected by the connection radius 106, so that the second part 104 of the device extends axially towards the rear from this connection radius.
  • the first and second parts 102, 104 thus form, in half-section, a rounded angle at the right angle.
  • the angle also defines, between its two branches, a hollow 110 open upstream.
  • upstream axial end 104b of the second part 104 is folded radially inwardly, to facilitate gripping of the device 100 when it is a question of extracting it upstream, via an appropriate tool.
  • the inner end 102b of the first part 102 is housed in the groove 108 formed on the casing 85, this groove opening radially outward and centered on the axis 3. It is delimited by a bottom 112 spaced radially from the 'inner end 102b of the first part 102, to allow thermal expansion thereof.
  • the groove 108 is also delimited by a delimiting surface downstream 108a and an upstream delimiting surface 108b arranged opposite in the axial direction.
  • the first part 102 has a first sealing surface 114 in axial abutment against the downstream delimitation surface 108a of the groove.
  • the first sealing surface 114 corresponds to the downstream surface of the first strip-shaped part 102.
  • the second part 104 has a second sealing surface 116 in radial abutment against the inner surface 40 of the guide 26.
  • the second sealing surface 116 corresponds to the radially outer surface of the second band-shaped part 104 .
  • the sealing device 100 when the pressurized air from the compressor unit enters the recess 110 defined by the sealing device 100, the contact forces at the sealing surfaces 114, 116 are reinforced, to obtain a even better sealing.
  • the device 100 firstly wears out with respect to the outer casing 85 of the injector nose 82, so that it constitutes a sacrificial part also fulfilling the function of wear indicator. It can therefore be easily replaced before wear between the guide and the outer casing 85 becomes problematic and requires heavy interventions.
  • the seal is not impaired. Indeed, the air pressure in the hollow 110 leads the device 100 to be pressed against the surface 108a of the groove, thus making up for the play of wear liable to occur between the downstream delimitation surface 108a and the first surface d tightness 114.
  • the sealing device 100 is firstly placed in the groove formed on the outer casing of the injector nose, as this is shown on the figure 4 . This positioning is carried out by opening the segmented ring 100, then closing it once it has been presented facing the groove radially.
  • the injector nose 82 equipped with the sealing device 100 is inserted into the centering orifice 40 ′, by displacement of the nose 82 according to the direction of its longitudinal axis 3.
  • This insertion is facilitated by the connection radius 106, which ensures pre-centering.
  • the risk that the device 100 comes out of the groove 108 is extremely low, since the upstream delimitation surface 108b extends radially outwards beyond the inner end 102b of the first part 102 of the device d sealing 100.
  • the device 100 is then capable of being retained by the stop of this inner end 102b against the upstream delimitation surface 108b of the groove.
  • the slot 120 of the ring is straight, inclined with respect to an axis 3 of this ring. This makes it possible to rotate the air leakage generated by the slot in the ring, the direction of rotation and the angle being chosen so as to integrate as best as possible into the air flow of the combustion chamber.
  • the slot is in the general shape of a Z, with the central portion of this slot 120 extending circumferentially and corresponding to an axial overlap zone of the two ends of the ring 100.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)
  • Nozzles (AREA)

