FR3022986B1 - Procede d'allumage d'une chambre de combustion de turbomachine - Google Patents

Procede d'allumage d'une chambre de combustion de turbomachine Download PDF

Info

Publication number
FR3022986B1
FR3022986B1 FR1456091A FR1456091A FR3022986B1 FR 3022986 B1 FR3022986 B1 FR 3022986B1 FR 1456091 A FR1456091 A FR 1456091A FR 1456091 A FR1456091 A FR 1456091A FR 3022986 B1 FR3022986 B1 FR 3022986B1
Authority
FR
France
Prior art keywords
combustion chamber
circuit
fuel
air
pilot
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
FR1456091A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3022986A1 (fr
Inventor
Jean Maurice Sandelis Denis
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS, SNECMA SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to FR1456091A priority Critical patent/FR3022986B1/fr
Publication of FR3022986A1 publication Critical patent/FR3022986A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3022986B1 publication Critical patent/FR3022986B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/264—Ignition
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2207/00—Ignition devices associated with burner
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
    • F23D2900/00014—Pilot burners specially adapted for ignition of main burners in furnaces or gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23N—REGULATING OR CONTROLLING COMBUSTION
    • F23N2227/00—Ignition or checking
    • F23N2227/02—Starting or ignition cycles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)

Abstract

Procédé d'allumage d'une chambre de combustion de turbomachine, la chambre de combustion (10) comprenant plusieurs injecteurs (20) de carburant répartis au fond de la chambre de combustion. Chaque injecteur (20) comprend un circuit pilote (21) pour l'injection d'un premier mélange air/carburant (41) dans la chambre de combustion (10) et un circuit principal (22) pour l'injection d'un deuxième mélange air/carburant (42) dans la chambre de combustion. Le circuit pilote débouche dans la chambre de combustion, au centre de l'injecteur (20). Le circuit principal (22) débouche dans la chambre de combustion, autour circuit pilote (21). Le circuit pilote (21) et le circuit principal (22) sont alimentés en carburant pour procéder à l'allumage de la chambre de combustion.

