FR2825781A1 - Montage elastique de chambre ce combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique - Google Patents
Montage elastique de chambre ce combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique Download PDFInfo
- Publication number
- FR2825781A1 FR2825781A1 FR0107361A FR0107361A FR2825781A1 FR 2825781 A1 FR2825781 A1 FR 2825781A1 FR 0107361 A FR0107361 A FR 0107361A FR 0107361 A FR0107361 A FR 0107361A FR 2825781 A1 FR2825781 A1 FR 2825781A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- combustion chamber
- seal
- annular
- metallic
- plane
- 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
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2230/00—Manufacture
- F05B2230/60—Assembly methods
- F05B2230/604—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centering, e.g. pins
- F05B2230/606—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centering, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Ceramic Engineering (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Gasket Seals (AREA)
Abstract
Dans une turbomachine comportant, dans une enveloppe annulaire en matériau métallique (12, 14) et selon un sens F d'écoulement des gaz, un ensemble d'injection d'un carburant (20; 22), une chambre de combustion annulaire en matériau composite (24) et un distributeur annulaire en matériau métallique (42) formant l'étage d'entrée à aubes fixes d'une turbine haute pression, il est prévu que la chambre de combustion soit maintenue en position dans l'enveloppe annulaire métallique par une pluralité de languettes métalliques souples (58, 60) comportant chacune trois branches reliées en étoile, les extrémités (62a, 62b; 64a, 64b) de deux de ces trois branches étant fixées solidairement à une extrémité aval (68, 70) de la chambre de combustion par respectivement des premiers (72a, 74a) et seconds (72b, 74b) moyens de fixation et l'extrémité (76, 78) de la dernière de ces trois branches étant fixée solidairement à l'enveloppe annulaire (12, 14) par des troisièmes moyens de fixation (80, 82).
Description
Domaine de l'invention La présente invention se rapporte au domaine
spécifique des turbomachines et elle s'intéresse plus particulièrement au problème posé par le montage d'une chambre de combustion en matériau composite de type CMC
s (composite à matrice céramique) dans le carter métallique d'une turbomachine.
Art antérieur Classiquement, dans un turboréacteur ou un turbopropulseur, la turbine haute pression, notamment son distributeur d'entrce (HPT nozzle), la chambre de o combustion ainsi que le carter (appelé aussi enveloppe) de cette chambre sont réalisés dans un même matériau, généralement métallique. Cependant, dans certaines conditions particulières d'utilisation mettant en _uvre des températures de combustion notablement élevées, I'emploi d'une chambre métallique s'avère d'un point de vue thennique totalement inadaptée et il doit être recouru à une chambre à base de matériaux composites haute température de type CMC. Toutefois, les difficultés de mise en _uvre de ces matériaux et leur coût font que leur utilisation est le plus souvent limitée à la chambre de combustion elle même, le distributeur d'entrée de la turbine haute pression et le carter restant alors réalisés plus classiquement en des matériaux métalliques. Or, les matériaux o métalliques et les matériaux composites ont des coefficients de dilatation thennique très différents. Il en résulte des problèmes particulièrement aigus de liaison entre le carter et la chambre de combustion et d'interface au niveau du
distributeur, en entrée de la turbine haute pression.
s Objet et définition de l'invention La présente invention pallie ces inconvénients en proposant un montage de la chambre de combustion dans le carter ayant la capacité d'absorber les déplacemeilts induits par les différences des coefficients de dilatation de ces pièces. Un but de l'invention est aussi de proposer un monta.ge qui permette une
simplification de la fabrication de la chambre de combustion.