Description

    DOMAINE TECHNIQUE
  • L'invention se rapporte au domaine des chambres de combustion pour turbomachine d'aéronef. Plus spécifiquement, l'invention concerne des injecteurs de carburant et des systèmes d'injection d'un mélange air-carburant, pour de telles chambres de combustion de turbomachine.
    • ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
  • Un système d'injection classique d'un mélange air-carburant dans une chambre de combustion d'une turbomachine d'aéronef est par exemple connu du document EP 1 731 837 A2 .
  • Le système d'injection comprend une partie fixe par rapport à la chambre de combustion. La partie fixe comporte un bol mélangeur fixé sur un fond de chambre de combustion, ainsi qu'un venturi et une vrille d'air. Le venturi et la vrille d'air sont situés en amont du bol mélangeur.
  • Le système d'injection comporte de plus une traversée coulissante mobile par rapport à la partie fixe. La traversée coulissante, également dénommée « guide de nez d'injecteur », est configurée pour raccorder mécaniquement l'injecteur de carburant au système d'injection. Ce guide est destiné notamment à compenser au moins partiellement les défauts d'alignement de l'injecteur par rapport au système d'injection en fonctionnement et/ou lors du montage de l'injecteur et du système d'injection dans la chambre de combustion.
  • Le guide présente une surface intérieure délimitant un orifice de centrage dans lequel est agencé le nez d'injecteur. Ce dernier comprend une enveloppe extérieure centrée sur un axe longitudinal du nez d'injecteur. Le guide et l'enveloppe extérieure du nez d'injecteur sont ainsi soumis à une usure au niveau de leur surface de contact, correspondant à ladite surface intérieure du guide. Cette usure est notamment générée par les vibrations du moteur et aggravée par les défauts d'alignement de l'injecteur par rapport au système d'injection.
  • Au cours de la durée de vie de l'agencement, un jeu indésirable est alors créé entre le guide et le nez d'injecteur. Ce jeu a principalement pour conséquence la génération d'un débit d'air additionnel non contrôlé en direction du fond de chambre de combustion. De manière générale, il en résulte un abaissement des performances de la chambre de combustion. Ce débit d'air non désiré est susceptible de produire des perturbations importantes sur le fonctionnement de la chambre de combustion, notamment en termes de stabilité de flamme, de risque d'extinction de la chambre, ou encore de capacité de rallumage en vol.
  • De plus, une usure trop importante peut entraîner des réparations lourdes sur le nez d'injecteur, comme le remplacement de son enveloppe extérieure, avec pour conséquence un impact non négligeable sur le coût global de la solution.
  • Les documents US2005/0223713 A1 , US3853273 A et FR2987428 A1 divulguent des agencements pour chambre de combustion de turbomachine d'aéronef selon l'art antérieur.
  • Les documents US2012/0195743 A1 et US5344162 A divulguent des dispositifs d'étanchéité selon l'art antérieur.
    • EXPOSÉ DE L'INVENTION
  • L'invention vise à résoudre au moins partiellement les problèmes rencontrés dans les solutions de l'art antérieur.
  • Pour ce faire, l'invention a tout d'abord pour objet un agencement pour chambre de combustion de turbomachine d'aéronef, selon les caractéristiques de la revendication 1.
  • L'invention présente donc la particularité d'implanter un dispositif d'étanchéité entre le nez d'injecteur et le guide, pour éviter/limiter les risques de génération d'un débit d'air additionnel en direction du fond de chambre de combustion. De manière générale, il en résulte une augmentation des performances et de la durée de vie de la chambre de combustion.
  • Ce dispositif d'étanchéité permet de limiter l'usure entre le guide et le nez d'injecteur, et peut être judicieusement utilisé comme témoin d'usure visant à éviter les opérations lourdes de réparation du nez d'injecteur rencontrées avec les solutions de l'art antérieur. Un jeu étant préférentiellement prévu entre l'enveloppe extérieure du nez d'injecteur et la surface intérieure du guide, c'est en effet le dispositif d'étanchéité spécifique à l'invention qui va se consommer prioritairement, à la manière d'une pièce sacrificielle formant un compteur d'usure. Son remplacement aisé pourra ainsi intervenir avant une dégradation trop importante du nez d'injecteur.
  • Il est noté que la solution proposée par l'invention est d'autant plus avantageuse que le dispositif d'étanchéité peut présenter une masse négligeable.
  • Lesdites première et seconde parties du dispositif d'étanchéité sont agencées sensiblement orthogonalement, avec un rayon de raccordement entre les deux, ladite seconde partie s'étendant axialement vers l'arrière à partir dudit rayon de raccordement. De préférence, les première et seconde parties sont réalisées d'un seul tenant. La disposition orthogonale entre ces deux parties du dispositif d'étanchéité permet avantageusement de former un creux dans lequel l'air sous pression, provenant du groupe compresseur, applique une pression à la fois axiale et radiale renforçant les efforts de contact au niveau desdites première et seconde surfaces d'étanchéité du dispositif d'étanchéité.
  • Ladite gorge est délimitée en partie par une surface de délimitation amont en regard de ladite surface de délimitation aval, et la surface de délimitation amont s'étend radialement vers l'extérieur au-delà d'une extrémité intérieure de la première partie du dispositif d'étanchéité. Cette disposition permet de limiter les risques que le dispositif d'étanchéité sorte de sa gorge durant l'insertion du nez d'injecteur dans le guide. En effet, le dispositif est alors susceptible d'être retenu par la butée de l'extrémité intérieure de la première partie du dispositif d'étanchéité, contre la surface de délimitation amont de la gorge.
  • L'invention présente par ailleurs, de façon préférentielle, au moins l'une des caractéristiques additionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison.
  • Ladite seconde partie comprend une extrémité axiale amont ainsi qu'une extrémité axiale aval située au niveau du rayon de raccordement, ladite extrémité axiale amont étant rabattue radialement vers l'intérieur. Un tel rabat annulaire facilite l'éventuelle extraction du dispositif d'étanchéité vers l'amont, à l'aide d'un outil approprié.
  • Ledit dispositif d'étanchéité présente une forme globale d'anneau fendu. La fente de l'anneau est préférentiellement droite, et inclinée par rapport à un axe de cet anneau. Cela permet de mettre en rotation la fuite d'air générée par la fente de l'anneau. Le sens de rotation et l'angle sont ainsi choisis de façon à s'intégrer au mieux dans le flux d'air de la chambre de combustion.
  • Le dispositif d'étanchéité est préférentiellement métallique, de préférence d'épaisseur sensiblement constante.
  • Ladite enveloppe extérieure du nez d'injecteur présente une surface extérieure de forme globale sphérique, c'est-à-dire de forme conventionnelle.
  • L'invention a également pour objet une turbomachine d'aéronef comprenant au moins un tel agencement.
  • L'invention a enfin pour objet un procédé d'assemblage d'un tel agencement, comprenant les étapes suivantes :
    • mise en place du dispositif d'étanchéité dans la gorge pratiquée sur l'enveloppe extérieure du nez d'injecteur ;
