FR2825783A1 - Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine par pattes brasees - Google Patents
Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine par pattes brasees Download PDFInfo
- Publication number
- FR2825783A1 FR2825783A1 FR0107363A FR0107363A FR2825783A1 FR 2825783 A1 FR2825783 A1 FR 2825783A1 FR 0107363 A FR0107363 A FR 0107363A FR 0107363 A FR0107363 A FR 0107363A FR 2825783 A1 FR2825783 A1 FR 2825783A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- annular
- combustion chamber
- turbomachine
- metal
- metallic
- 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)
Abstract
Dans une turbomachine comportant, dans des enveloppes annulaires interne et externe en matériau métallique (12, 14) et selon un sens F d ecoulement 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 est maintenue en position entre les enveloppes annulaires métalliques interne et externe par une pluralité de languettes métalliques souples (58, 60) dont les premières extrémités (62, 64) sont reliées entre elles par une couronne métallique (66a, 66b) fixée solidairement à chacune des enveloppes annulaires (12, 14) par des premiers moyens de fixation (52, 66) et les secondes extrémités (70, 72) sont fixées par des seconds moyens de fixation (74, 76) sur une couronne en matériau composite (78a, 78b) fixée solidairement à la chambre de combustion.
Description
élément élastique est constitué par un ressort circulaire à lanes.
1 2825783
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 les carters métalliques de chambre d'une turbomachine. Art antérieur Classiquement, dans un turboréacteur ou un turbopropulseur, la turbine o haute pression, notamment son distributeur d'entrée (HPT nozzle), la chambre de combustion ainsi que les enveloppes (ou carters) interne et exten1e de cette
chambre sont réalisces 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 et le coût de ces matériaux 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 les enveloppes o inteme et externe de la chambre restant alors réalisées plus classiquement en des matériaux métalliques. Or, les matériaux métalliques et les matériaux composites ont des coefficients de dilatation themlique très différents. Il en résulte des problèmes particulièrement aigus de liaison avec les enveloppes inteme et exteme de la chambre de combustion et d'interface au niveau du distributeur, en entrée de
s 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 les carters 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 profite au
mieux des caractéristiques existantes de la chambre de combustion.
Ces buts sont atteints par une turbomachine comportant, dans des enveloppes annulaires interne et exteme en matériau métallique et selon un sens F d'écoulement des gaz, un ensemble d'injection d'un carburant, une chambre de combustion annulaire en natériau composite ayant un axe longitudinal, et un distributeur annulaire en matériau métallique fonnant 1'étage d'entrce à aubes fixes d ' une turb in e 1laute press ion, caractérisée en ce que ladite chambre de combustion en matériau composite est mailltenue en position entre lesdites enveloppes annulaires métalliques inteme et externe par une pluralité de languettes souples, des premières extrémités desdites languettes étant reliées entre o elles par une couronne métallique fixée solidairement à chacune desdites enveloppes annulaires métalliques inteme et exteme par des premiers moyens de fixation et des secondes extrénités étant fixées par des seconds moyens de fixation à une couronne en matériau composite fixée solidairement à ladite challlbre de combustion en matériau composite, la souplesse desdites languettes de fixation pelmettant à des températures élevées une libre dilatation radiale de ladite chambre de combustion en matériau composite par rapport auxdites enveloppes
annulaires métalliques.
Avec cette structure particulière de liaison fixe, les différentes usures dues
aux corrosions de contact des systèmes de l'art antérieur peuvent étre évitées.
o L'utilisation d'une couronne en matériau composite pour réaliser l'étanchéité de la veine permet de plus de garder intacte la structure initiale de la chambre. En outre, la présence des languettes métalliques souples en lieu et place des brides traditionnelles pennet un gain en masse particul ièrement appréci ab le. C es languettes, de part leur souplesse, permettent de supporter facilement l'écart de s dilatation apparaissant aux températures élevées entre pièces métalliques et composites (en reprenant les déplacements dus à la dilatation) tout en assurant U11 parfait maintien et un bon centrage de la chambre de combustioll dans 1'enveloppe annulaire. Les premiers et seconds moyens de fixation sont constitués de préférence
par une pluralité de boulons.
