FR3010774A1 - TURBOMACHINE WITH COMBUSTION CHAMBER MAINTAINED BY A METAL FIXING CROWN - Google Patents
TURBOMACHINE WITH COMBUSTION CHAMBER MAINTAINED BY A METAL FIXING CROWN Download PDFInfo
- Publication number
- FR3010774A1 FR3010774A1 FR1358899A FR1358899A FR3010774A1 FR 3010774 A1 FR3010774 A1 FR 3010774A1 FR 1358899 A FR1358899 A FR 1358899A FR 1358899 A FR1358899 A FR 1358899A FR 3010774 A1 FR3010774 A1 FR 3010774A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- metal
- annular
- combustion chamber
- metallic material
- envelopes
- 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
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 32
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims abstract description 34
- 239000007769 metal material Substances 0.000 claims abstract description 21
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims abstract description 13
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims abstract description 13
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 8
- 238000005219 brazing Methods 0.000 claims description 3
- 238000003466 welding Methods 0.000 claims description 3
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 3
- 238000011068 loading method Methods 0.000 description 3
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 3
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 3
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 2
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 2
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 238000002788 crimping Methods 0.000 description 1
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 description 1
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
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
- F01D25/243—Flange connections; Bolting arrangements
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F23M5/00—Casings; Linings; Walls
- F23M5/04—Supports for linings
-
- 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
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/60—Assembly methods
- F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
- F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/00005—Preventing fatigue failures or reducing mechanical stress in gas turbine components
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Dans une turbomachine comportant, dans des enveloppes annulaires interne et externe en matériau métallique (12a, 12b ; 14a, 14b) 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 métallique (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 dans chacune des enveloppes annulaires métalliques interne et externe par une couronne de fixation souple (60, 70) dont une première extrémité est fixée solidairement à chacune des enveloppes annulaires par des premiers moyens de fixation (40) et une seconde extrémité est fixée solidairement par des seconds moyens de fixation (80, 82) à un rebord transversal (24a, 26a) de la chambre de combustion annulaire en matériau métallique.In a turbomachine comprising, in inner and outer annular envelopes made of metallic material (12a, 12b; 14a, 14b) and in a gas flow direction F, a fuel injection assembly (20, 22), an annular combustion chamber of metallic material (24), and an annular distributor of metallic material (42) forming the fixed-blade inlet stage of a high-pressure turbine, it is provided that the combustion chamber is maintained in position in each of the inner and outer metal annular envelopes by a flexible fastening ring (60, 70), a first end of which is fixed integrally to each of the annular envelopes by first fastening means (40) and a second end is secured integrally by second fastening means (80, 82) at a transverse flange (24a, 26a) of the annular combustion chamber of metallic material.
Description
Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine spécifique des turbomachines et elle s'intéresse plus particulièrement aux problèmes que pose le montage d'une chambre de combustion dans les carters de la turbomachine. Classiquement, dans un turboréacteur ou un turbopropulseur, la io turbine haute pression, notamment son distributeur d'entrée (HPT nozzle), la chambre de combustion ainsi que les enveloppes (ou carters) interne et externe de cette chambre sont réalisées en métal ou dans un alliage métallique. En fonctionnement, le champ thermique des parois de la chambre et les chargements mécaniques qui s'y appliquent induisent des 15 déplacements aux extrémités de ces parois. Ces déplacements sont permis grâce à la souplesse de la partie de la chambre en forme d'épingles qui relie la zone d'encastrement au carter (la bride de fixation) avec la zone du tube à flamme. Toutefois, cette épingle souple est soumise à de nombreux efforts fluctuant au cours d'un cycle de fonctionnement du fait 20 de la différence de dilation thermique existant entre la chambre et le carter. Il en résulte une fatigue et à l'extrême des phénomènes de rupture qui impliquent alors un remplacement complet de la paroi de la chambre. De plus, les cas de chargement étant nombreux et difficiles à identifier précisément, il s'avère compliqué de définir une géométrie 25 optimisée lors de la conception de la pièce, de sorte qu'il est souvent nécessaire de reconcevoir