FR2825782A1 - Montage flottant radial de chambre de combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique - Google Patents
Montage flottant radial de chambre de combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique Download PDFInfo
- Publication number
- FR2825782A1 FR2825782A1 FR0107362A FR0107362A FR2825782A1 FR 2825782 A1 FR2825782 A1 FR 2825782A1 FR 0107362 A FR0107362 A FR 0107362A FR 0107362 A FR0107362 A FR 0107362A FR 2825782 A1 FR2825782 A1 FR 2825782A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- combustion chamber
- casing
- fixing flange
- turbomachine according
- distributor
- 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.)
- Pending
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
- F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- 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
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)
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 ladite enveloppe annulaire par des brides annulaires métalliques de fixation (58, 60) dont une extrémité (62, 64) est fixée solidairement à l'enveloppe annulaire et dont l'autre extrémité (66, 68) est fixée de façon élastique à la chambre de combustion pour permettre une libre dilatation radiale de cette chambre de combustion par rapport à l'enveloppe annulaire.
Description
<Desc/Clms Page number 1>
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 (composite à matrice céramique) dans le carter métallique d'une turbomachine.
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 (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'entrée (HPT nozzle), la chambre de 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 oeuvre des températures de combustion notablement élevées, l'emploi d'une chambre métallique s'avère d'un point de vue thermique totalement inadaptée et il doit être recouru à une chambre à base de matériaux composites haute température de type CMC.
Classiquement, dans un turboréacteur ou un turbopropulseur, la turbine haute pression, notamment son distributeur d'entrée (HPT nozzle), la chambre de 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 oeuvre des températures de combustion notablement élevées, l'emploi d'une chambre métallique s'avère d'un point de vue thermique 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 oeuvre 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 métalliques et les matériaux composites ont des coefficients de dilatation thermique 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.
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 déplacements induits par les différences des coefficients de dilatation de ces pièces.
La présente invention pallie ces inconvénients en proposant un montage de la chambre de combustion dans le carter ayant la capacité d'absorber les déplacements induits par les différences des coefficients de dilatation de ces pièces.
Un but de l'invention est aussi de proposer un montage qui permette une simplification de la fabrication de la chambre de combustion.
<Desc/Clms Page number 2>
Ces buts sont atteints par une turbomachine comportant, dans une enveloppe en matériau métallique et selon un sens F d'écoulement des gaz, un ensemble d'injection d'un carburant, une chambre de combustion en matériau composite et un distributeur en matériau métallique formant l'étage d'entrée à aubes fixes d'une turbine haute pression, caractérisée en ce que ladite chambre de combustion est maintenue en position dans ladite enveloppe par des brides métalliques de fixation dont une extrémité est fixée solidairement à ladite enveloppe et dont l'autre extrémité est fixée de façon élastique à ladite chambre de combustion pour permettre une libre dilatation radiale de ladite chambre de combustion en matériau composite par rapport à ladite enveloppe métallique.
Avec cette structure particulière, la plus grande dilatation de l'enveloppe et des brides aux températures élevées ne nuit aucunement au maintien de la chambre de combustion et à son centrage qui sont ainsi parfaitement conservés.
La chambre de combustion est montée coulissante entre ladite bride de fixation et une virole de fermeture en matériau métallique maintenue fixement contre cette bride de fixation. De préférence, ladite virole de fermeture est brasée
ou bien soudée sur ladite bride de fixation. De même, avantageusement, ladite z : l virole de fermeture est sectorisée.
ou bien soudée sur ladite bride de fixation. De même, avantageusement, ladite z : l virole de fermeture est sectorisée.
Selon un mode de réalisation préférentiel, ledit montage coulissant de ladite chambre de combustion dans ladite bride de fixation est obtenu au moyen d'une pluralité de doigts de guidage traversant une partie d'extrémité formant bride de ladite chambre de combustion et destiné à coopérer avec une pluralité
correspondante de trous oblongs pratiqués dans ladite bride de fixation et ladite 2 1 virole de fermeture.
correspondante de trous oblongs pratiqués dans ladite bride de fixation et ladite 2 1 virole de fermeture.