Selon un mode de réalisation avantageux dans lequel chacune desdites enveloppes annulaires métalliques est formée en deux parties, ladite couronne
3 2825783
,. C métallique reliant entre elles lesdites premières extré1nités desdites languettes de
fixation métalliques est mo1ltée entre des brides de liaison de ces deux parties.
Dans un mode de réalisation altematif, ladite courol1le métallique peut être fixce
directement à ladite enveloppe an1lulaire par des moye1ls de fixation.
Selon le mode de réalisation envisagé, lesdites premières extrémités des languettes de fixation peuvent soit être fixées par brasage à ladite courolme
métallique soit fomler une pièce unique avec cette couro1me métallique.
Selon un mode de réalisation préférentiel ladite couro1me composite est brasée sur une extrémité aval de la chambre de combustion. Dans un mode de
o réalisation altematif, cette courollne composite est cousue sur cette extrémité aval.
DallS Ull autre -mode de réalisation, cette couron1le composite est implantée sur
cette extré1llité aval.
Ladite couronne composite compo1te wle partie détenninée fonnant un pla1l d'appui pour un joint d'étanchéité (avalltageusement du type joint circulaire " à lamelles ") assura1lt l'étanchéité de la veine de gaz entre ladite chambre de combustio1l et ledit distributeur. De préférence, ladite partie détenninée est une
partie d'extrémité de ladite couronne composite.
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 dessi1ls a1mexés sur lesquels: - la figure 1 est une vue schématique en demi-coupe axiale d'une zone centrale d'une turbomachine dans Ull prerlier mode de réalisation de l'inventioll, - la figure 2 est une vue agraldie d'une partie de la figure 1 dans ule configuration de liaiso1l altemative, et - la figure 3 est une vue agrandie cl'ule autre paltie de la figure 1 dalls ulle
configuration de liaison alte1native.
Description détaillée d'un mode de réalisation prétére1ltiel
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 exteme) en deux paties 12a, 12b en s matériau nétallique, d'axe longitudinal IO, une enveloppe annulaire interne (ou carter inteme) coaxiale en deux parties 14a, 14b également en n1atériau métallique, un espace annulaire 16 congris entre les deux enveloppes 12a, 12b et 14a, 14b recevant le comburant comprimé, généralement de l'air, provenant en amont d'un o compresseur (non représenté) de la turbomaclline, 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 fomé d'une pluralité de systèmes d' injection 20 régulièrement répartis autour du conduit 18 et comportant cllacun une buse d'injection de carburant 22 fixée sur une patie amont 12a de 1'enveloppe annulaire eXteme (dans un souci de simplification des dessins le mélangeur et le déflecteur associés à cllaque buse d'injection n'ont pas été représentés), ensuite une cllanlbre de combustion 24 en matériau composite haute température, par exemple de type CMC ou autres (carbone par exemple), fonnée d'une paroi axiale o exteme 26 et d'une paroi axiale inteme 28, toutes deux coaxiales d'axe 10, et d'une paroi transversale 30 qui constitue le fond de cette cllambre de combustion et qui comporte des rabats 32, 34 fixés par tous moyens adaptés, par exemple par des boulons métalliques ou réfractaires à vis à tête conique, sur des extrémités amont 36, 38 des parois axiales 96, 28, ce fond de cllambre 30 étant pourvu s d 'orifices de passage 40 pour pemlettre 1' injection du carburant et d'une patie du comburant dans la cllambre de combustion 24, et enfin un distributeur annulaire 42 en matériau métallique formant un étage d'entrée d'une turUine haute pression (non représentée) et comportant classiquement une pluralité d'aubes fixes 44 montées entre une plate-forme circulaire exteme 46 et une plate-fonne circulaire
inteme 48.
Le distributeur est fixé sur une partie aval 14b de 1'enveloppe annulaire inteme de la turbomaclline par des preniers moyens de fixation amovibles constitués de préférence par une pluralité de boulons 50 tout en reposant sur des
moyens support 49 solidaire de 1'enveloppe annulaire exteme de la turbomachine.