    • insertion du nez d'injecteur équipé du dispositif d'étanchéité, dans l'orifice de centrage, par déplacement du nez selon la direction de son axe longitudinal.
  • D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous.
    • BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
  • La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description d'exemples de réalisation, donnés à titre purement indicatif et nullement limitatif, en faisant référence aux dessins annexés sur lesquels :
    • la figure 1 représente une vue schématique partielle en demi-coupe longitudinale d'une chambre de combustion pour turbomachine, comprenant un agencement selon un mode de réalisation préféré de l'invention ;
    • la figure 2 représente une vue en perspective de l'agencement montré sur la figure précédente ;
    • la figure 3 représente une vue en coupe longitudinale de l'agencement montré sur la figure précédente ;
    • la figure 4 représente une vue en perspective de l'injecteur de carburant faisant partie intégrante de l'agencement montré sur les figures 2 et 3 ;
    • la figure 5 représente une vue agrandie en perspective d'une partie de l'agencement montré sur la figure précédente ;
    • la figure 6 est une vue en coupe longitudinale de la partie d'agencement montrée sur la figure précédente ;
    • la figure 7a est une vue en perspective d'une première réalisation du dispositif d'étanchéité équipant l'agencement montré sur les figures précédentes ;
    • la figure 7b est une vue de côté de celle de la figure précédente ;
    • la figure 8a est une vue en perspective d'une seconde réalisation du dispositif d'étanchéité équipant l'agencement montré sur les figures précédentes ; et
    • la figure 8b est une vue de côté de celle de la figure précédente.
    EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS
  • La figure 1 représente de manière schématique une chambre de combustion 2 d'une turbomachine 1 d'aéronef, annulaire autour d'un axe de turbomachine. La chambre de combustion 2 comporte une paroi de carter intérieure fixe 4 et une paroi de carter extérieure 6. La paroi de carter extérieure 6 délimite avec une paroi de chambre extérieure 12 un passage 14 d'écoulement d'air. De même, la paroi de carter intérieure 4 définit avec une paroi de chambre intérieure 8 un second passage 10 d'écoulement d'air. Les parois de chambre intérieure 8 et extérieure 12 sont reliées par un fond de chambre 16 de la chambre de combustion 2.
  • Dans l'ensemble du présent document, la direction « amont » et la direction « aval » sont définies par la direction générale d'écoulement de l'air et du carburant dans la chambre de combustion 2, direction schématisée par la flèche 5. Cette direction correspond également sensiblement à la direction d'écoulement des gaz d'échappement dans la turbomachine 1.
  • Sur le fond de chambre 16 sont montés une pluralité de systèmes d'injection 18 dont un seul est visible sur la figure 1. Le système d'injection 18 comprend une traversée coulissante 26, également dite « guide de nez d'injecteur », et comprend également une partie aval fixe 25 de système d'injection 18. Le système d'injection 18 est raccordé à un injecteur 80 de carburant qui est monté dans le guide 26 au niveau d'un nez d'injecteur 82.
  • En référence aux figures 1 à 3, la partie aval fixe 25 de système d'injection 18 comprend un venturi 27, une vrille 24 et un bol mélangeur 28 fixé au fond de chambre 16. La partie aval fixe 25 est généralement symétrique de révolution autour d'un axe 3 de révolution du bol mélangeur 28. L'axe 3 de révolution du bol mélangeur 28 est en général confondu avec l'axe de révolution 3 du système d'injection 18, en particulier celui du guide 26. Cet axe 3 correspond également à l'axe longitudinal du nez d'injecteur 82.
  • La vrille 24 est montée solidaire du bol mélangeur 28. Elle comporte un premier étage d'aubes 30 et un deuxième étage d'aubes 32, qui ont pour fonction d'entraîner l'air en rotation autour de l'axe 3 de bol mélangeur 28. Les aubes du premier étage d'aubes 30 peuvent tourner dans le même sens ou en sens contraire de celles du deuxième étage d'aubes 32.
  • Le bol mélangeur 28 présente une forme évasée sensiblement de révolution autour de l'axe 3 de bol mélangeur 28. Il est raccordé au fond de chambre 16 par l'intermédiaire d'une bague fendue 22 et éventuellement d'un déflecteur 20.
  • Le guide 26 est mobile relativement à la partie aval 25 fixe de système d'injection 18. Plus précisément, le guide 26 est monté coulissant sur une bague de logement 35 de la partie aval fixe 25.
  • La bague de logement 35 comprend une paroi 34 contre laquelle le guide 26 peut glisser. La paroi 34 définit avec un rebord 44 de la partie aval 25 fixe de système d'injection 18 un espace de logement 29 de la semelle de traversée coulissante 36. La paroi 34 et le rebord 44 peuvent éventuellement être monoblocs, de manière à ne constituer qu'une seule pièce.
  • Le guide 26 est annulaire autour de l'axe longitudinal 3. Il comporte une semelle 36 configurée pour venir en appui de la partie aval fixe 25, ainsi qu'une portion de pré-centrage 38 de forme évasée et destinée à pré-centrer un injecteur de carburant 80 de manière à ce que le nez d'injecteur 82 puisse être logé par la suite dans une portion de centrage 39 du guide 26. La portion de pré-centrage 38 est par exemple de forme générale tronconique. Elle débouche dans la portion de centrage 39 qui présente une surface intérieure cylindrique 40 d'axe 3, délimitant un orifice de centrage 40' destiné à loger le nez d'injecteur.
  • Le guide 26 est de préférence monobloc, de sorte que la portion de pré-centrage 38, la semelle 36 et la portion de centrage 39 ne constituent qu'une seule pièce.
  • Le guide 26 comprend des trous de purge 33 répartis circonférentiellement à proximité de la jonction de la semelle 36 et de la portion de centrage 39, ces trous permettant l'introduction d'un débit d'air de purge dans le système d'injection 18. Le débit d'air de purge a pour fonction d'empêcher le carburant de stagner autour du nez d'injecteur 82.
  • Le nez d'injecteur 82 est situé à l'extrémité du corps d'injecteur 81, au niveau de la partie terminale annulaire de l'injecteur 80, dont la conception est de type aéromécanique ou aérodynamique. Le nez d'injecteur 82 comporte une enveloppe extérieure 85 centrée sur l'axe 3 et présentant une surface extérieure de centrage 84 de forme globale sphérique, et définissant plus précisément une forme de segment de sphère.
  • Un jeu de fonctionnement est préférentiellement retenu entre la surface intérieure 40 définissant l'orifice de centrage 40', et la surface extérieure de centrage 84 du nez d'injecteur 82. La liaison mécanique entre le guide 26 et le nez d'injecteur 82 permet de compenser au moins en partie les défauts d'alignement, qui proviennent notamment des tolérances de fabrication de l'injecteur 80 et du système d'injection 18, des tolérances de montage de l'injecteur 80 et du système d'injection 18 dans la chambre de combustion 2, et des dilatations différentielles de l'injecteur 80 par rapport au système d'injection 18.