la pièce, pour affiner la géométrie jusqu'à un compromis souplesse/robustesse acceptable. Objet et résumé de l'invention 30 La présente invention pallie ces inconvénients en proposant un montage de la chambre de combustion dans les carters libéré des contraintes précitées et ayant la capacité d'absorber les différents chargements mécaniques induits par les différences de dilatation thermique. Un but de l'invention est aussi de proposer un montage qui profite au mieux des systèmes de fixation à brides standards existants au niveau des chambres de combustion. Ces buts sont atteints par une turbomachine comportant, dans des enveloppes annulaires interne et externe 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 matériau métallique ayant un axe longitudinal, et un distributeur annulaire en matériau métallique formant l'étage d'entrée à aubes fixes d'une turbine haute pression, caractérisée en ce que ladite chambre de combustion en matériau métallique est maintenue en position dans chacune desdites enveloppes annulaires métalliques interne et externe par une couronne métallique de 15 fixation souple dont une première extrémité est fixée solidairement à chacune desdites enveloppes annulaires métalliques interne et externe par des premiers moyens de fixation et une seconde extrémité est fixée solidairement par des seconds moyens de fixation à un rebord transversal de ladite chambre de combustion en matériau métallique.BACKGROUND OF THE INVENTION The present invention relates to the specific field of turbomachines and is more particularly concerned with the problems posed by the mounting of a combustion chamber in the casings of the turbomachine. Conventionally, in a turbojet or a turboprop, the high-pressure turbine, including its inlet nozzle (HPT nozzle), the combustion chamber and the envelopes (or housings) internal and external of this chamber are made of metal or in a metal alloy. In operation, the thermal field of the walls of the chamber and the mechanical loadings which apply to them induce displacements at the ends of these walls. These displacements are allowed thanks to the flexibility of the part of the pin-shaped chamber which connects the embedding zone to the housing (the fixing flange) with the zone of the flame tube. However, this flexible pin is subjected to numerous efforts fluctuating during a cycle of operation due to the difference in thermal expansion existing between the chamber and the housing. This results in fatigue and extreme rupture phenomena which then involve a complete replacement of the wall of the room. In addition, the loading cases being numerous and difficult to identify precisely, it is difficult to define an optimized geometry during the design of the part, so it is often necessary to redesign the part, to refine the geometry up to compromise flexibility / robustness acceptable. OBJECT AND SUMMARY OF THE INVENTION The present invention overcomes these disadvantages by proposing a mounting of the combustion chamber in the housings freed from the aforementioned constraints and having the capacity to absorb the different mechanical loadings induced by the differences in thermal expansion. An object of the invention is also to provide a mounting that best takes advantage of existing standard flange fastening systems at the combustion chambers. These aims are achieved by a turbomachine comprising, in inner and outer annular envelopes of metallic material and in a direction F of gas flow, a fuel injection assembly, an annular combustion chamber made of metallic material having a longitudinal axis, and an annular distributor of metallic material forming the fixed blade inlet stage of a high pressure turbine, characterized in that said combustion chamber of metallic material is held in position in each of said inner metal annular envelopes and external by a flexible fastening metal ring whose first end is fixed integrally to each of said inner and outer metal annular envelopes by first fastening means and a second end is fixedly secured by second fastening means to a transverse flange of said combustion chamber made of metallic material.
20 Le recours à des couronnes métalliques indépendantes entre la chambre de combustion et les enveloppes annulaires, en lieu et place des liaisons directes traditionnelles à brides, permet, par la souplesse apportée, de supporter facilement l'écart de dilatation apparaissant aux températures élevées entre les différentes pièces métalliques (en 25 reprenant les déplacements dus à la dilatation) tout en assurant un parfait maintien et un bon centrage de la chambre de combustion dans l'enveloppe annulaire. Les seconds moyens de fixation sont constitués de préférence par une pluralité de boulons.The use of independent metal crowns between the combustion chamber and the annular envelopes, in place of the traditional direct flange connections, makes it possible, by the flexibility provided, to easily withstand the expansion gap occurring at high temperatures between them. various metal parts (taking 25 displacements due to expansion) while ensuring a perfect maintenance and a good centering of the combustion chamber in the annular envelope. The second fixing means are preferably constituted by a plurality of bolts.