Ces buts sont atteints par une turbomachine comportant, dans une enveloppe annulaire en matériau métallique et selon un sens F d'écoulement des gaz, un ensemble d'injection d'un carburant, une chambre de combustion amlulaire en matériau composite ayant un axe longitudinal et un distributeur annulaire en natériau métallique fonnant l'étage d'entrée à aubes fixes d'une turbine haute press ion, caractérisée en ce que ladite chambre de combustion en matériau composite est maintenue en position dans ladite enveloppe annulaire métallique par une pluralité de languettes en matériau élastique, régulièrement réparties autour de ladite chambre de combustion, chacune de ces languettes compotant trois branclles reliées en étoile, les extrémités de deux de ces trois branclles étant fixées solidairement à une extrémité aval de ladite cllambre de o combustion en matériau composite, opposée audit système d'injection, par respectivement des premiers et seconds moyens de fixation et l'extrémité de la demière de ces trois branches étant fixce solidairement à ladite enveloppe annulaire métallique par des troisièmes moyens de fixation, I'élasticité desdites languettes de fixation pennettant à des températures élevées une libre dilatation radiale de ladite cllambre de combustion par rapport à ladite enveloppe annulaire. Avec cette structure particulière de liaison fixe, les différentes usures dues aux conrosions de contact des systèmes de l'art antérieur peuvent être évitées et la présence des languettes élastiques en lieu et place des brides traditionnelles penmet un gain en masse particulièrement appréciable. En outre, ces languettes, de part o leur élasticité, pennettent de supporter facilement l'écart de dilatation apparaissant aux températures élevées entre pièces métalliques et composites tout en assurant
un parfait maintien et bon centrage de la chambre de combustion dans le cater.
Dans un premier mode de réalisation, les premiers, seconds et troisièmes moyens de fixation sont constitués cllacun de prétérence par une pluralité de s boulons. Dans un mode de réal isation altematif, seuls l es tro i s i èm es moyens de fixation sont constitués par une pluralité de boulons, les premiers et seconds moyens de fixation étant constitués chacun de préférence par une pluralité
d'éléments de sertissage.
Avantageusement, la turbomaclline de l'invention comporte en outre une o virole de femleture en matériau composite céramique fixée solidairement à ladite extrémité aval de ladite cllambre de combustiol et destinée à fonner un plan d'appui pour un joint d'étanclléité assurant l'étanchéité entre ladite cllambre de
3 2825781
combustion et ledit distributeur. Cette virole de fermeture est de prétérence brasce sur ladite extrémité aval de la chambre de combustion. Elle peut comporter une partie en retour disposce dans le prolongement de la paroi de la chambre de combustion. s Selon une première variante de réalisation préférentielle, le plan d'appui du joint d'étanclléité est formé dans un plan perpendiculaire audit axe longittidinal de
ladite chambre de combustion.
Selon une seconde variante de réalisation préférentielle, le plan d'appui du joint d'étanchéité est formé dans un plan parallèle audit axe longitudinal de ladite
0 chambre de combtistion.
Dans ces deux variantes de configuration, le joint d'étanclléité est de
prétërence du type joint << oméga ".
Selon une troisième variante de réalisation préférentielle, le plan d'appui du joint d'étanchéité est fonné dans un plan incliné par rapport audit axe longitudinal de ladite chambre de combustion. Dans cette configuration le joint d'étanchéité est de prétérence du type joint " à lamelles " maintenu contre ladite
virole de fermeture au moyen d'un élément élastique solidaire dudit distributeur.
Avantageusement, ce joint peut conporter une pluralité d'orifices de fuite calibrés.
Brève description des dessins
Les caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront
mieux de la description suivante, faite à titre indicatif et non limitatif, en regard
des dessins annexés sur lesquels: - la figure I est une vue scllématique en demi-coupe axiale d'une partie centrale 2> d'une turbomaclline dans un premier mode de réalisation de 1'invention, - la figure 2 est une vue agrandie d'une patie de la figure 1, - la figure 3 montre une languette de fixation de la chambre de combustion, - la figure 4 est une vue schématique en demi-coupe axiale d'une partie centrale d'une turbomachine dans un second mode de réalisation de l'invention, o - la figure 5 est une vue agrandie d'une partie de la figure 3, - la figure SA illustre une variante de réalisation de l'invention, et
- la figure 6 illustre une autre partie de la figure 3.