  • En fonctionnement, la chambre de combustion 2, et notamment chaque système d'injection 18, sont alimentés dans la direction de la flèche 48 en air sous pression au niveau du passage 46. Cet air sous pression, provenant du groupe compresseur agencé en amont, sert à la combustion ou au refroidissement de la chambre de combustion 2. Une partie de cet air est introduit dans la chambre de combustion 2 au niveau de l'ouverture centrale d'un capot 50, comme schématisé par la flèche 52, tandis qu'une autre partie de l'air s'écoule vers les passages 10 et 14 d'écoulement d'air respectivement selon les directions 54 et 56 puis selon la direction 60. L'écoulement d'air schématisé par les flèches 60 pénètre ensuite dans la chambre de combustion 2 par des orifices primaires et des orifices de dilution.
  • Il est recherché à limiter autant que possible le débit d'air entre la surface intérieure 40 définissant l'orifice de centrage 40', et la surface extérieure de centrage 84 du nez d'injecteur 82. Ce débit d'air parasite est en effet susceptible d'engendrer des perturbations importantes sur le fonctionnement de la chambre de combustion, notamment en termes de stabilité de flamme, de risque d'extinction de la chambre, et de capacité de rallumage en vol. Ce débit d'air parasite est limité par construction, en raison du faible jeu de fonctionnement entre le guide 26 et le nez d'injecteur 82. Néanmoins, en cas d'usure de ces pièces, le jeu est susceptible d'augmenter, et donc de renforcer le débit d'air parasite. Pour éviter une telle situation, l'invention prévoit de manière astucieuse d'interposer un dispositif d'étanchéité 100 entre le nez d'injecteur 82 et son guide 26, ce dispositif 100 étant assemblé sur l'enveloppe extérieure 85 du nez 82, comme cela est montré sur la figure 4.
  • A présent en référence aux figures 5 et 6, il est montré de façon plus détaillée ce dispositif d'étanchéité métallique 100, prévu pour résister aux températures ambiantes élevées résultant de la proximité de la chambre de combustion.
  • Le dispositif 100 est de forme annulaire, centré sur l'axe 3. Il correspond globalement en un anneau fendu permettant un assemblage aisé sur l'enveloppe extérieure 85 du nez d'injecteur 82. Il est réalisé d'une seule pièce, de préférence en présentant une épaisseur sensiblement constante. Il comporte essentiellement deux parties 102, 104 chacune prenant la forme d'une bande annulaire, ces parties 102, 104 étant reliées entre elles par un rayon de raccordement 106. Les deux parties 102, 104 sont agencées sensiblement orthogonalement l'une par rapport à l'autre, la première 102 s'étendant radialement tandis que la seconde 104 s'étend axialement. Plus précisément, la première partie 102 du dispositif 100 comporte une extrémité extérieure 102a et une extrémité intérieure 102b logée dans une gorge 108. La seconde partie 104 présente quant à elle une extrémité axiale aval 104a et une extrémité axiale amont 104b. Ce sont les extrémités 102a, 104a qui sont reliées par le rayon de raccordement 106, de sorte que la seconde partie 104 du dispositif s'étende axialement vers l'arrière à partir de ce rayon de raccordement. Les première et seconde parties 102, 104 forment ainsi, en demi-section, une cornière arrondie au niveau de l'angle droit. La cornière définit par ailleurs, entre ses deux branches, un creux 110 ouvert vers l'amont.
  • En outre, l'extrémité axiale amont 104b de la seconde partie 104 est rabattue radialement vers l'intérieur, pour faciliter la préhension du dispositif 100 lorsqu'il s'agit de l'extraire vers l'amont, via un outil approprié.
  • L'extrémité intérieure 102b de la première partie 102 est logée dans la gorge 108 pratiquée sur l'enveloppe 85, cette gorge débouchant radialement vers l'extérieur et centrée sur l'axe 3. Elle est délimitée par un fond 112 écarté radialement de l'extrémité intérieure 102b de la première partie 102, afin d'autoriser la dilatation thermique de celle-ci. La gorge 108 est également délimitée par une surface de délimitation aval 108a et une surface de délimitation amont 108b agencées en regard dans la direction axiale.
  • Pour assurer l'étanchéité entre le guide 26 et le nez d'injecteur 82, la première partie 102 présente une première surface d'étanchéité 114 en appui axial contre la surface de délimitation aval 108a de la gorge. La première surface d'étanchéité 114 correspond à la surface aval de la première partie 102 en forme de bande. De manière analogue, la seconde partie 104 présente une seconde surface d'étanchéité 116 en appui radial contre la surface intérieure 40 du guide 26. La seconde surface d'étanchéité 116 correspond à la surface radialement extérieure de la seconde partie 104 en forme de bande.
  • Aussi, lorsque l'air sous pression issu du groupe compresseur pénètre dans le creux 110 défini par le dispositif d'étanchéité 100, les efforts de contact au niveau des surfaces d'étanchéité 114, 116 sont renforcés, pour l'obtention d'une étanchéité encore plus performante. En outre, le dispositif 100 s'use prioritairement par rapport à l'enveloppe extérieure 85 du nez d'injecteur 82, de sorte qu'il constitue une pièce sacrificielle remplissant également la fonction de témoin d'usure. Il peut donc être aisément remplacé avant que l'usure entre le guide et l'enveloppe extérieure 85 ne deviennent problématique et ne requiert des interventions lourdes. A cet égard, il est noté qu'en cas d'usure de l'enveloppe 85 au niveau de la surface de délimitation aval 108a de la gorge, résultant du contact avec le dispositif 100, l'étanchéité n'est pas altérée. En effet, la pression d'air dans le creux 110 conduit le dispositif 100 à se plaquer contre la surface 108a de la gorge, rattrapant ainsi le jeu d'usure susceptible de se produire entre la surface de délimitation aval 108a et la première surface d'étanchéité 114.
  • Pour le montage de l'assemblage 200 comprenant l'injecteur et le système d'injection, il est tout d'abord mis en place le dispositif d'étanchéité 100 dans la gorge pratiquée sur l'enveloppe extérieure du nez d'injecteur, comme cela est montré sur la figure 4. Cette mise en place s'effectue en ouvrant l'anneau segmenté 100, puis en le refermant une fois que celui-ci a été présenté en regard radialement de la gorge.
  • Ensuite, il est procédé à l'insertion du nez d'injecteur 82 équipé du dispositif d'étanchéité 100, dans l'orifice de centrage 40', par déplacement du nez 82 selon la direction de son axe longitudinal 3. Cette insertion est facilitée par le rayon de raccordement 106, qui permet d'assurer un pré-centrage. De plus, le risque que le dispositif 100 sorte de la gorge 108 est extrêmement faible, car la surface de délimitation amont 108b s'étend radialement vers l'extérieur au-delà de l'extrémité intérieure 102b de la première partie 102 du dispositif d'étanchéité 100. Lors de l'insertion, le dispositif 100 est alors susceptible d'être retenu par la butée de cette extrémité intérieure 102b contre la surface de délimitation amont 108b de la gorge.
  • En référence à présent aux figures 7a et 7b, il est montré une première réalisation pour l'anneau fendu 100. Ici, la fente 120 de l'anneau est droite, inclinée par rapport à un axe 3 de cet anneau. Cela permet de mettre en rotation la fuite d'air générée par la fente de l'anneau, le sens de rotation et l'angle étant choisis de façon à s'intégrer au mieux dans le flux d'air de la chambre de combustion. Selon une seconde réalisation représentée sur les figures 8a et 8b, la fente est en forme générale de Z, avec la portion centrale de cette fente 120 s'étendant circonférentiellement et correspondant à une zone de recouvrement axiale des deux extrémités de l'anneau 100.