30 Selon un mode de réalisation avantageux, ladite couronne métallique de fixation souple présente une forme sectorisée avec une pluralité de lames métalliques dont une première extrémité se raccorde sur un anneau métallique fixé solidairement par lesdits premiers moyens de fixation à ladite enveloppe annulaire métallique et dont une seconde extrémité se raccorde à une pluralité de platines de maintien fixées chacune solidairement par lesdits seconds moyens de fixation à un rebord transversal de ladite chambre de combustion annulaire en matériau métallique. De préférence, lesdites lames métalliques ont une largeur constante et sont en nombre égal au nombre de buses d'injection dudit système d'injection de carburant ou à multiple de ce nombre. Lesdites lames métalliques peuvent être formées d'un seul tenant avec ledit anneau métallique et lesdites platines de maintien ou bien encore fixées par brasage ou soudage audit anneau métallique et auxdites platines de maintien.According to an advantageous embodiment, said flexible fastening metal ring has a sectored shape with a plurality of metal plates, a first end of which is connected to a metal ring fastened integrally by said first fixing means to said metal annular envelope and of which one second end is connected to a plurality of holding plates each fixedly secured by said second fastening means to a transverse flange of said annular combustion chamber of metal material. Preferably, said metal blades have a constant width and are equal in number to the number of injection nozzles of said fuel injection system or to a multiple of this number. Said metal blades can be formed in one piece with said metal ring and said holding plates or else fixed by brazing or welding to said metal ring and said holding plates.
15 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 : 20 - la figure 1 est une vue schématique partielle en demi-coupe axiale d'une zone centrale d'une turbomachine conforme à l'invention, - les figures 2A et 2B montrent deux variantes de réalisation d'une couronne souple de fixation de la chambre de combustion au carter externe de la figure 1, 25 - la figure 3 est un exemple de réalisation d'une couronne souple de fixation de la chambre de combustion au carter interne de la figure 1, et - la figure 4 est une vue schématique en demi-coupe axiale d'une zone centrale d'une turbomachine de l'art antérieur.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The features and advantages of the present invention will become more apparent from the following description, given by way of non-limiting indication, with reference to the accompanying drawings, in which: FIG. 1 is a partial schematic view in half-section; axial view of a central zone of a turbomachine according to the invention, - Figures 2A and 2B show two alternative embodiments of a flexible ring for fixing the combustion chamber to the outer casing of Figure 1, 25 - the FIG. 3 is an exemplary embodiment of a flexible crown for fixing the combustion chamber to the internal casing of FIG. 1, and FIG. 4 is a schematic axial half-section view of a central zone of a turbomachine. of the prior art.
30 3010 774 4 Description détaillée d'un mode de réalisation La figure 4 montre en demi-coupe axiale une partie centrale d'un turboréacteur ou d'un turbopropulseur (appelé turbomachine dans la suite de la description) de l'art antérieur comprenant : 5 - une enveloppe annulaire externe (ou carter externe) en deux parties 12a, 12b en matériau métallique, d'axe longitudinal 10, - une enveloppe annulaire interne (ou carter interne) coaxiale en deux parties 14a, 14b également en matériau métallique, - un espace annulaire 16 compris entre les deux enveloppes 12a, 12b et 14a, 14b 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 : - 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 une partie amont 12a de l'enveloppe annulaire externe (dans un souci de simplification des dessins le mélangeur et le déflecteur associés à chaque buse d'injection n'ont pas été représentés), - une chambre de combustion 24 en matériau métallique, formée d'une paroi axiale externe 26 et d'une paroi axiale interne 28, toutes deux coaxiales d'axe longitudinal 10 et raccordées chacune en aval par une paroi de liaison 30, 32 aux enveloppes annulaires externe et interne, et d'une paroi transversale 34 qui constitue le fond de cette chambre de combustion, les deux parois de liaison 30, 32 étant fixées par boulonnage 40 sur les enveloppes annulaires externe et interne au niveau de brides de fixation annulaires 36, 38, et . un distributeur annulaire 42 en matériau métallique formant un 30 étage d'entrée d'une turbine haute pression (non représentée) et comportant classiquement une pluralité d'aubes fixes 44 montées entre une plate-forme circulaire externe 46 et une plate-forme circulaire interne 48, toutes deux reliées aux enveloppes annulaires externe et interne. Des premiers orifices de passage 50, 52 ménagés dans les deux parois de liaison 30, 32 de la chambre de