Description détaillée d'un mode de réalisation préférentiel
La figure 1 montre en demi-coupe axiale une partie centrale d'un turboréacteur ou d'un turbopropulseur (appelé turbomacline dans la suite de la
s description) comprenant:
une enveloppe annulaire exteme (ou carter extenne) 12 en matériau métallique, d'axe longitudinal 10, une enveloppe annulaire inteme (ou cater inteme) coaxiale 14 également en matériau métallique, 0. un espace annulaire 16 compris entre les deux enveloppes 12 et 14 recevant le comburant comprimé, généralement de l'air, provenant en amont d'un compresseur (non représenté) de la turbomachine, au travers d'un conduit annulaire de diffusion 18 définissant un flux général F d'écoulement des gaz, cet espace 16 comportant, dans le sens d'écoulement des gaz, tout d'abord un ensemble d'injection formé d'une pluralité de systèmes d'injection 20 régulièrement répartis autour du conduit 18 et comportant chacun une buse d'injection de carburant 22 fixée sur 1'enveloppe annulaire exteme 12 (dans un souci de simplification des dessins le mélangeur et le déflecteur associés à chaque buse d'injection n'ont pas été représentés), ensuite une chambre de combustion 24 o en matériau composite haute température, par exemple de type CMC ou autres (carbone par exemple), fonnée d'une paroi axiale exteme 26 et dune paroi axiale inteme 28, toutes deux coaxiales d'axe 10, et d'une paroi transversale 30 qui constitue le fond de cette chambre de combustion et qui compote des rabats 32, 34 fixés par tous moyens adaptés, par exemple des boulons métalliques ou s réfractaires à vis à tête conique, sur des extrémités amont 36, 38 des parois axiales 26, 28, ce fond de la cllambre 30 étant pourvu d'orifices de passage 40 pour pennettre l'injection du carburant et d'une partie du comburant dans la chambre de combustion 24, et enfin un distributeur annulaire 42 en matériau métallique fOnllant un étage d'entrce d'une turbine haute pression (non représentee) et compotant classiquement une pluralité d'aubes fixes 44 montées entre une plate fonne circulaire extene 46 et une plate-fonne circulaire inteme 48. Le distributeur repose notamment sur des moyens support 49 solidaire de 1'enveloppe annulaire s de la turbomachine et il est fixé à celle-ci par des premiers moyens de fixation
amovibles constitués de préférence par une pluralité de boulons 50.
Des orifices de passage 54, 56 ménagés dans les plates-formes métalliques extenne 46 et inteme 48 du distributeur 42 sont en outre prévus pour assurer un s refroidissement des aubes fixes 44 du distributeur en entrée du rotor de la turbine haute pression à partir du comburant comprimé disponible en sortie du conduit de diffusion 18 et s'écoulant en deux flux F1, F2 de part et d'autre de la chambre de
combustion 24.
Selon un premier mode de réalisation de l'invention, la chambre de o combustion 24, qui a un coefficient de dilatation thermique très différent des autres pièces métalliques fom1ant la turbomachine, est maintenue fixement en position dans l'enveloppe annulaire par une pluralité de languettes souples 58, 60 régulièrement réparties autour de la chambre de combustion (la figure 2 illustre une de ces fixations). Ces languettes de fixation sont montées pour une première patie d'entre elles (voir la languette référencée 58) entre 1'enveloppe annulaire exteme 12 et la paroi axiale extene 26 de la chambre de combustion et pour une seconde partie (comme la lan:uette 60) entre 1'enveloppe annulaire inteme 14 et la
paroi axiale inteme 28 de la chambre de combustion.
Chaque languette de fixation souple en matériau métallique, par exemple o la languette 58 représentée SUi Ia figure 3, est constituée de trois branches relices en étoile pour présenter une forme générale de Y avec trois points d'attaclle, les extrémités 62a, 62b; 64a, 64b de deux de ces trois branclles étant fixées solidairement à une extrémité aval, opposée au système d'injection 20, fonnant bride 68, 70 (c'est à dire disposée dans un plan perpendiculaire à 1'axe o: longitudinal 10 de la chambre) de la paroi axiale exteme 26 et inteme 28 de la chan1bre de combustion en matériau composite par respectivement des premiers 72a, 74a et seconds 72b, 74b moyens de fixation et 1'extrémité 76; 78 de la demière de ces trois branches étant fixée solidairement à l'une ou l'autre des enveloppes annulaires métalliques exteme 12 ou inteme 14 par des troisièmes o moyens de fixation 80, 82. On notera que, selon la souplesse rechercllée, une largeur constante ou non, une fonne de languette en U ou en V, ou autre, dans la
mesure o elle comporte trois points d'attache serait tout aussi envisageable.