Des orifices de passage 54, 56 ménagés dans les plates-formes nétalliques exteme 46 et inteme 48 du distributeur 42 sont en outre prévus pour assurer un s refroidissement des aubes fixes 44 de ce distributeur en entrée du rotor de la turUine 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 l'invention, la chambre de combustion 24, qui a un coefficient de o dilatation thennique très différent des autres pièces nétalliques fonnant la turbomachine, est maintenue fixement en position entre les enveloppes annulaires inteme et exteme par une pluralité de languettes souples 58, 60 régulièrement réparties autour de la chambre de combustion. Ces languettes de fixation sont montées pour une première partie d'entre elles (voir la languette référencée 58) entre 1'enveloppe annulaire exteme 12a, 12b et la paroi axiale extene 26 de la chambre de combustion et pour une seconde partie (comme la languette 60) entre l'enveloppe annulaire interne 14a, 14b et la paroi axiale interne 28 de la chambre
de combustion.
Chaque languette de fixation souple en matériau métallique qui peut o présenter une fonne sensiblement triangulaire comme l'illustre la figure IA, ou être constituée d'une simple lame (de largeur constante ou non), est soudée ou brasée par une première extrémité 62; 64 à une couronne métallique 66a, 66b fixée solidairement par des premiers moyens de fixation 52; 68 à 1'une ou 1'autre (selon son enplacement) des enveloppes annulaires métalliques exteme 12 ou s inteme 14 et destinée à faciliter à la fois le maintien de ces languettes et l'étanclléité vis à vis de l'espace annulaire 16. Dans un mode de réalisation préférentiel, ces languettes et la couronne métallique fonnent ensemble une pièce métallique unique d'un seul tenant. A une seconde extrémité 70;72, cette languette est fixée solidairement par des seconds moyens de fixation 74, 76 à une couronne composite céramique 78a; 78b brasée sur une extrémité aval 88; 90 des parois axiales exteme 26 et inteme 28 de la chambre de combustion en matériau composite céramique. Cette brasure peut être remplacée ou bien renforcée par une -;
"- 6 2825783
-. couture. La liaison entre les parois de chambre et les courom1es peut aussi être réalisce entièrel11el1t par implalltatioll (liaison de type connue sous l'anglicisllle << pin'sce "). Le nombre de languettes peut, par exemple, être en nolllbre égal à
celui des buses d'injectioll ou égal à un multiple de ce nolllbre.
La figure I illustre un premier mode de réalisation de l'invention dans lequel les secondes extrémités des]anguettes 70, 72 sont fixées respectivement sur les couronnes composites céramiques externe 78a et interne 78b par un simple boulonnage (mais Ull seltissage conme illustré sur la vue partielle de la figure 1B serait aussi envisageable). La couronne métallique 66a, 66b reliant entre elles les o premières extrémités 62, 64 des languettes est quant à elle de prétérence prise entre des brides de liaison existantes entre les parties amont et aval des enveloppes an1lulaires inten1e 14 et exten1e 12 et maintenues fixement par les premiers moyens de fixation 52, 68 qui de prétérence sont aussi de type boulon. On notera la présence de rondelles en 1natériau composite céramique 74a; 76a pour pennettre de " noyer " les têtes coniques des vis des boulons fonnant les seconds
moyens de fixation 74; 76.
Dans une variante illustrce à la figure 2, la couronne métallique 66a reliant entre elles par soudage (ou brasage) les premières extrémités 62 des languettes de fixation 58 de la paroi axialc exten1e de la chambre de combustion 26 n'est plus montée entre brides n1ais elle même soudées (ou brasées) au niveau d'un
détrompeur 106 solidaire de l'enveloppe annulaire exten1e 12.
Dans une autre variante illustrée à la figure 3, la couronne métallique 66b reliant entre elles par soudage (ou brasage) les premières extrémités 64 des languettes de fixation 60 de la paroi axiale inten1e de la challlbre de combustion 28 n'est plus montée entre brides mais simplement fixée directement à l'enveloppe annulaire inten1e 14 par des n1oyens de fixation 108, par exemple de
type boulon.