Claims (8)

  1. Agencement (200) pour chambre de combustion (2) de turbomachine (1) d'aéronef, l'agencement comprenant un système d'injection (18) d'un mélange air-carburant dans la chambre de combustion (2), et un injecteur de carburant (80) comprenant un nez d'injecteur (82), le système d'injection (18) comprenant un guide (26) de nez d'injecteur dont une surface intérieure (40) délimite un orifice de centrage (40') dans lequel est agencé le nez d'injecteur (82), celui-ci comprenant une enveloppe extérieure (85) centrée sur un axe longitudinal (3) du nez d'injecteur, l'agencement comprenant de plus un dispositif d'étanchéité (100) entre la surface intérieure (40) du guide (26) et l'enveloppe extérieure (85) du nez d'injecteur, caractérisé en ce que le dispositif d'étanchéité (100) comprend:
    - une première partie (102) logée dans une gorge (108) de l'enveloppe extérieure (85), ladite gorge s'étendant autour dudit axe longitudinal (3) et étant délimitée en partie par une surface de délimitation aval (108a), la première partie (102) présentant une première surface d'étanchéité (114) en appui axial contre ladite surface de délimitation aval (108a) de la gorge ; et
    - une seconde partie (104) présentant une seconde surface d'étanchéité (116) en appui radial contre ladite surface intérieure (40) du guide (26) de nez d'injecteur,
    en ce que lesdites première et seconde parties (102, 104) du dispositif d'étanchéité (100) sont agencées sensiblement orthogonalement, avec un rayon de raccordement (106) entre les deux, ladite seconde partie (104) s'étendant axialement vers l'arrière à partir dudit rayon de raccordement (106), et en ce que ladite gorge (108) est délimitée en partie par une surface de délimitation amont (108b) en regard de ladite surface de délimitation aval (108a), et la surface de délimitation amont (108b) s'étend radialement vers l'extérieur au-delà d'une extrémité intérieure (102b) de la première partie (102) du dispositif d'étanchéité.
  2. Agencement selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite seconde partie (104) comprend une extrémité axiale amont (104b) ainsi qu'une extrémité axiale aval (104a) située au niveau du rayon de raccordement (106), ladite extrémité axiale amont (104b) étant rabattue radialement vers l'intérieur.
  3. Agencement selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit dispositif d'étanchéité (100) présente une forme globale d'anneau fendu.
  4. Agencement selon la revendication 3, caractérisé en ce que la fente (120) de l'anneau est droite, et inclinée par rapport à un axe de cet anneau.
  5. Agencement selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le dispositif d'étanchéité (100) est métallique, de préférence d'épaisseur sensiblement constante.
  6. Agencement selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite enveloppe extérieure (85) du nez d'injecteur (82) présente une surface extérieure (84) de forme globale sphérique.
  7. Turbomachine (1) d'aéronef comprenant au moins un agencement (200) selon l'une quelconque des revendications précédentes.
  8. Procédé d'assemblage d'un agencement (200) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes :
    - mise en place du dispositif d'étanchéité (100) dans la gorge (108) pratiquée sur l'enveloppe extérieure (85) du nez d'injecteur (82) ; et
    - insertion du nez d'injecteur (82) équipé du dispositif d'étanchéité (100), dans l'orifice de centrage (40'), par déplacement du nez (82) selon la direction de son axe longitudinal (3).
EP16703342.2A 2015-01-19 2016-01-18 Agencement pour une chambre de combustion de turbomachine d'aéronef Active EP3247946B1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1550399A FR3031799B1 (fr) 2015-01-19 2015-01-19 Dispositif d'etancheite ameliore entre un systeme d'injection et un nez d'injecteur de carburant de turbomachine d'aeronef
PCT/FR2016/050084 WO2016116686A1 (fr) 2015-01-19 2016-01-18 Dispositif d'étanchéité entre un système d'injection et un nez d'injecteur de carburant de turbomachine d'aéronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP3247946A1 EP3247946A1 (fr) 2017-11-29
EP3247946B1 true EP3247946B1 (fr) 2020-04-08