Une virole de fenneture en matériau composite céramique 84, 86 est maintenue fixement, par exemple par brasage, contre la bride 687 70 de la chambre de combustion pour fonmer un plan d'appui pour un joint circulaire d'étanchéité de type << oméga " 88, 90 monté dans une rainure 92, 94 de chacune des plates fonnes exteme 46 et inteme 48 du distributeur et destiné à assurer 1'étanchéité entre la chambre de combustion 24 et le distributeur 42. En outre, cette virole pennet de par son épaisseur suffisante de " noyer " les têtes de vis des premiers
72a, 74a et seconds 72b, 74b moyens de fixation.
Quant à l'étanchéité des flux d'écoulement de gaz entre la chambre de 0 combustion et la turbine, il est réalisé d'une part par un autre joint circulaire d'étanchéité de type "oméga " 96 monté dans une rainure circulaire 98 d'une bride de l'enveloppe annulaire intenne 14 en contact direct avec la plate-fonne circulaire intenne 48 du distributeur et d'autre pat par un joint " à lamelles " 100 monté dans une gorge circulaire 102 de la plate-fonne circulaire exteme du i5 distributeur 46 et dont une extrémité est en contact directement avec un béquet
circulaire 104 de 1'enveloppe annulaire exteme 12.
La fgure 4 illustre un second mode de réalisation de 1'invention dans lequel l'extrémité aval de la chambre de combustion ne présente plus une configuration en bride, perpendiculaire à 1'axe longitudinal de la chambre de o combustion, mais au contraire une configuration soit parallèle à cet axe soit incliné par rapport à celui-ci (cette inclinaison pouvant aller jusqu'à 90 ). Ces configurations non perpendiculaires de l'extrémité aval de la chambre offrent une amélioration en matière de fabrication des parois de la chambre en pemlettant
notamment une meilleure densification du matériau dans les rayons.
Dans l'exemple illustré, l'extrémité aval 70 de la paroi axiale inteme 28 de la cllambre de combustion présente une confguration parallèle à l'axe longitudinal 10 de cette chambre (voir le détail de la figure 6) et vient en appui radial, via la virole en matériau composite 86, contre la platefomle circulaire inteme 48 du distributeur. Comme dans la version précédente, cette plate-fonne o est munie d'une rainure 94 dans]aquelle vient se loger un joint d'étanchéité 90 de type " oméga " destiné à assurer l'étanchéité entre la cllambre de combustion 24 et la distributeur 42, au niveau de la paroi axiale inteme de cette chambre. Par contre, I'extrémité aval 68 de la paroi axiale exteme 26 de la chambre de combustion présente quant à elle, comme le montre le détail de la figure 5, une configuration inclince par rapport à l'axe longitudinal 10 de la chambre. Comme précédemment, une virole en matériau composite 84 est de prétérence brasée sur s l'extrémité aval pour fonner un plan d'appui pour un joint d'étanchéité assurant l'étanchéité entre la chambre de combustion 24 et la distributeur 42, au niveau cette fois de la paroi axiale extene de cette cllambre. Toutefois, du fait de la configuration inclinée, le joint est maintenant constitué d'un joint circulaire de type "à lamelles" 106 maintenu à 1'encontre d'un élément élastique 108, de
O préférence un ressort à lames, solidaire du distributeur.
La figure 5A illustre une autre variante d'un mode de réalisation de l'invention dans lequel la fixation des languettes 58 à 1'extrémité aval de la chambre de combustion 68 est effectuée par une liaison sertie, les boulons 72a, 72b étant remplacés par des éléments de sertissage 72c, 72d. De méme, pour assurer au mieux 1'écoulement des gaz de la veine, la virole de fenneture 84 est avantageusement munie d'une partie de retour chambre 84a disposée dans le prolongement de la paroi externe 26 de la chambre de combustion. Pour assurer le refroidissement de la zone morte ainsi créée sous le distributeur 46 par la partie en retour de la virole de fenneture (dans le cas d'une liaison boulomlée), des orifices
o de fuite calibrés 110 sont prévus au niveau du joint 106.