De préférence, ladite bride de fixation comporte un béquet circulaire pour servir d'appui à un joint circulaire d'étanchéité de type à lamelles destiné à assurer l'étanchéité entre ladite chambre de combustion et ledit distributeur. Ce joint est maintenu en appui contre ledit béquet au moyen d'un élément élastique fixé sur ledit distributeur.
<Desc/Clms Page number 3>
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 1 est une vue schématique en demi-coupe axiale d'une partie centrale d'une turbomachine,
- la figure 2 montre en perspective détaillée la bride de fixation entre la chambre z : l de combustion et l'enveloppe externe, - la figure 3 montre en perspective détaillée la bride de fixation entre la chambre de combustion et l'enveloppe interne, et - la figure 4 est une vue agrandie d'une partie de la figure 1.
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 1 est une vue schématique en demi-coupe axiale d'une partie centrale d'une turbomachine,
- la figure 2 montre en perspective détaillée la bride de fixation entre la chambre z : l de combustion et l'enveloppe externe, - la figure 3 montre en perspective détaillée la bride de fixation entre la chambre de combustion et l'enveloppe interne, et - la figure 4 est une vue agrandie d'une partie de la figure 1.
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 turbomachine dans la suite de la description) comprenant : . une enveloppe annulaire externe (ou carter externe) 12 en matériau métallique, d'axe longitudinal 10, . une enveloppe annulaire interne (ou carter interne) coaxiale 14 également en matériau métallique, . 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 l'enveloppe annulaire externe 12 (dans un souci de simplification des dessins le mélangeur et le déflecteur associés à chaque buse d'injection n'ont pas été représentés), ensuite une chambre de combustion en matériau composite haute température 24, par exemple de type CMC ou autres (carbone par exemple), formée d'une paroi axiale externe 26 et d'une paroi axiale
La figure 1 montre en demi-coupe axiale une partie centrale d'un turboréacteur ou d'un turbopropulseur (appelé turbomachine dans la suite de la description) comprenant : . une enveloppe annulaire externe (ou carter externe) 12 en matériau métallique, d'axe longitudinal 10, . une enveloppe annulaire interne (ou carter interne) coaxiale 14 également en matériau métallique, . 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 l'enveloppe annulaire externe 12 (dans un souci de simplification des dessins le mélangeur et le déflecteur associés à chaque buse d'injection n'ont pas été représentés), ensuite une chambre de combustion en matériau composite haute température 24, par exemple de type CMC ou autres (carbone par exemple), formée d'une paroi axiale externe 26 et d'une paroi axiale
<Desc/Clms Page number 4>
interne 28, toutes deux coaxiales d'axe 10, et d'une paroi transversale 30 qui constitue le fond de cette chambre de combustion et qui comporte des rabats 32, 34 fixés par tous moyens adaptés, par exemple des boulons métalliques ou réfractaires à vis à tête conique, sur des extrémités amont 36,38 des parois axiales
26, 28, ce fond de la chambre 30 étant pourvu d'orifices de passage 40 pour 1 permettre 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 formant un étage d'entrée d'une turbine haute pression (non représentée) et comportant classiquement une pluralité d'aubes fixes 44 montées entre une plateforme circulaire externe 46 et une plate-fonne circulaire interne 48. Le distributeur repose notamment sur des moyens support 49 solidaire de l'enveloppe annulaire externe 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.
26, 28, ce fond de la chambre 30 étant pourvu d'orifices de passage 40 pour 1 permettre 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 formant un étage d'entrée d'une turbine haute pression (non représentée) et comportant classiquement une pluralité d'aubes fixes 44 montées entre une plateforme circulaire externe 46 et une plate-fonne circulaire interne 48. Le distributeur repose notamment sur des moyens support 49 solidaire de l'enveloppe annulaire externe 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.