Family

ID=53040532

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP16703342.2A Active EP3247946B1 (fr) 2015-01-19 2016-01-18 Agencement pour une chambre de combustion de turbomachine d'aéronef

Country Status (7)

Country Link
US (1) US10495312B2 (fr)
EP (1) EP3247946B1 (fr)
JP (1) JP6633640B2 (fr)
CN (1) CN107208896B (fr)
FR (1) FR3031799B1 (fr)
RU (1) RU2698150C2 (fr)
WO (1) WO2016116686A1 (fr)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3035707B1 (fr) * 2015-04-29 2019-11-01 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion coudee d'une turbomachine
GB2543803B (en) * 2015-10-29 2019-10-30 Rolls Royce Plc A combustion chamber assembly
FR3055928B1 (fr) 2016-09-15 2018-09-28 Safran Electrical & Power Systeme de desolidarisation en rotation d'arbres
FR3078142B1 (fr) 2018-02-22 2020-03-20 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion comportant deux types d'injecteurs dans lesquels les organes d'etancheite ont un seuil d'ouverture different
FR3081494B1 (fr) * 2018-05-28 2020-12-25 Safran Aircraft Engines Module de combustion de turbomachine a gaz avec butee de fond de chambre
FR3082284B1 (fr) * 2018-06-07 2020-12-11 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion pour une turbomachine
FR3091332B1 (fr) 2018-12-27 2021-01-29 Safran Aircraft Engines Nez d’injecteur pour turbomachine comprenant une vrille secondaire de carburant à section évolutive
FR3084731B1 (fr) * 2019-02-19 2020-07-03 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion pour une turbomachine
US11378275B2 (en) * 2019-12-06 2022-07-05 Raytheon Technologies Corporation High shear swirler with recessed fuel filmer for a gas turbine engine
JP7368274B2 (ja) * 2020-02-28 2023-10-24 本田技研工業株式会社 ガスタービン用燃料噴射装置
KR102312716B1 (ko) 2020-06-22 2021-10-13 두산중공업 주식회사 연료 분사 장치, 노즐, 연소기, 및 이를 포함하는 가스 터빈
GB202211589D0 (en) 2022-08-09 2022-09-21 Rolls Royce Plc A combustor assembly