On notera que, si la figure 4 montre une configuration avec une extrémité aval de la paroi axiale inteme parallèle et une extrémité aval de la paroi exteme inclblée d'environ 45 , il est bien entendu tout a fait possible de prévoir la configuration inverse avec une extrémité aval de la paroi axiale exteme parallèle s et une extrémité aval de la paroi inteme inclinée. Dans toutes les configurations fonctionnelles, la souplesse des languettes de fixation 58, 60 permet de supporter l'écart de dilatation themlique apparaissant aux températures élevées entre la chambre de combustion en matériau composite et l'enveloppe annulaire
métallique tout en assurant le maintien et le positionnement de cette chambre.
o
Claims (13)
1. Turbomaclline comportant, dans une enveloppe annulaire en matériau métallique (12, 14) et selon un sens F d'écoulement des gaz, un s ensemble d'injection d'un carDurant (20; 22), une chambre de combustion annulaire en matériau composite (24) ayant un axe longitudinal (10) et un distributeur annulaire en matériau métallique (42) fonnant 1'étage d'entrée à aubes fixes (44) dune turbine llaute pression, caractérisee en ce que ladite cllambre de combustion en matériau composite est maintenue en position dans ladite 0 enveloppe amlulaire métallique par une pluralité de lanuettes métalliques souples (58, 60), régulièrement réparties autour de ladite chambre de combustion, chacune de ces languettes comportant trois branches reliées en étoile, les extrémités (62a, 62b; 64a, 64b) de deux de ces trois branclles étant fixces solidairement à une extrémité aval (68, 70) de ladite cllambre de combustion en matériau composite (26, 28) opposée audit système d'injection (20), par respectivement des premiers (72a, 72c; 74a) et seconds (72b, 72d; 74b) moyens de fixation et 1'extrémité (76, 78) de la demière de ces trois branches étant fixée solidairement à ladite enveloppe annulaire métallique (19, 14) par des troisièmes moyens de fixation (80, 82), la souplesse desdites languettes de fixation pennettant à des températures o élevées une libre dilatation radiale de ladite cllambre de combustion en matériau
composite par rapport à ladite enveloppe annulaire métallique.
2. Turbomaclline selon la revendication 1, caractérisée en ce que lesdits premiers, seconds et troisièmes moyens de fixation sont constitués cllacun
par une pluralité de boulons (72a, 74a; 72b, 74b; 80, 82).
3. Turbomaclline selon la revendication 1, caractérisce en ce que lesdits premiers et seconds moyens de fixation sont constitués cllacun par une pluralité d'éléments de setissage (72c, 79d), lesdits troisièmes moyens de fixation
étant constitués par une pluralité de boulons (80, 82).
4. Turbomaclline selon la revendication 1, caractérisce en ce qu'elle o comporte en outre une virole de fermeture en matériau composite céramique (84, 86) fixce solidairement à ladite extrémité aval de ladite chambre de combustion et destinée à fonner un plan d'appui pour un joint d'étanchéité (88, 90, 106) assurant
l'étanclléité entre ladite chambre de combustion et ledit distributeur.
5. Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce que ladite virole de fenneture est brasce sur ladite extrémité aval de la chambre de s combustion.
6. Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce que ladite virole de fermeture comporte une partie en retour (84a) disposée dans le
prolongement de la paroi de la chambre de combustion (26).
7. Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce que ledit o plan d'appui du joint d'étanchéité est fonné dans un plan perpendiculaire audit
axe longitudinal de ladite chambre de combustion.
8. Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce que ledit plan d'appui du joint d'étanchéité est fonné dans un plan parallèle audit axe
longitudinal de ladite chambre de combustion.
9. Turbomacl1ine selon la revendication 7 ou la revendication 8,
caractérisée en ce que ledit joint d'étanchéité est du type joint << oméga >> (88, 90).
10. Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce que ledit plan d'appui du joint d'étancl1éité est fonné dans un plan incliné par rapport audit
axe longitudinal de ladite chambre de combustion.
o
11. Turbomaclline selon la revendication 10, caractérisée en ce que
ledit joint d'étanchéité est du type joint << à lamelles " ( 106).