Selon l'invention, la chambre de combustion 24, qui a un coefficient de dilatation thermique très différent des autres pièces métalliques formant la turbomachine, est maintenue en position dans l'enveloppe annulaire par des brides annulaires métalliques de fixation externe 58 et interne 60 dont une extrémité 62 (respectivement 64) est fixée solidairement aux enveloppes annulaires externe 12 et interne 14 et dont l'autre extrémité 66 (respectivement 68) est fixée de façon élastique aux parois axiales externe 26 et interne 28 de la chambre de combustion pour permettre une libre dilatation radiale de cette chambre par rapport à l'enveloppe annulaire. Cette libre dilatation radiale est réalisée par un montage coulissant de chacune des parois interne et externe de la chambre de combustion entre la bride de fixation 58,60 et une virole de fermeture en matériau métallique 70,72 maintenue fixement contre la bride de fixation, par exemple par un simple brasage ou un soudage. Pour faciliter son montage, la virole de fermeture est avantageusement sectorisée. Ce montage coulissant de la chambre de combustion dans les brides de fixation est obtenu au moyen d'une pluralité de doigts de guidage 76,78 traversant une partie d'extrémité formant bride 80,82 de chacune des parois de cette chambre de combustion et destiné à coopérer avec une pluralité correspondante de trous oblongs 84,86 traversant à la fois les brides de fixation et les viroles de fermeture associées. Ainsi, en fonctionnement, les brides de fixation
<Desc/Clms Page number 5>
peuvent se dilater librement et conserver un parfait maintien de la chambre de combustion, le centrage de celle-ci étant en outre garanti par la coopération des doigts de guidage avec les trous oblongs.
Chacune des brides de fixation 58,60 comporte un béquet circulaire 88,90 pour former un plan d'appui pour un joint circulaire d'étanchéité de type à lamelles 92,94 destiné à assurer l'étanchéité entre la chambre de combustion 24 et le distributeur 42. Ce joint est maintenu en appui contre le béquet au moyen d'un élément élastique 96,98 fixé directement sur le distributeur. Cet élément élastique est de préférence un ressort circulaire à lames.
Quant à l'étanchéité des flux d'écoulement de gaz entre la chambre de combustion et la turbine, il est réalisé d'une part par un joint circulaire d'étanchéité de type oméga 96 monté dans une rainure circulaire 98 d'une bride de l'enveloppe annulaire interne 14 en contact direct avec la plate-forme circulaire interne 48 du distributeur et d'autre part par un joint à lamelles 100 monté dans une gorge circulaire 102 de la plate-fonne circulaire externe du distributeur 46 et dont une extrémité est en contact directement avec un béquet circulaire 104 de l'enveloppe annulaire externe 12.
Claims (9)
1. Turbomachine comportant, dans une enveloppe 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 en matériau composite (24) et un distributeur en matériau métallique (42) formant l'étage d'entrée à aubes fixes (44) d'une turbine haute pression, caractérisée en ce que ladite chambre de combustion est maintenue en position dans ladite enveloppe par des brides métalliques de fixation (58,60) dont une extrémité (62,64) est fixée solidairement à ladite enveloppe et dont l'autre extrémité (66,68) est fixée de façon élastique à ladite chambre de combustion pour permettre une libre dilatation radiale de ladite chambre de combustion en matériau composite par rapport à ladite enveloppe métallique.
2. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite chambre de combustion est montée coulissante entre ladite bride de fixation (58,60) et une virole de fermeture en matériau métallique (70,72) maintenue fixement contre cette bride de fixation.
3. Turbomachine selon la revendication 2, caractérisée en ce que ladite virole de fermeture est brasée sur ladite bride de fixation.
4. Turbomachine selon la revendication 2, caractérisée en ce que ladite virole de fermeture est soudée sur ladite bride de fixation.
5. Turbomachine selon la revendication 2, caractérisée en ce que ladite virole de fermeture est sectorisée.
6. Turbomachine selon la revendication 2, caractérisée en ce que ledit montage coulissant de ladite chambre de combustion dans ladite bride de fixation est obtenu au moyen d'une pluralité de doigts de guidage (76,78) traversant une partie d'extrémité formant bride (80,82) de ladite chambre de combustion et destiné à coopérer avec une pluralité correspondante de trous oblongs (84, 86) pratiqués dans ladite bride de fixation et ladite virole de fermeture.
7. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite bride de fixation comporte un béquet circulaire (88,90) pour servir d'appui
<Desc/Clms Page number 7>
à un joint circulaire d'étanchéité de type à lamelles (92,94) destiné à assurer l'étanchéité entre ladite chambre de combustion et ledit distributeur.