L'étanchéité de la veine de gaz entre la chambre de combustion 24 et le distributeur 42 est assurce par un joint circulaire " à lamelles " 80, 82 mollté dans une rainure 84, 86 de cl1acune des plates-fonnes exten1e 46 et inten1e 48 du distributeur et qui vient s'appuyer directement sur une partie de la couronne composite céramique 78a; 78b fomlallt un plan d'appui pour ce joint circulaire _ d'étanchéité. Cette partie peut être une partie d'extrénité de la couronne. Le joint est maintenu en appui contre cette partie d'extrémité de la couronne composite ou toute autre partie au moyen d'un élément élastique, de type ressort circulaire à lames 92, 94, fixé sur le distributeur. Par cette disposition, il est assuré une s parfaite étanchéité de la veine chaude entre la chambre de combustion 24 et le
distributeur 42.
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 0 bride de l'enveloppe annulaire intene 14 en contact direct avec la plate-forme circulaire inte1le 48 du distributeur et d'autre part par un autre joint circulaire " à lamelles " 100 monté dans une gorge circulaire 102 de la plate-fonne circulaire exte1le du distributeur 46 et dont une extrémité est en contact direct avec un
béquet circulaire 104 de la partie aval 12b de 1'enveloppe annulaire externe.
Dans toutes les configurations précitées, la souplesse des languettes de fxation permet de supporter 1'écart de dilatation thermique apparaissant aux températures élevées entre la chambre de combustion en matériau composite et les enveloppes annulaires métalliques tout en assurant le maintien et le
positionnement de la chambre.
o
RE VEND IC ATI ON S
1. Turbomachine comportant, dans des enveloppes annulaires inteme et exteme en matériau métallique (12, 14) et selon un sens F d'écoulement des gaz, un ensemble d'injection d'un carburant (20, 22), une cllambre de combustion annulaire en matériau composite (24) ayant un axe longitudinal (10), et un distributeur annulaire en matériau métallique (42) fonnant 1'étage d'entrce à aubes fixes (44) d ' une turbine haute press ion, caractérisce en ce que ladite chambre de combustion en matériau composite est maintenue en position entre lesdites 0 enveloppes annulaires métalliques inteme et extenne par une pluralité de languettes métalliques souples (58, 60), des premières extrémités (62, 64) desdites languettes étant relices entre elles par une couronne métallique (66a, 66b) fixce solidairement à chacune desdites enveloppes annulaires métalliques inteme et exteme (12, 14) par des premiers moyens de fixation (52; 68, 108) et des secondes extrémités (70, 72) étant fixées par des seconds moyens de fixation (74, 76) sur une couronne en matériau composite (78a, 78b) fixce solidairement à ladite chambre de combustion en matériau composite (26, 28), la souplesse desdites languettes de fixation métalliques pennettant à des températures élevées une libre dilatation radiale de ladite chambre de combustion en matériau
o composite par rapport auxdites enveloppes annulaires métalliques.
2. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que lesdits premiers et seconds moyens de fixation sont constitués par une pluralité de boulons. 3. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisee en ce que, chacune desdites enveloppes annulaires métalliques étant fonnées en deux parties (12a, 12b; 14a, 14b), ladite couronne métallique reliant entre elles lesdites premières extrémités desdites languettes de fixation métalliques est montée entre
des brides de liaison de ces deux parties.
4. Turbomaclline selon la revendication 1? caractérisée en ce que o ladite couronne métallique reliant entre elles lesdites premières extrémités desdites languettes de fixation métalliques est fixée directement à ladite enveloppe
annulaire par des moyens de fixation (108).
-)
9 2825783
5. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que lesdites premières extrénités des languettes de fixation métalliques sont fixées par
brasage ou soudage à ladite couronne métallique.
6. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que lesdites premières extrémités des languettes de fixation métalliques fon1lent une
pièce unique avec ladite couronne métallique.
7. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisce en ce que ladite couronne composite est brasée sur une extrén1ité aval (88, 90) de la chambre
de combustion.
] o 8. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisce en ce que ladite couronne composite est cousue sur une extrémité aval (88, 90) de la
cl1ambre de combustion.
9. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisce en ce que ladite couronne composite est implantée sur une extrémité aval (88, 90) de la
]5 cl1ambre de combustion.
10. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite couronne composite comporte une partie déten1linée fon1lant un plan d' appui pour un joint d' étanchéité (80, 82) assurant l' étancl1éité de la veine de gaz
entre ladite chambre de combustion et ledit distributeur.
11. Turbomacl1ine selon la revendication 10, caractérisée en ce que
ladite patie détennince est une partie d'extrémité de ladite couronne composite.
12. Turbomaclline selon la revendication 10, caractérisée en ce que
ledit joint d'étanchéité est du t,vpe joint circulaire " à lamelles >> (80, 82).
Priority Applications (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0107363A FR2825783B1 (fr) | 2001-06-06 | 2001-06-06 | Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine par pattes brasees |
| JP2002161064A JP3907529B2 (ja) | 2001-06-06 | 2002-06-03 | ろう付けされたタブを用いたターボマシンにおけるｃｍｃ燃焼室の取り付け |
| DE60229465T DE60229465D1 (de) | 2001-06-06 | 2002-06-04 | Befestigung einer Turbinenbrennkammer aus keramischem Matrix-Verbundswerkstoff mit gelöteten Befestigungsfüssen |
| EP02291363A EP1265034B1 (fr) | 2001-06-06 | 2002-06-04 | Accrochage de chambre de combustion CMC de turbomachine par pattes brasées |
| US10/162,385 US6708495B2 (en) | 2001-06-06 | 2002-06-05 | Fastening a CMC combustion chamber in a turbomachine using brazed tabs |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0107363A FR2825783B1 (fr) | 2001-06-06 | 2001-06-06 | Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine par pattes brasees |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2825783A1 true FR2825783A1 (fr) | 2002-12-13 |
| FR2825783B1 FR2825783B1 (fr) | 2003-11-07 |
Family
ID=8863987
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR0107363A Expired - Fee Related FR2825783B1 (fr) | 2001-06-06 | 2001-06-06 | Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine par pattes brasees |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6708495B2 (fr) |
| EP (1) | EP1265034B1 (fr) |
| JP (1) | JP3907529B2 (fr) |
| DE (1) | DE60229465D1 (fr) |
| FR (1) | FR2825783B1 (fr) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| FR3111964A1 (fr) | 2020-06-26 | 2021-12-31 | Safran Helicopter Engines | Assemblage d’une pièce de chambre de combustion par recouvrement par une autre pièce |
Families Citing this family (67)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10839321B2 (en) * | 1997-01-06 | 2020-11-17 | Jeffrey Eder | Automated data storage system |
| JP3600912B2 (ja) * | 2001-09-12 | 2004-12-15 | 川崎重工業株式会社 | 燃焼器ライナのシール構造 |
| EP1312865A1 (fr) * | 2001-11-15 | 2003-05-21 | Siemens Aktiengesellschaft | Chambre de combustion annulaire de turbine à gaz |
| 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 |
| US7047722B2 (en) * | 2002-10-02 | 2006-05-23 | Claudio Filippone | Small scale hybrid engine (SSHE) utilizing fossil fuels |
| US6775985B2 (en) * | 2003-01-14 | 2004-08-17 | General Electric Company | Support assembly for a gas turbine engine combustor |
| FR2855249B1 (fr) * | 2003-05-20 | 2005-07-08 | Snecma Moteurs | Chambre de combustion ayant une liaison souple entre un fond de chambre et une paroi de chambre |
| FR2871845B1 (fr) * | 2004-06-17 | 2009-06-26 | Snecma Moteurs Sa | Montage de chambre de combustion de turbine a gaz avec distributeur integre de turbine haute pression |
| 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 |
| US7197877B2 (en) * | 2004-08-04 | 2007-04-03 | Siemens Power Generation, Inc. | Support system for a pilot nozzle of a turbine engine |
| US7647779B2 (en) * | 2005-04-27 | 2010-01-19 | United Technologies Corporation | Compliant metal support for ceramic combustor liner in a gas turbine engine |