combustion 24 et des second 5 orifices de passage 54, 56 ménagés dans les plates-formes externe 46 et interne 48 du distributeur 42 sont en outre prévus pour assurer un refroidissement des aubes fixes 44 de ce distributeur en entrée du rotor de la turbine haute pression à partir du comburant comprimé F disponible en sortie du conduit de diffusion 18 et s'écoulant en deux flux Fe, Fi de 10 part et d'autre de cette chambre de combustion 24. Selon l'invention, et afin de pallier les différences de coefficients de dilatation thermique existants entre les parois de la chambre de combustion et les enveloppes annulaires et notamment aux interfaces de contact chambre-distributeur ou les gradients thermiques sont les plus 15 importants tout en assurant le maintien et le positionnement de la chambre dans le carter, il est proposé, comme illustré à la figure 1, de séparer les parois de liaison des parois de la chambre de combustion. Pour ce faire, la chambre de combustion 24 est maintenue fixement en position entre les enveloppes annulaires interne et externe par deux couronnes de 20 fixation 60, 70 montées pour la première (voir la couronne référencée 60) entre l'enveloppe annulaire externe 12a, 12b et la paroi axiale externe 26 de la chambre de combustion et pour la seconde (la couronne 70) entre l'enveloppe annulaire interne 14a, 14b et la paroi axiale interne 28 de la chambre de combustion. Chacune de ces couronnes est bien entendu 25 percée d'orifices (voir la référence 50 sur la figure 2A) en nombre suffisant pour ne pas pénaliser l'efficacité des débits d'air alimentant le distributeur haute pression 42. Comme le montrent la figure 2B et la figure 3, ces couronnes de fixation souples en matériau métallique peuvent avantageusement 30 présenter une forme sectorisée d'un seul tenant avec une pluralité de lames métalliques 62, 72 (de préférence de largeur constante et en nombre égal à celui des buses d'injection de carburant ou égal à un multiple de ce nombre) réparties régulièrement autour de la chambre de combustion et dont une première extrémité se raccorde sur un anneau métallique 64a, 74a fixé solidairement par des premiers moyens de fixation à l'une ou l'autre (selon son emplacement) des enveloppes annulaires métalliques externe ou interne et dont une seconde extrémité, opposée à la première, se raccorde à une pluralité de platines de maintien 64b, 74b fixées chacune solidairement par des seconds moyens de fixation 80, 82 aux extrémités aval des parois axiales externe 26 et interne 28, à so un rebord transversal 26a, 28a de la chambre de combustion. Ces moyens de fixation peuvent être constitués d'un simple boulonnage mais un sertissage ou un rivetage est aussi envisageable. Revenons à la figure 1 pour noter que l'anneau métallique 64a, 74a reliant entre elles les premières extrémités des lames métalliques est de 15 préférence pris entre des brides de liaison 36, 38 existantes entre les parties amont 12a, 14a et aval 12b, 14b des enveloppes annulaires interne et externe et donc fixé avec les moyens de fixation standards de type boulon 40 de l'art antérieur. Bien entendu, s'il a été fait mention de couronnes réalisées en un 20 seul tenant, il est évident qu'une variante de réalisation différente est aussi possible, des lames métalliques de fixation 62, 72 pouvant être raccordées à l'anneau métallique 64a, 74a et aux platines de maintien par exemple par soudage (ou brasage) de leurs extrémités. L'invention ainsi proposée permet les avantages suivants : 25 En cas de rupture locale/totale de la couronne de fixation, possibilité de changer en maintenance une pièce à faible coût comparé au prix d'une paroi complète de chambre de combustion, En cas de recherche d'optimisation de la géométrie de la bride, seule la couronne de fixation est à modifier, 30 La sectorisation de la couronne de fixation permet de jouer sur la souplesse de la pièce sur une plus grande plage que pour la version monobloc, ce qui assure une meilleure marge de manoeuvre pour dimensionner cette couronne.DETAILED DESCRIPTION OF ONE EMBODIMENT FIG. 4 shows in axial half-section a central portion of a turbojet engine or a turboprop engine (called a turbomachine in the following description) of the prior art, comprising: An outer annular casing (or outer casing) in two parts 12a, 12b of metallic material, of longitudinal axis 10, an inner annular casing (or inner casing) coaxial in two parts 14a, 14b also made of metallic material, an annular space 16 between the two envelopes 12a, 12b and 14a, 14b receiving the compressed oxidant, generally air, coming upstream of a compressor (not shown) of the turbomachine, through an annular duct of diffusion 18 defining a general flow F of gas flow, this space 16 comprising, in the direction of gas flow: - an injection assembly formed of a plurality of injection systems 20 regularly distributed aut 18 of the duct 18 and each comprising a fuel injection nozzle 22 fixed on an upstream portion 12a of the outer annular casing (for the sake of simplification