8. Turbomachine selon la revendication 7, caractérisée en ce que ledit joint est maintenu en appui contre ledit béquet au moyen d'un élément élastique (96,98) fixé sur ledit distributeur.
9. Turbomachine selon la revendication 8, caractérisée en ce que ledit élément élastique est constitué par un ressort circulaire à lames.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0107362A FR2825782A1 (fr) | 2001-06-06 | 2001-06-06 | Montage flottant radial de chambre de combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0107362A FR2825782A1 (fr) | 2001-06-06 | 2001-06-06 | Montage flottant radial de chambre de combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2825782A1 true FR2825782A1 (fr) | 2002-12-13 |
Family
ID=8863986
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR0107362A Pending FR2825782A1 (fr) | 2001-06-06 | 2001-06-06 | Montage flottant radial de chambre de combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2825782A1 (fr) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1445537A2 (fr) * | 2003-02-10 | 2004-08-11 | General Electric Company | Dispositif d'étanchéité pour la partie aval d'une chemise en CMC dans une chambre de combustion de turbine à gaz |
| EP1777461A2 (fr) * | 2005-10-20 | 2007-04-25 | United Technologies Corporation | Assemblage d'une chambre de combustion tubulaire |
| GB2433965A (en) * | 2006-01-04 | 2007-07-11 | Gen Electric | A turbine stator nozzle assembly |
| EP1923578A2 (fr) * | 2006-11-17 | 2008-05-21 | Connie E. Bird | Système de fixation CMC |
| EP1719949A3 (fr) * | 2005-04-27 | 2009-09-02 | United Technologies Corporation | Support métallique d'une chemise de chambre de combustion en céramique de turbine à gaz |
| JP2017061926A (ja) * | 2015-09-18 | 2017-03-30 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | セラミックマトリックス複合材リングシュラウド保持方法、並びに段付きシュラウドインタフェースを有するフィンガーシール |
| CN114543120A (zh) * | 2021-11-30 | 2022-05-27 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 一种基于陶瓷基复合材料的火焰筒固定结构 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3965066A (en) * | 1974-03-15 | 1976-06-22 | General Electric Company | Combustor-turbine nozzle interconnection |
| FR2356000A1 (fr) * | 1976-06-21 | 1978-01-20 | Gen Electric | Dispositif de support de chambre de combustion pour turbomachine |
| US5289677A (en) * | 1992-12-16 | 1994-03-01 | United Technologies Corporation | Combined support and seal ring for a combustor |
| US5291732A (en) * | 1993-02-08 | 1994-03-08 | General Electric Company | Combustor liner support assembly |
| US6131384A (en) * | 1997-10-16 | 2000-10-17 | Rolls-Royce Deutschland Gmbh | Suspension device for annular gas turbine combustion chambers |
-
2001
- 2001-06-06 FR FR0107362A patent/FR2825782A1/fr active Pending
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3965066A (en) * | 1974-03-15 | 1976-06-22 | General Electric Company | Combustor-turbine nozzle interconnection |
| FR2356000A1 (fr) * | 1976-06-21 | 1978-01-20 | Gen Electric | Dispositif de support de chambre de combustion pour turbomachine |
| US5289677A (en) * | 1992-12-16 | 1994-03-01 | United Technologies Corporation | Combined support and seal ring for a combustor |
| US5291732A (en) * | 1993-02-08 | 1994-03-08 | General Electric Company | Combustor liner support assembly |
| US6131384A (en) * | 1997-10-16 | 2000-10-17 | Rolls-Royce Deutschland Gmbh | Suspension device for annular gas turbine combustion chambers |
Cited By (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1445537A3 (fr) * | 2003-02-10 | 2006-02-01 | General Electric Company | Dispositif d'étanchéité pour la partie aval d'une chemise en CMC dans une chambre de combustion de turbine à gaz |
| EP1445537A2 (fr) * | 2003-02-10 | 2004-08-11 | General Electric Company | Dispositif d'étanchéité pour la partie aval d'une chemise en CMC dans une chambre de combustion de turbine à gaz |
| US8122727B2 (en) | 2005-04-27 | 2012-02-28 | United Technologies Corporation | Compliant metal support for ceramic combustor liner in a gas turbine engine |