| EP1731715A1 (fr) * | 2005-06-10 | 2006-12-13 | Siemens Aktiengesellschaft | Transition d'une chambre de combustion à une turbine |
| FR2892181B1 (fr) * | 2005-10-18 | 2008-02-01 | Snecma Sa | Fixation d'une chambre de combustion a l'interieur de son carter |
| EP1960636B1 (fr) * | 2005-12-14 | 2016-01-27 | Alstom Technology Ltd | Turbomachine |
| US7578134B2 (en) * | 2006-01-11 | 2009-08-25 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine engines |
| US8863528B2 (en) * | 2006-07-27 | 2014-10-21 | United Technologies Corporation | Ceramic combustor can for a gas turbine engine |
| US8141370B2 (en) * | 2006-08-08 | 2012-03-27 | General Electric Company | Methods and apparatus for radially compliant component mounting |
| US8556531B1 (en) | 2006-11-17 | 2013-10-15 | United Technologies Corporation | Simple CMC fastening system |
| US8726675B2 (en) * | 2007-09-07 | 2014-05-20 | The Boeing Company | Scalloped flexure ring |
| US20090067917A1 (en) * | 2007-09-07 | 2009-03-12 | The Boeing Company | Bipod Flexure Ring |
| GB2453946B (en) * | 2007-10-23 | 2010-07-14 | Rolls Royce Plc | A Wall Element for use in Combustion Apparatus |
| GB0800294D0 (en) * | 2008-01-09 | 2008-02-20 | Rolls Royce Plc | Gas heater |
| GB0801839D0 (en) * | 2008-02-01 | 2008-03-05 | Rolls Royce Plc | combustion apparatus |
| GB2457281B (en) * | 2008-02-11 | 2010-09-08 | Rolls Royce Plc | A Combustor Wall Arrangement with Parts Joined by Mechanical Fasteners |
| FR2929689B1 (fr) * | 2008-04-03 | 2013-04-12 | Snecma Propulsion Solide | Chambre de combustion de turbine a gaz a parois interne et externe sectorisees |
| FR2929690B1 (fr) | 2008-04-03 | 2012-08-17 | Snecma Propulsion Solide | Chambre de combustion sectorisee en cmc pour turbine a gaz |
| GB2460634B (en) * | 2008-06-02 | 2010-07-07 | Rolls Royce Plc | Combustion apparatus |
| FR2935753B1 (fr) * | 2008-09-08 | 2011-07-01 | Snecma Propulsion Solide | Liaisons souples a butee pour fixation de piece en cmc |
| US8322983B2 (en) * | 2008-09-11 | 2012-12-04 | Siemens Energy, Inc. | Ceramic matrix composite structure |
| US8266914B2 (en) * | 2008-10-22 | 2012-09-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Heat shield sealing for gas turbine engine combustor |
| FR2944090B1 (fr) * | 2009-04-07 | 2015-04-03 | Snecma | Turbomachine a chambre annulaire de combustion |
| US8388307B2 (en) * | 2009-07-21 | 2013-03-05 | Honeywell International Inc. | Turbine nozzle assembly including radially-compliant spring member for gas turbine engine |
| US8215115B2 (en) * | 2009-09-28 | 2012-07-10 | Hamilton Sundstrand Corporation | Combustor interface sealing arrangement |
| FR2976021B1 (fr) * | 2011-05-30 | 2014-03-28 | Snecma | Turbomachine a chambre annulaire de combustion |
| US9335051B2 (en) * | 2011-07-13 | 2016-05-10 | United Technologies Corporation | Ceramic matrix composite combustor vane ring assembly |
| US20140311151A1 (en) * | 2011-11-16 | 2014-10-23 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Gas turbine combustor |
| RU2497251C1 (ru) * | 2012-03-30 | 2013-10-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское научно-производственное предприятие "Молния" (ОАО УНПП "Молния") | Свеча зажигания для камер сгорания энергетических и двигательных установок |
| EP2692995B1 (fr) * | 2012-07-30 | 2017-09-20 | Ansaldo Energia IP UK Limited | Moteur à turbine à gaz stationnaire et procédé pour effectuer les travaux de maintenance |
| US9309833B2 (en) * | 2012-10-22 | 2016-04-12 | United Technologies Corporation | Leaf spring hanger for exhaust duct liner |
| US20140223919A1 (en) * | 2013-02-14 | 2014-08-14 | United Technologies Corporation | Flexible liner hanger |
| EP2971583B1 (fr) | 2013-03-15 | 2016-11-30 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Joints d'étanchéité pour turbine à gaz |