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3853273A (en) * 1973-10-01 1974-12-10 Gen Electric Axial swirler central injection carburetor
GB2150277B (en) * 1983-11-26 1987-01-28 Rolls Royce Combustion apparatus for a gas turbine engine
US4712370A (en) * 1986-04-24 1987-12-15 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Sliding duct seal
FR2679010B1 (fr) * 1991-07-10 1993-09-24 Snecma Chambre de combustion de turbomachine a bols de prevaporisation demontables.
GB2264541A (en) * 1992-02-29 1993-09-01 Rolls Royce Plc Improved sealing ring for gas turbine engines
US5328101A (en) * 1993-08-27 1994-07-12 General Electric Company Gas turbine fuel nozzle seal
US6250062B1 (en) * 1999-08-17 2001-06-26 General Electric Company Fuel nozzle centering device and method for gas turbine combustors
US7415828B2 (en) * 2003-05-29 2008-08-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel nozzle sheath retention ring
US7185494B2 (en) * 2004-04-12 2007-03-06 General Electric Company Reduced center burner in multi-burner combustor and method for operating the combustor
FR2886714B1 (fr) 2005-06-07 2007-09-07 Snecma Moteurs Sa Systeme d'injection anti-rotatif pour turbo-reacteur
US20100031669A1 (en) * 2008-08-06 2010-02-11 Cessna Aircraft Company Free Turbine Generator For Aircraft
EP2166259A1 (fr) * 2008-09-18 2010-03-24 ABB Turbo Systems AG Dispositif d'étanchéification d'un logement de palier d'un turbocompresseur à gaz d'échappement
RU97479U1 (ru) * 2010-05-24 2010-09-10 Открытое акционерное общество "ИНТЕР РАО ЕЭС" Малоэмиссионная камера сгорания газотурбинного двигателя
FR2970551B1 (fr) * 2011-01-14 2017-12-22 Snecma Nez d'injecteur demontable pour injecteur de carburant de chambre annulaire de combustion de turbomachine d'aeronef
US8827642B2 (en) * 2011-01-31 2014-09-09 General Electric Company Flexible seal for turbine engine
FR2987428B1 (fr) * 2012-02-23 2024-06-21 Snecma Liaison mecanique amelioree entre un nez d'injecteur et une bague de traversee d'un systeme d'injection pour chambre de combustion de turbomachine
FR2993347A1 (fr) * 2012-07-04 2014-01-17 Snecma Chambre de combustion de turbomachine equipee de passages de debit d'air de purge entre le nez d'injecteur et la bague de traversee du systeme d'injection
DE102013007443A1 (de) * 2013-04-30 2014-10-30 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennerdichtung für Gasturbinen-Brennkammerkopf und Hitzeschild
RU147860U1 (ru) * 2014-07-04 2014-11-20 Открытое акционерное общество "Всероссийский дважды ордена Трудового Красного Знамени теплотехнический научно-исследовательский институт" Многозонная камера сгорания газотурбинной установки
CN204006124U (zh) * 2014-08-13 2014-12-10 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 燃气轮机燃烧室火焰筒与过渡段的双层夹式密封连接结构