Description

PROCEDE D'ALLUMAGE D'UNE CHAMBRE DE COMBUSTION DE TURBOMACHINE
DOMAINE TECHNIQUE
Le présent exposé concerne un procédé d'allumage d'une chambre de combustion de turbomachine.
Ce procédé est applicable à tout type de turbomachine, terrestre ou aéronautique, et plus particulièrement aux turboréacteurs d'avions.
ARRIERE PLAN
Une chambre de combustion de turboréacteur d'avion est généralement de forme annulaire, centrée sur un axe X correspondant à l'axe de rotation du rotor du turboréacteur. Elle comprend deux parois annulaires (ou viroles) et un fond de chambre s'étendant entre ces parois, dans la région amont de la chambre. Les parois annulaires et le fond de chambre délimitent l'enceinte de combustion de la chambre. Classiquement, plusieurs injecteurs de carburant sont fixés sur le fond de chambre (souvent à l'intérieur d'orifices prévus à cet effet dans le fond de chambre) et répartis régulièrement autour de l'axe X. Le carburant projeté par ces injecteurs est brûlé dans l'enceinte de combustion.
Certains injecteurs comprennent deux circuits d'injection de carburant séparés, de manière à pouvoir générer deux mélanges air/carburant séparés. Conventionnellement, on appelle "circuit pilote" le circuit situé au centre de l'injecteur, qui est dédié à l'injection d'un premier mélange air/carburant dans la chambre de combustion. Le circuit pilote comprend un premier circuit d'injection de carburant et des premiers passages d'admission d'air associés. L'air traversant ces premiers passages est mélangé au carburant apporté par le premier circuit d'injection pour former le premier mélange air/carburant. On appelle "circuit principal" le circuit qui entoure le circuit pilote et qui est dédié à l'injection d'un deuxième mélange air/carburant dans la chambre de combustion. Le circuit principal comprend un deuxième circuit d'injection de carburant et des deuxièmes passages d'admission d'air associés. L'air traversant ces deuxièmes passages est mélangé au carburant apporté par le deuxième circuit d'injection pour former le deuxième mélange air/carburant.
Classiquement, lors de l'allumage d'une chambre de combustion de turboréacteur, seul le circuit pilote est alimenté en carburant. Le mélange air/carburant du circuit pilote est alors allumé par une étincelle produite par une bougie d'allumage fixée à l'intérieur de la chambre de combustion. Généralement, on allume le mélange air/carburant d'un seul injecteur et la flamme se propage ensuite, de proche en proche, à l'ensemble des injecteurs. Le circuit principal n'est quant à lui alimenté en carburant qu'après avoir atteint 30% de la poussée de décollage. Bien qu'un tel procédé d'allumage soit satisfaisant, on a pu constater, dans certains cas, des problèmes d'allumage du mélange air/carburant du circuit pilote ou des problèmes de propagation de la flamme entre les injecteurs. L'invention a pour but de remédier, au moins en partie, à ces inconvénients.
PRESENTATION GENERALE
Le présent exposé concerne un procédé d'allumage d'une chambre de combustion de turbomachine, la chambre de combustion comprenant plusieurs injecteurs de carburant répartis au fond de la chambre de combustion. Chaque injecteur comprend un circuit pilote pour l'injection d'un premier mélange air/carburant dans la chambre de combustion, ce circuit pilote débouchant dans la chambre de combustion, au centre de l'injecteur, et un circuit principal pour l'injection d'un deuxième mélange air/carburant dans la chambre de combustion, ce circuit principal débouchant dans la chambre de combustion, autour du circuit pilote.
Selon ce procédé, le circuit pilote et le circuit principal sont alimentés en carburant pour procéder à l'allumage de la chambre de combustion.
On a pu constater que le fait d'alimenter en carburant les deux circuits facilitait l'allumage et permettait d'obtenir une meilleure propagation de la flamme entre les injecteurs.
Outre les caractéristiques qui viennent d'être mentionnées plus haut, le procédé peut présenter une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, considérées isolément ou selon des combinaisons techniquement possibles: - Lors de l'allumage de la chambre de combustion, le circuit pilote et le circuit principal sont alimentés en carburant de sorte que les rapports d'équivalence des deux circuits sont sensiblement identiques et, de préférence, identiques. - Les rapports d'équivalence du circuit pilote et du circuit principal sont compris entre environ 0,8 et environ 1,5.
Les régimes de fonctionnement de la turbomachine, également appelés "régimes moteur", qui correspondent à l'allumage d'une chambre, varient en fonction des moteurs et correspondent typiquement à des vitesses de rotation du rotor de la turbomachine comprises entre 3000 et 5000 tours par minute (tr.min’1), c'est-à-dire entre 50 et 85 tours par seconde (tr.s’1). Une fois que la chambre est allumée, le régime moteur augmente progressivement pour atteindre un régime stabilisé typiquement compris entre 10000 et 13000 tr.min1, c'est-à-dire entre 165 et 235 tr.s’1. Ce régime stabilisé est typiquement atteint en 25 à 30 secondes (s). Dans certains modes de réalisation, après l'allumage de la chambre de combustion, lorsque l'accélération du rotor de la turbomachine (i.e. l'augmentation du régime moteur) dépasse une valeur seuil comprise entre 2 et 3 tours par seconde au carré (tr.s-2), on diminue progressivement l'alimentation en carburant du circuit principal. Cette diminution permet d'éviter d'avoir un excès de monoxyde de carbone (CO) ou d'imbrulés et, donc, de limiter la pollution, en particulier lorsque la turbomachine fonctionne au ralenti. A partir du moment où on diminue l'alimentation en carburant du circuit principal, on peut diminuer cette alimentation de sorte qu'elle devienne nulle au bout de 10 à 20 secondes. Ceci permet d'optimiser les émissions gazeuses (CO et imbrulés en particulier) pour un fonctionnement ralenti stabilisé de la turbomachine.
Les caractéristiques et avantages précités, ainsi que d'autres, apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit, d'un exemple de réalisation. Cette description détaillée fait référence aux dessins annexés.
BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
Les dessins annexés sont schématiques et ne sont pas à l'échelle, ils visent avant tout à illustrer les principes de l'invention.
Sur ces dessins, d'une figure (FIG) à l'autre, des éléments (ou parties d'élément) identiques sont repérés par les mêmes signes de référence.
La FIG 1 représente un exemple de chambre de combustion, en demi-coupe axiale.
La FIG 2 représente un secteur du fond de chambre de la FIG 1.
La FIG 3 est un graphique illustrant l'évolution du rapport "Qp/Qt" par rapport au temps. DESCRIPTION DETAILLEE D'EXEMPLE(S)
Un exemple de réalisation est décrit en détail ci-après, en référence aux dessins annexés. Cet exemple illustre les caractéristiques et les avantages de l'invention. Il est toutefois rappelé que l'invention ne se limite pas à cet exemple.