12. Turbomachine selon la revendication 11, caractérisée en ce que ledit joint << à lamelles " est maintenu contre ladite virole de feneture au moyen
d'un élément élastique (108) solidaire dudit distributeur.
s
13. Turbomachine selon la revendication 11, caractérisée en ce que ledit
Priority Applications (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0107361A FR2825781B1 (fr) | 2001-06-06 | 2001-06-06 | Montage elastique de chambre ce combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique |
| JP2002161063A JP4031292B2 (ja) | 2001-06-06 | 2002-06-03 | 金属ケーシング内のターボマシンのｃｍｃ燃焼室のための弾性的な取り付け |
| DE60229466T DE60229466D1 (de) | 2001-06-06 | 2002-06-04 | Elastische Befestigung einer Turbinenbrennkammer aus keramischem Matrix-Verbundwerkstoff in einem metallischen Gehäuse |
| EP02291365A EP1265036B1 (fr) | 2001-06-06 | 2002-06-04 | Montage élastique de chambre de combustion CMC de turbomachine dans un carter métallique |
| US10/162,189 US6732532B2 (en) | 2001-06-06 | 2002-06-05 | Resilient mount for a CMC combustion chamber of a turbomachine in a metal casing |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0107361A FR2825781B1 (fr) | 2001-06-06 | 2001-06-06 | Montage elastique de chambre ce combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2825781A1 true FR2825781A1 (fr) | 2002-12-13 |
| FR2825781B1 FR2825781B1 (fr) | 2004-02-06 |
Family
ID=8863985
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR0107361A Expired - Fee Related FR2825781B1 (fr) | 2001-06-06 | 2001-06-06 | Montage elastique de chambre ce combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6732532B2 (fr) |
| EP (1) | EP1265036B1 (fr) |
| JP (1) | JP4031292B2 (fr) |
| DE (1) | DE60229466D1 (fr) |
| FR (1) | FR2825781B1 (fr) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1479975A1 (fr) * | 2003-05-20 | 2004-11-24 | Snecma Moteurs | Chambre de combustion ayant une liason souple entre un fond de chambre et une paroi de chambre |
| FR2871846A1 (fr) * | 2004-06-17 | 2005-12-23 | Snecma Moteurs Sa | Chambre de combustion en cmc de turbine a gaz supportee dans un carter metallique par des organes de liaison en cmc |
| EP1818612A1 (fr) | 2006-02-10 | 2007-08-15 | Snecma | Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine |
Families Citing this family (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2840974B1 (fr) * | 2002-06-13 | 2005-12-30 | Snecma Propulsion Solide | Anneau d'etancheite pour cahmbre de combustion et chambre de combustion comportant un tel anneau |
| US6775985B2 (en) * | 2003-01-14 | 2004-08-17 | General Electric Company | Support assembly for a gas turbine engine combustor |
| FR2860039B1 (fr) * | 2003-09-19 | 2005-11-25 | Snecma Moteurs | Realisation de l'etancheite dans un turboreacteur pour le prelevement cabine par joints double sens a lamelles |
| FR2871847B1 (fr) * | 2004-06-17 | 2006-09-29 | Snecma Moteurs Sa | Montage d'un distributeur de turbine sur une chambre de combustion a parois en cmc dans une turbine a gaz |
| GB2422874A (en) * | 2005-02-05 | 2006-08-09 | Alstom Technology Ltd | Gas turbine burner expansion bar structure |
| US7546743B2 (en) * | 2005-10-12 | 2009-06-16 | General Electric Company | Bolting configuration for joining ceramic combustor liner to metal mounting attachments |
| FR2892181B1 (fr) * | 2005-10-18 | 2008-02-01 | Snecma Sa | Fixation d'une chambre de combustion a l'interieur de son carter |
| US7493771B2 (en) * | 2005-11-30 | 2009-02-24 | General Electric Company | Methods and apparatuses for assembling a gas turbine engine |
| US7523616B2 (en) * | 2005-11-30 | 2009-04-28 | General Electric Company | Methods and apparatuses for assembling a gas turbine engine |
| US7637110B2 (en) * | 2005-11-30 | 2009-12-29 | General Electric Company | Methods and apparatuses for assembling a gas turbine engine |