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
None *

Also Published As

Publication number Publication date
US10495312B2 (en) 2019-12-03
FR3031799B1 (fr) 2017-02-17
JP2018507382A (ja) 2018-03-15
FR3031799A1 (fr) 2016-07-22
RU2017129299A (ru) 2019-02-21
CN107208896B (zh) 2020-01-10
CN107208896A (zh) 2017-09-26
EP3247946A1 (fr) 2017-11-29
RU2698150C2 (ru) 2019-08-22
JP6633640B2 (ja) 2020-01-22
US20180003385A1 (en) 2018-01-04
WO2016116686A1 (fr) 2016-07-28
RU2017129299A3 (fr) 2019-05-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3247946B1 (fr) Agencement pour une chambre de combustion de turbomachine d'aéronef
EP3039341B1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine pourvue de moyens de déflection d'air pour réduire le sillage creé par une bougie d'allumage
EP3201531B1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine
WO2011086320A1 (fr) Chambre de combustion multi-percee a ecoulements tangentiels contre giratoires
EP3575689B1 (fr) Module de combustion de turbomachine a gaz avec butee de fond de chambre
FR3040765A1 (fr) Element d'appui pour amortir des deplacements axiaux de traversee coulissante de systeme d'injection pour turbomachine
EP3784958A1 (fr) Système d'injection pour une chambre annulaire de combustion de turbomachine
EP3710679B1 (fr) Dispositif de maintien d'un organe de prelevement d'air radial centripete
FR3005693A1 (fr) Turbomachine d'aeronef a double flux comprenant une virole inter-veine a maintien aval simplifie
FR3055950B1 (fr) Chambre de combustion pour turbomachine comprenant des moyens pour ameliorer le refroidissement d'une paroi annulaire dans le sillage d'un obstacle
FR3009747A1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine pourvue d'un passage d'entree d'air ameliore en aval d'un orifice de passage de bougie
FR3015579A1 (fr) Nez d'injecteur comprenant une semelle de maitien logee dans une partie fixe de systeme d'injection
EP4146913B1 (fr) Distributeur en cmc amélioré pour turbine de turbomachine
EP3969813B1 (fr) Chambre de combustion comprenant des moyens de refroidissement d'une zone d'enveloppe annulaire en aval d'une cheminée
FR2993347A1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine equipee de passages de debit d'air de purge entre le nez d'injecteur et la bague de traversee du systeme d'injection
FR3094031A1 (fr) Ensemble pour une turbomachine
FR3015638A1 (fr) Segment d'obturation de traversee coulissante de systeme d'injection pour turbomachine
FR3097200A1 (fr) Cone d’entree pour une turbomachine d’aeronef
FR3081974A1 (fr) Chambre de combustion d'une turbomachine
EP3969814B1 (fr) Turbomachine â gaz avec fixation de chambre de combustion
FR3115819A1 (fr) Ensemble de stator de turbomachine d’aéronef, comprenant une structure externe formée de deux tronçons annulaires entourant une couronne aubagée de stator
EP3262348B1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine comportant une pièce pénétrante avec ouverture
FR3106616A1 (fr) Ensemble de stator de turbomachine comprenant une virole interne comprenant des parties amont et aval assemblées par translation axiale
FR3108097A1 (fr) Dispositif de positionnement pour un capot de nacelle d’un ensemble propulsif d’aeronef
FR3135301A1 (fr) Cône d’entree pour turbomachine d’aeronef

Legal Events

Date Code Title Description
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE INTERNATIONAL PUBLICATION HAS BEEN MADE

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

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

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20170724

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: BA ME

DAV Request for validation of the european patent (deleted)
DAX Request for extension of the european patent (deleted)
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: EXAMINATION IS IN PROGRESS

17Q First examination report despatched

Effective date: 20181009

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

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

Free format text: STATUS: GRANT OF PATENT IS INTENDED

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20191028

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

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

Free format text: STATUS: THE PATENT HAS BEEN GRANTED

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: REF

Ref document number: 1254892

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20200415

Ref country code: CH

Ref legal event code: EP

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R096

Ref document number: 602016033477

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FG4D

Free format text: LANGUAGE OF EP DOCUMENT: FRENCH

REG Reference to a national code

Ref country code: NL

Ref legal event code: MP

Effective date: 20200408

REG Reference to a national code

Ref country code: LT

Ref legal event code: MG4D

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

Ref country code: FI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

Ref country code: NO

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200708

Ref country code: GR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200709

Ref country code: PT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200817

Ref country code: IS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200808

Ref country code: LT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

Ref country code: SE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

Ref country code: NL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: MK05

Ref document number: 1254892

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20200408

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

Ref country code: RS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

Ref country code: BG

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200708

Ref country code: HR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

Ref country code: LV

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

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

Ref country code: AL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R097

Ref document number: 602016033477

Country of ref document: DE

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

Ref country code: SM

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

Ref country code: EE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

Ref country code: DK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

Ref country code: AT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

Ref country code: ES

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

Ref country code: RO

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

Ref country code: CZ

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

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

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

Ref country code: PL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

Ref country code: SK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

26N No opposition filed

Effective date: 20210112

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

Ref country code: SI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

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

Ref country code: MC

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: PL

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

Ref country code: LU

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

Effective date: 20210118

REG Reference to a national code

Ref country code: BE

Ref legal event code: MM

Effective date: 20210131

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

Ref country code: CH

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

Effective date: 20210131

Ref country code: LI

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

Effective date: 20210131

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

Ref country code: IE

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

Effective date: 20210118

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

Ref country code: BE

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

Effective date: 20210131

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

Ref country code: HU

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT; INVALID AB INITIO

Effective date: 20160118

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

Ref country code: CY

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

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

Ref country code: GB

Payment date: 20231219

Year of fee payment: 9

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

Ref country code: FR

Payment date: 20231219

Year of fee payment: 9

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

Ref country code: MK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

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

Ref country code: DE

Payment date: 20231219

Year of fee payment: 9

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

Ref country code: IT

Payment date: 20240102

Year of fee payment: 9

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

Ref country code: TR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408

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

Ref country code: MT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20200408