La FIG 1 représente un exemple de chambre de combustion 10 de turboréacteur d'avion dans son environnement. Cette chambre 10 est annulaire, centrée sur l'axe X de rotation du rotor du turboréacteur. Cette chambre de combustion 10 est dite axiale car elle est plutôt orientée suivant l'axe X. L'invention pourrait toutefois s'appliquer à d'autres types de turbomachines ou à d'autres types de chambres, notamment aux chambres de combustion dites radiales à retour, c'est-à-dire des chambres de combustion coudées dont une portion est orientée plutôt radialement par rapport à l'axe X.
On appelle généralement "module chambre de combustion" 8 le logement recevant la chambre de combustion 10. Le module chambre de combustion 8 est alimenté en air comprimé par le diffuseur 17 du turboréacteur.
La chambre de combustion 10 comprend deux parois annulaires (ou viroles) interne 12 et externe 14. Ces parois 12, 14 sont mutuellement écartées et positionnées coaxialement autour de l'axe X. Ces parois 12, 14 sont reliées entre elles par un fond de chambre 16 s'étendant entre celles-ci, dans la région amont de la chambre 10. Les parois 12, 14 et le fond 16 délimitent entre eux l'enceinte de combustion de la chambre 10.
Le fond de chambre 16 présente une pluralité d'ouvertures 18 réparties régulièrement autour de l'axe de rotation X. La chambre 10 comprend également des déflecteurs 19 montés sur le fond de chambre 16, à la périphérie des ouvertures 18, de manière à protéger le fond 16 des hautes températures atteintes lors de la combustion. A l'intérieur de chaque ouverture 18 est monté un injecteur 20.
Chaque injecteur 20 peut comprendre deux circuits d'injection de carburant 31, 32 séparés de manière à pouvoir générer deux mélanges air/carburant séparés. On appelle "circuit pilote" 21, le circuit qui est situé au centre de l'injecteur 20 et qui est dédié à l'injection d'un premier mélange air/carburant dans la chambre de combustion 10. Le circuit pilote 21 comprend un premier circuit d'injection de carburant 31 et des premiers passages d'admission d'air associés. L'air traversant ces premiers passages est mélangé au carburant apporté par le premier circuit d'injection 31 pour former un premier mélange air/carburant 41. Ce mélange 41 est projeté sous forme de nuage sensiblement centré autour de l'axe d'injection I de l'injecteur 20, comme représenté en pointillés sur la FIG 1. On appelle "circuit principal" 22 le circuit débouchant autour du circuit pilote 21, qui est dédié à l'injection d'un deuxième mélange air/carburant 42 dans la chambre de combustion 10. Le circuit principal 22 comprend un deuxième circuit d'injection 32 de carburant et des deuxièmes passages d'admission d'air associés. L'air traversant ces deuxièmes passages est mélangé au carburant apporté par le deuxième circuit 32 pour former le deuxième mélange air/carburant 42. Ce mélange 42 est projeté sous la forme d'un nuage annulaire entourant le mélange 41, comme représenté en pointillés sur la FIG 1.
La FIG 2 représente un secteur du fond de chambre 16, vu de l'intérieur de la chambre de combustion 10 (i.e. suivant la flèche II de la FIG 1). Ce secteur est équipé de trois injecteurs 20A à 20C. Les injecteurs 20A-20C sont représentés schématiquement et seules les ouvertures par lesquelles le carburant sort des injecteurs sont repérées. Ces ouvertures sont appelées "points de carburation". Dans l'exemple, le point de carburation central 51 appartient au circuit pilote 21 et les points de carburation périphériques 52 appartiennent au circuit principal 22.
Pour l'allumage de la chambre de combustion 10, le circuit pilote 21 et le circuit principal 22 sont alimentés en carburant. En d'autres termes, du carburant sort des points de carburation 51 et 52. Après avoir été mélangé à l'air traversant les injecteurs 20, le carburant forme des nuages de mélange air/carburant 41, 42 à l'intérieur de la chambre de combustion 10, comme illustré sur la FIG 1.
Pour l'allumage, une étincelle 45 est produite par une bougie 15 fixée à la paroi externe 14 de la chambre 10 (voir FIG 1). Cette étincelle 45 allume les mélanges air/carburant 41, 42 de l'injecteur 20 situé au centre sur la FIG 2 et référencé "20B". A ce stade initial de l'allumage, seuls les points de carburation 51 et 52 de l'injecteur 20B sont allumés. En quelques millisecondes, la flamme se propage aux injecteurs 20A, 20C situés de part et d'autre de l'injecteur 20B. Cette propagation est schématisée par les flèches P sur la FIG 2. La flamme se propage ensuite, de proche en proche, aux autres injecteurs 20 de la chambre. Ainsi, quasi-instantanément, l'ensemble des injecteurs 20 sont allumés.
La FIG 3 est un graphique illustrant un exemple d'évolution du rapport "Qp/Qt" entre le débit de carburant alimentant le circuit pilote 21 (Qp) et le débit de carburant total alimentant l'injecteur 20 (Qt), par rapport au temps (t). Le débit de carburant total correspond à la somme des débits alimentant le circuit pilote 21 et le circuit principal 22. Aussi, un rapport Qp/Qt égal à 1 signifie que la totalité du carburant passe par le circuit pilote 21. L'intervalle de temps tO-tl correspond à la phase d'allumage de l'injecteur 20. Dans cet intervalle, le rapport Qp/Qt est non nul, ce qui signifie que le circuit pilote 21 et le circuit principal 22 sont tous les deux carburés (i.e. alimentés en carburant). Dans l'exemple, ce rapport Qp/Qt est compris entre 0,15 et 0,3. De manière générale, ce rapport est choisi pour que les rapports d'équivalence du circuit pilote 21 et du circuit principal 22 soient identiques.
Le rapport d'équivalence (ou rapport d'équivalents) d'un circuit correspond au rapport entre la richesse effective du circuit et la richesse stoechiométrique. Par exemple, pour le circuit pilote, la richesse effective du circuit pilote correspond au rapport : Wfp/Wap, où Wfp est le débit de carburant dans le circuit pilote et Wap est le débit d'air passant par la vrille d'air du circuit pilote. Ainsi, lorsque le carburant est du kérosène, le rapport d'équivalence du circuit pilote est égal à (Wfp/Wap)/0,068, la richesse stoechiométrique du kérosène étant égale à 0,068. L'instant tl correspond au moment où l'accélération du rotor de la turbomachine dépasse une valeur seuil comprise entre 2 et 3 tr.s 2. A partir de cet instant tl et jusqu'à l'instant t2, on diminue progressivement le débit de carburant alimentant le circuit principal 22 de sorte que le rapport Qp/Qt augmente progressivement. Ce rapport augmente jusqu'à être égal à 1 à l'instant t2. A partir de t2, il n'y a plus de débit de carburant alimentant le circuit principal 22 et seul le circuit pilote 21 est carburé. La période postérieure à t2 correspondant à un régime de fonctionnement stabilisé ralenti du turboréacteur. Le fait de ne carburer que le circuit pilote 21 permet de réduire les émissions de monoxyde de carbone et d'imbrulés. Les instants tl et t2 peuvent être séparés de 10 à 20s.