of the drawings the mixer and the deflector associated with each injection nozzle have not shown), - a combustion chamber 24 of metal material, formed of an outer axial wall 26 and an inner axial wall 28, both coaxial with longitudinal axis 10 and each connected downstream by a connecting wall 30, 32 to the outer and inner annular envelopes, and a transverse wall 34 which constitutes the bottom of this combustion chamber, the two connecting walls 30, 32 being fixed by bolting 40 to the outer and inner annular envelopes at the level of annular fixing flanges 36, 38, and. an annular distributor 42 of metallic material forming an inlet stage of a high pressure turbine (not shown) and conventionally comprising a plurality of stationary vanes 44 mounted between an outer circular platform 46 and an inner circular platform 48, both connected to the outer and inner annular envelopes. First through-holes 50, 52 formed in the two connecting walls 30, 32 of the combustion chamber 24 and the second through-holes 54, 56 formed in the outer 46 and inner 48 platforms of the distributor 42 are in further provided to ensure cooling of the fixed vanes 44 of the inlet distributor of the rotor of the high pressure turbine from the compressed oxidant F available at the outlet of the diffusion duct 18 and flowing in two streams Fe, Fi from 10 and Another embodiment of this combustion chamber 24. According to the invention, and in order to overcome the differences in coefficients of thermal expansion existing between the walls of the combustion chamber and the annular envelopes and in particular at the chamber-distributor contact interfaces or the thermal gradients are the most important while ensuring the maintenance and positioning of the chamber in the housing, it is proposed, as illustrated in FIG. It is connected to the walls of the combustion chamber. To do this, the combustion chamber 24 is fixedly held in position between the inner and outer annular envelopes by two fixing rings 60, 70 mounted for the first (see the ring referenced 60) between the outer annular casing 12a, 12b and the outer axial wall 26 of the combustion chamber and the second (the ring 70) between the inner annular casing 14a, 14b and the inner axial wall 28 of the combustion chamber. Each of these rings is of course perforated with orifices (see reference 50 in FIG. 2A) in sufficient number not to penalize the efficiency of the air flows supplying the high-pressure dispenser 42. As shown in FIG. 2B and FIG. 3, these flexible fastening rings made of metallic material may advantageously have a sectorized shape in one piece with a plurality of metal strips 62, 72 (preferably of constant width and in number equal to that of the nozzles). fuel injection or equal to a multiple of this number) distributed regularly around the combustion chamber and a first end of which is connected to a metal ring 64a, 74a fixedly secured by first fixing means to one or the other (depending on its location) outer or inner metal annular envelopes and a second end, opposite to the first, is connected to a plurality of decks holding members 64b, 74b each fixed integrally by second fastening means 80, 82 at the downstream ends of the outer axial walls 26 and inner 28, so as a transverse flange 26a, 28a of the combustion chamber. These fixing means may consist of a simple bolting but crimping or riveting is also possible. Returning to Figure 1 to note that the metal ring 64a, 74a interconnecting the first ends of the metal blades is preferably taken between connecting flanges 36, 38 existing between the upstream portions 12a, 14a and downstream 12b, 14b inner and outer annular envelopes and thus fixed with the standard fastening means bolt type 40 of the prior art. Of course, if mention has been made of crowns made in one piece, it is obvious that a different variant embodiment is also possible, metal fastening strips 62, 72 being connectable to the metal ring 64a. , 74a and holding plates for example by welding (or brazing) their ends. The invention thus proposed allows the following advantages: In the event of local / total breakage of the fixing ring, the possibility of changing a low-cost part in maintenance compared to the cost of a complete wall of the combustion chamber. In order to optimize the geometry of the flange, only the fixing ring is to be modified. The sectoring of the fixing ring makes it possible to play on the flexibility of the part over a larger range than for the one-piece version, which makes ensures a better margin of maneuver to size this crown.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1358899A FR3010774B1 (en) | 2013-09-16 | 2013-09-16 | TURBOMACHINE WITH COMBUSTION CHAMBER MAINTAINED BY A METAL FIXING CROWN |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1358899A FR3010774B1 (en) | 2013-09-16 | 2013-09-16 | TURBOMACHINE WITH COMBUSTION CHAMBER MAINTAINED BY A METAL FIXING CROWN |
| FR1358899 | 2013-09-16 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3010774A1 true FR3010774A1 (en) | 2015-03-20 |