| WO2014149108A1 (fr) | 2013-03-15 | 2014-09-25 | Graves Charles B | Agencement d'enceinte et de chemisage à dalles pour une chambre de combustion |
| WO2015009384A1 (fr) * | 2013-07-16 | 2015-01-22 | United Technologies Corporation | Turbine à gaz pourvue d'un panneau en céramique |
| US10648668B2 (en) * | 2013-07-19 | 2020-05-12 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine ceramic component assembly and bonding material |
| FR3010774B1 (fr) * | 2013-09-16 | 2018-01-05 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine a chambre de combustion maintenue par une couronne de fixation metallique |
| EP3066386B1 (fr) | 2013-11-04 | 2020-04-29 | United Technologies Corporation | Bouclier thermique de chambre de combustion de moteur à turbine doté de rails à hauteurs multiples |
| US10808937B2 (en) | 2013-11-04 | 2020-10-20 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine wall assembly with offset rail |
| US9664389B2 (en) | 2013-12-12 | 2017-05-30 | United Technologies Corporation | Attachment assembly for protective panel |
| US10088161B2 (en) | 2013-12-19 | 2018-10-02 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine wall assembly with circumferential rail stud architecture |
| US10234140B2 (en) | 2013-12-31 | 2019-03-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine wall assembly with enhanced flow architecture |
| US20170059159A1 (en) * | 2015-08-25 | 2017-03-02 | Rolls-Royce Corporation | Cmc combustor shell with integral chutes |
| CN105298684B (zh) * | 2015-09-18 | 2017-11-03 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种航空发动机用尾椎连接结构 |
| EP3159505B1 (fr) * | 2015-10-20 | 2020-01-08 | MTU Aero Engines GmbH | Carter intermédiaire pour une turbine a gaz |
| US10837638B2 (en) | 2016-04-12 | 2020-11-17 | Raytheon Technologies Corporation | Heat shield with axial retention lock |
| US10816204B2 (en) * | 2016-04-12 | 2020-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | Heat shield with axial retention lock |
| US10816212B2 (en) * | 2016-04-22 | 2020-10-27 | Rolls-Royce Plc | Combustion chamber having a hook and groove connection |
| US10519794B2 (en) * | 2016-07-12 | 2019-12-31 | General Electric Company | Sealing system for sealing against a non-cylindrical surface |
| US10823410B2 (en) | 2016-10-26 | 2020-11-03 | Raytheon Technologies Corporation | Cast combustor liner panel radius for gas turbine engine combustor |
| US10830448B2 (en) | 2016-10-26 | 2020-11-10 | Raytheon Technologies Corporation | Combustor liner panel with a multiple of heat transfer augmentors for a gas turbine engine combustor |
| US10670269B2 (en) | 2016-10-26 | 2020-06-02 | Raytheon Technologies Corporation | Cast combustor liner panel gating feature for a gas turbine engine combustor |
| US10669939B2 (en) | 2016-10-26 | 2020-06-02 | Raytheon Technologies Corporation | Combustor seal for a gas turbine engine combustor |
| US10935243B2 (en) | 2016-11-30 | 2021-03-02 | Raytheon Technologies Corporation | Regulated combustor liner panel for a gas turbine engine combustor |
| EP3385506B1 (fr) * | 2017-04-07 | 2019-10-30 | MTU Aero Engines GmbH | Agencement d'étanchéité pour turbine à gaz |
| US10385731B2 (en) * | 2017-06-12 | 2019-08-20 | General Electric Company | CTE matching hanger support for CMC structures |
| RU182925U1 (ru) * | 2018-04-16 | 2018-09-06 | Акционерное общество "Уфимское научно-производственное предприятие "Молния" | Свеча зажигания поверхностного разряда для емкостной системы зажигания |
| US11248797B2 (en) * | 2018-11-02 | 2022-02-15 | Chromalloy Gas Turbine Llc | Axial stop configuration for a combustion liner |
| US11377970B2 (en) | 2018-11-02 | 2022-07-05 | Chromalloy Gas Turbine Llc | System and method for providing compressed air to a gas turbine combustor |
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 |