| US8863528B2 (en) * | 2006-07-27 | 2014-10-21 | United Technologies Corporation | Ceramic combustor can for a gas turbine engine |
| FR2919380B1 (fr) * | 2007-07-26 | 2013-10-25 | Snecma | Chambre de combustion d'une turbomachine. |
| US20090067917A1 (en) * | 2007-09-07 | 2009-03-12 | The Boeing Company | Bipod Flexure Ring |
| JP5276345B2 (ja) * | 2008-03-28 | 2013-08-28 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン及びガスタービンの燃焼器挿入孔形成方法 |
| US20120047909A1 (en) * | 2010-08-24 | 2012-03-01 | Nuovo Pignone S.P.A. | Combustor liner concentric support and method |
| US8919134B2 (en) * | 2011-01-26 | 2014-12-30 | United Technologies Corporation | Intershaft seal with support linkage |
| US9335051B2 (en) * | 2011-07-13 | 2016-05-10 | United Technologies Corporation | Ceramic matrix composite combustor vane ring assembly |
| CA2870754C (fr) | 2012-04-27 | 2017-09-05 | General Electric Company | Elements annulaires de liaison pour moteur a turbine a gaz |
| US9435266B2 (en) | 2013-03-15 | 2016-09-06 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Seals for a gas turbine engine |
| EP3044514B1 (fr) | 2013-09-11 | 2019-04-24 | General Electric Company | Chemise de chambre de combustion composite à matrice céramique à ressort et étanche |
| US9404421B2 (en) | 2014-01-23 | 2016-08-02 | Siemens Energy, Inc. | Structural support bracket for gas flow path |
| US20170059165A1 (en) | 2015-08-28 | 2017-03-02 | Rolls-Royce High Temperature Composites Inc. | Cmc cross-over tube |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2509503A (en) * | 1946-02-12 | 1950-05-30 | Lucas Ltd Joseph | Combustion chamber for prime movers |
| GB2035474A (en) * | 1978-11-09 | 1980-06-18 | Sulzer Ag | Seals |
| GB1570875A (en) * | 1977-03-16 | 1980-07-09 | Lucas Industries Ltd | Combustion equipment |
| EP1035377A2 (fr) * | 1999-03-08 | 2000-09-13 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Joint d'étanchéitée pour la partie aval d'une chambre de combustion d'une turbine à gaz |
| US6131384A (en) * | 1997-10-16 | 2000-10-17 | Rolls-Royce Deutschland Gmbh | Suspension device for annular gas turbine combustion chambers |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2268464A (en) * | 1939-09-29 | 1941-12-30 | Bbc Brown Boveri & Cie | Combustion chamber |
| US4688378A (en) * | 1983-12-12 | 1987-08-25 | United Technologies Corporation | One piece band seal |
| US4821522A (en) * | 1987-07-02 | 1989-04-18 | United Technologies Corporation | Sealing and cooling arrangement for combustor vane interface |
| US5291733A (en) * | 1993-02-08 | 1994-03-08 | General Electric Company | Liner mounting assembly |
| 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 |
| US6334298B1 (en) * | 2000-07-14 | 2002-01-01 | General Electric Company | Gas turbine combustor having dome-to-liner joint |
-
2001
- 2001-06-06 FR FR0107361A patent/FR2825781B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2002
- 2002-06-03 JP JP2002161063A patent/JP4031292B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 2002-06-04 DE DE60229466T patent/DE60229466D1/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-06-04 EP EP02291365A patent/EP1265036B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2002-06-05 US US10/162,189 patent/US6732532B2/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2509503A (en) * | 1946-02-12 | 1950-05-30 | Lucas Ltd Joseph | Combustion chamber for prime movers |
| GB1570875A (en) * | 1977-03-16 | 1980-07-09 | Lucas Industries Ltd | Combustion equipment |
| GB2035474A (en) * | 1978-11-09 | 1980-06-18 | Sulzer Ag | Seals |
| US6131384A (en) * | 1997-10-16 | 2000-10-17 | Rolls-Royce Deutschland Gmbh | Suspension device for annular gas turbine combustion chambers |