| FR3010774B1 FR3010774B1 (en) | 2018-01-05 |
Family
ID=49484362
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1358899A Active FR3010774B1 (en) | 2013-09-16 | 2013-09-16 | TURBOMACHINE WITH COMBUSTION CHAMBER MAINTAINED BY A METAL FIXING CROWN |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3010774B1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3760835A1 (en) * | 2019-07-03 | 2021-01-06 | Raytheon Technologies Corporation | Combustor mounting structures for gas turbine engines |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1265034A1 (en) * | 2001-06-06 | 2002-12-11 | Snecma Moteurs | Mounting of a turbine ceramic matrix composite combustion chamber with brazed mounting lungs |
| EP1607582A1 (en) * | 2004-06-17 | 2005-12-21 | Snecma Moteurs | Mounting of a gas turbine combustor with integrated turbine inlet guide conduit |
-
2013
- 2013-09-16 FR FR1358899A patent/FR3010774B1/en active Active
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1265034A1 (en) * | 2001-06-06 | 2002-12-11 | Snecma Moteurs | Mounting of a turbine ceramic matrix composite combustion chamber with brazed mounting lungs |
| EP1607582A1 (en) * | 2004-06-17 | 2005-12-21 | Snecma Moteurs | Mounting of a gas turbine combustor with integrated turbine inlet guide conduit |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3760835A1 (en) * | 2019-07-03 | 2021-01-06 | Raytheon Technologies Corporation | Combustor mounting structures for gas turbine engines |
| EP4219907A1 (en) * | 2019-07-03 | 2023-08-02 | Raytheon Technologies Corporation | Combustor mounting structures for gas turbine engines |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3010774B1 (en) | 2018-01-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1265034B1 (en) | Mounting of a turbine ceramic matrix composite combustion chamber with brazed mounting lugs | |
| EP1265035B1 (en) | Double mounting of a ceramic matrix composite combustion chamber | |
| EP1265030B1 (en) | Mounting of a ceramic matrix composite combustion chamber with flexible shrouds | |
| EP1818615B1 (en) | Annular combustion chamber of a turbomachine | |
| EP1265037B1 (en) | Fixation of turbine ceramic matrix composite combustion chamber using dilution holes | |
| EP1607582B1 (en) | Mounting of a gas turbine combustor with integrated turbine inlet guide conduit | |
| EP1265032B1 (en) | Ceramic matrix composite material gas turbine combustion chamber | |
| EP1265036B1 (en) | Elastic mounting of a ceramic matrix composite combustion chamber inside a metallic casing | |
| EP2917519B1 (en) | Air exhaust tube holder in a turbomachine | |
| EP2836684B2 (en) | Turbomachine, such as aircraft turbojet engine or turbopropeller engine | |
| EP1777460B2 (en) | Befestigung einer Brennkammer im Inneren ihres Gehäuses | |
| EP1265033B1 (en) | Combustion chamber with a system for mounting the chamber end wall | |
| CA2889751A1 (en) | Exhaust housing hub for a turbomachine | |
| FR2997996A1 (en) | AIR TUBE SUPPORT SUPPORT IN A TURBOMACHINE | |
| FR2896575A1 (en) | Annular combustion chamber for e.g. turbo propeller, has chamber base arranged between inner and outer walls in region that is provided upstream to chamber, where chamber base and walls are made of ceramic material | |
| FR3081494A1 (en) | GAS TURBOMACHINE COMBUSTION MODULE WITH BOTTOM BOTTOM | |
| FR3017928B1 (en) | TURBOMACHINE WITH EXTERNAL FLANGE OF "SANDWICH" COMBUSTION CHAMBER | |
| FR2825778A1 (en) | Coupling between fuel injector nozzle and turbine combustion chamber base has metal mixer/deflector assembly sliding in composition base aperture | |
| FR3010774A1 (en) | TURBOMACHINE WITH COMBUSTION CHAMBER MAINTAINED BY A METAL FIXING CROWN | |
| FR2825782A1 (en) | Turbine with metal casing has composition combustion chamber fitted with sliding coupling to allow for differences in expansion coefficients | |
| FR2999277A1 (en) | Annular internal or external wall for e.g. direct flow combustion chamber, of turboshaft engine, has cooling holes whose drilling axes are directed according to direction of air flow so as to maintain supply of air axially across holes | |
| FR3085743A1 (en) | ANNULAR COMBUSTION CHAMBER FOR A TURBOMACHINE | |
| FR3052486A1 (en) | TURBOMACHINE DISPENSER SECTOR COMPRISING A PLATFORM SEPARATED IN CIRCUMFERENTIAL PORTIONS | |
| FR3061761A1 (en) | COMBUSTION CHAMBER FOR TURBOMACHINE |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 4 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |
|
| CD | Change of name or company name |
Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR Effective date: 20170717 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 6 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 7 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 8 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 9 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 10 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 11 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 12 |