| EP1719949A3 (fr) * | 2005-04-27 | 2009-09-02 | United Technologies Corporation | Support métallique d'une chemise de chambre de combustion en céramique de turbine à gaz |
| EP1777461A2 (fr) * | 2005-10-20 | 2007-04-25 | United Technologies Corporation | Assemblage d'une chambre de combustion tubulaire |
| EP1777461A3 (fr) * | 2005-10-20 | 2010-08-25 | United Technologies Corporation | Assemblage d'une chambre de combustion tubulaire |
| GB2433965A (en) * | 2006-01-04 | 2007-07-11 | Gen Electric | A turbine stator nozzle assembly |
| US8403634B2 (en) | 2006-01-04 | 2013-03-26 | General Electric Company | Seal assembly for use with turbine nozzles |
| GB2433965B (en) * | 2006-01-04 | 2011-09-07 | Gen Electric | Retaining assembly for turbine nozzle |
| US8038389B2 (en) | 2006-01-04 | 2011-10-18 | General Electric Company | Method and apparatus for assembling turbine nozzle assembly |
| EP1923578A2 (fr) * | 2006-11-17 | 2008-05-21 | Connie E. Bird | Système de fixation CMC |
| EP1923578A3 (fr) * | 2006-11-17 | 2011-07-27 | Connie E. Bird | Système de fixation CMC |
| US8556531B1 (en) | 2006-11-17 | 2013-10-15 | United Technologies Corporation | Simple CMC fastening system |
| JP2017061926A (ja) * | 2015-09-18 | 2017-03-30 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | セラミックマトリックス複合材リングシュラウド保持方法、並びに段付きシュラウドインタフェースを有するフィンガーシール |
| US10443417B2 (en) | 2015-09-18 | 2019-10-15 | General Electric Company | Ceramic matrix composite ring shroud retention methods-finger seals with stepped shroud interface |
| CN114543120A (zh) * | 2021-11-30 | 2022-05-27 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 一种基于陶瓷基复合材料的火焰筒固定结构 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| 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 | |
| EP1265036B1 (fr) | Montage élastique de chambre de combustion CMC de turbomachine dans un carter métallique | |
| EP1265032B1 (fr) | Architecture de chambre de combustion de turbomachine en matériau à matrice céramique | |
| EP1265037B1 (fr) | Accrochage de chambre de combustion CMC de turbomachine utilisant les trous de dilution | |
| EP1265030B1 (fr) | Accrochage de chambre de combustion CMC de turbomachine par viroles de liaison souples | |
| EP1734305B1 (fr) | Assemblage d'une chambre de combustion annulaire de turbomachine | |
| EP1265031B1 (fr) | Fixation de casquettes métalliques sur des parois de chambre de combustion CMC de turbomachine | |
| EP1818615B1 (fr) | Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine | |
| EP1265033B1 (fr) | Chambre de combustion munie d'un système de fixation de fond de chambre | |
| EP1705342B1 (fr) | Dispositif de liaison entre une enceinte de passage d'air de refroidissement et un aubage de distributeur dans une turbomachine | |
| EP2142787B1 (fr) | Turbine à gaz à flux séparés comprenant und système d'échappement | |
| FR2871847A1 (fr) | Montage d'un distributeur de turbine sur une chambre de combustion a parois en cmc dans une turbine a gaz | |
| FR2997997A1 (fr) | Support de tube d'evacuation d'air dans une turbomachine | |
| FR2825782A1 (fr) | Montage flottant radial de chambre de combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique | |
| FR2825778A1 (fr) | Liaison coulissante entre un systeme d'injection d'une chambre de combustion et un fond de cette chambre de combustion | |
| FR2896575A1 (fr) | Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine | |
| FR2997996A1 (fr) | Support de tube d'evacuation d'air dans une turbomachine | |
| FR3017928B1 (fr) | Turbomachine a bride externe de chambre de combustion de type "sandwich" | |
| FR3010774A1 (fr) | Turbomachine a chambre de combustion maintenue par une couronne de fixation metallique | |
| FR3111964A1 (fr) | Assemblage d’une pièce de chambre de combustion par recouvrement par une autre pièce | |
| FR3085743A1 (fr) | Chambre annulaire de combustion pour une turbomachine |