| EP1035377A2 (fr) * | 1999-03-08 | 2000-09-13 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Joint d'étanchéitée pour la partie aval d'une chambre de combustion d'une turbine à gaz |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1479975A1 (fr) * | 2003-05-20 | 2004-11-24 | Snecma Moteurs | Chambre de combustion ayant une liason souple entre un fond de chambre et une paroi de chambre |
| FR2855249A1 (fr) * | 2003-05-20 | 2004-11-26 | Snecma Moteurs | Chambre de combustion ayant une liaison souple entre un fond de chambre et une paroi de chambre |
| US7017350B2 (en) | 2003-05-20 | 2006-03-28 | Snecma Moteurs | Combustion chamber having a flexible connection between a chamber end wall and a chamber side wall |
| FR2871846A1 (fr) * | 2004-06-17 | 2005-12-23 | Snecma Moteurs Sa | Chambre de combustion en cmc de turbine a gaz supportee dans un carter metallique par des organes de liaison en cmc |
| US7234306B2 (en) | 2004-06-17 | 2007-06-26 | Snecma | Gas turbine combustion chamber made of CMC and supported in a metal casing by CMC linking members |
| EP1818612A1 (fr) | 2006-02-10 | 2007-08-15 | Snecma | Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP4031292B2 (ja) | 2008-01-09 |
| FR2825781B1 (fr) | 2004-02-06 |
| US20020184890A1 (en) | 2002-12-12 |
| DE60229466D1 (de) | 2008-12-04 |
| JP2003021334A (ja) | 2003-01-24 |
| EP1265036A1 (fr) | 2002-12-11 |
| EP1265036B1 (fr) | 2008-10-22 |
| US6732532B2 (en) | 2004-05-11 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1265036B1 (fr) | Montage élastique de chambre de combustion CMC de turbomachine dans un carter métallique | |
| EP1265034B1 (fr) | Accrochage de chambre de combustion CMC de turbomachine par pattes brasées | |
| EP1265035B1 (fr) | Liaison de chambre de combustion CMC de turbomachine en deux parties | |
| EP1265032B1 (fr) | Architecture de chambre de combustion de turbomachine en matériau à matrice céramique | |
| EP1265030B1 (fr) | Accrochage de chambre de combustion CMC de turbomachine par viroles de liaison souples | |
| EP1265037B1 (fr) | Accrochage de chambre de combustion CMC de turbomachine utilisant les trous de dilution | |
| EP1265031B1 (fr) | Fixation de casquettes métalliques sur des parois de chambre de combustion CMC de turbomachine | |
| EP1734305B1 (fr) | Assemblage d'une chambre de combustion annulaire de turbomachine | |
| CA2577514C (fr) | Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine | |
| EP1265033B1 (fr) | Chambre de combustion munie d'un système de fixation de fond de chambre | |
| FR2916018A1 (fr) | Systeme d'echappement pour turbine a gaz | |
| FR2871847A1 (fr) | Montage d'un distributeur de turbine sur une chambre de combustion a parois en cmc dans une turbine a gaz | |
| FR2871845A1 (fr) | Montage de chambre de combustion de turbine a gaz avec distributeur integre de turbine haute pression | |
| FR2855249A1 (fr) | Chambre de combustion ayant une liaison souple entre un fond de chambre et une paroi de chambre | |
| FR2896575A1 (fr) | Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine | |
| FR2825778A1 (fr) | Liaison coulissante entre un systeme d'injection d'une chambre de combustion et un fond de cette chambre de combustion | |
| FR2825782A1 (fr) | Montage flottant radial de chambre de combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique | |
| FR3017928B1 (fr) | Turbomachine a bride externe de chambre de combustion de type "sandwich" | |
| EP3721058B1 (fr) | Liaison entre un secteur de distributeur en composite a matrice ceramique et un support metallique d'une turbine de turbomachine | |
| FR3010774A1 (fr) | Turbomachine a chambre de combustion maintenue par une couronne de fixation metallique |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| CL | Concession to grant licences | ||
| CD | Change of name or company name | ||
| ST | Notification of lapse |
Effective date: 20110228 |