| EP0316233A1 (fr) * | 1987-11-12 | 1989-05-17 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Méthode d'assemblage de deux pièces en matériaux ayant des coefficients de dilatation thermique différents |
| US6131384A (en) * | 1997-10-16 | 2000-10-17 | Rolls-Royce Deutschland Gmbh | Suspension device for annular gas turbine combustion chambers |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR7092E (fr) | ||||
| US2509593A (en) | 1947-05-21 | 1950-05-30 | Rca Corp | Humidity compensated oscillator |
| JPS52158202U (fr) * | 1976-05-27 | 1977-12-01 | ||
| JP2597800B2 (ja) * | 1992-06-12 | 1997-04-09 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ガスタービンエンジン用燃焼器 |
| 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 |
-
2001
- 2001-06-06 FR FR0107363A patent/FR2825783B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2002
- 2002-06-03 JP JP2002161064A patent/JP3907529B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2002-06-04 DE DE60229465T patent/DE60229465D1/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-06-04 EP EP02291363A patent/EP1265034B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2002-06-05 US US10/162,385 patent/US6708495B2/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 |
| EP0316233A1 (fr) * | 1987-11-12 | 1989-05-17 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Méthode d'assemblage de deux pièces en matériaux ayant des coefficients de dilatation thermique différents |
| US6131384A (en) * | 1997-10-16 | 2000-10-17 | Rolls-Royce Deutschland Gmbh | Suspension device for annular gas turbine combustion chambers |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| FR3111964A1 (fr) | 2020-06-26 | 2021-12-31 | Safran Helicopter Engines | Assemblage d’une pièce de chambre de combustion par recouvrement par une autre pièce |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP1265034B1 (fr) | 2008-10-22 |
| US20020184892A1 (en) | 2002-12-12 |
| US6708495B2 (en) | 2004-03-23 |
| EP1265034A1 (fr) | 2002-12-11 |
| JP2003014234A (ja) | 2003-01-15 |
| FR2825783B1 (fr) | 2003-11-07 |
| JP3907529B2 (ja) | 2007-04-18 |
| DE60229465D1 (de) | 2008-12-04 |
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 | |
| EP1265037B1 (fr) | Accrochage de chambre de combustion CMC de turbomachine utilisant les trous de dilution | |
| EP1265036B1 (fr) | Montage élastique de chambre de combustion CMC de turbomachine dans un carter métallique | |
| EP1265030B1 (fr) | Accrochage de chambre de combustion CMC de turbomachine par viroles de liaison souples | |
| EP1265032B1 (fr) | Architecture de chambre de combustion de turbomachine en matériau à matrice céramique | |
| EP1265031B1 (fr) | Fixation de casquettes métalliques sur des parois de chambre de combustion CMC de 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 | |
| EP1734305B1 (fr) | Assemblage d'une chambre de combustion annulaire de turbomachine | |
| EP1278012B1 (fr) | Système d'injection aéromécanique à vrille primaire anti-retour | |
| EP1777460A1 (fr) | Fixation d'une chambre de combustion à l'intérieur de son carter | |
| FR2825778A1 (fr) | Liaison coulissante entre un systeme d'injection d'une chambre de combustion et un fond de cette chambre de combustion | |
| WO2009153480A2 (fr) | Turbomachine avec diffuseur | |
| FR2825782A1 (fr) | Montage flottant radial de chambre de combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique | |
| FR2896575A1 (fr) | Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine | |
| FR3064050A1 (fr) | Chambre de combustion d'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 | |
| FR3100601A1 (fr) | Carter de chambre de combustion d’une turbomachine | |
| FR3085743A1 (fr) | Chambre annulaire de combustion pour une turbomachine |
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 |