Claims (4)

  1. REVENDICATIONS
    1. Procédé d'allumage d’une chambre de combustion de turbomachine, la chambre de combustion (10) comprenant plusieurs injecteurs (20) de carburant répartis au fond de la chambre de combustion, chaque injecteur (20) comprenant un circuit pilote (21) pour i’injection d’un premier mélange air/carburant (41) dans la chambre de combustion (10), ce circuit pilote débouchant dans la chambre de combustion, au centre de Finjecteur (20), et un circuit principal (22) pour i’injection d’un deuxième mélange air/carburant (42) dans la chambre de combustion, ce circuit principal (22) débouchant dans la chambre de combustion, autour circuit pilote (21), le procédé étant caractérisé en ce que le circuit pilote (21) et le circuit principal (22) sont alimentés en carburant pour procéder à l'allumage, de sorte que les rapports d’équivalence des deux circuits sont sensiblement identiques.
  2. 2. Procédé d’allumage selon la revendication 1, dans lequel les rapporte d’équivalence sont compris entre environ 0,8 et environ 1,5.
  3. 3. Procédé d’allumage selon la revendication 1 ou 2, dans lequel, lorsque l’accélération du rotor de la turbomachine dépasse une valeur seuil comprise entre 2 et 3 tr.s"2, on diminue progressivement l'alimentation en carburant du circuit principal (22).
  4. 4. Procédé d’allumage selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel, à partir du moment où on diminue l’alimentation en carburant du circuit principal (22), on diminue cette alimentation de sorte qu’elle devienne nulle au bout de 10 à 20 s.
FR1456091A 2014-06-27 2014-06-27 Procede d'allumage d'une chambre de combustion de turbomachine Active FR3022986B1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1456091A FR3022986B1 (fr) 2014-06-27 2014-06-27 Procede d'allumage d'une chambre de combustion de turbomachine

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1456091 2014-06-27
FR1456091A FR3022986B1 (fr) 2014-06-27 2014-06-27 Procede d'allumage d'une chambre de combustion de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3022986A1 FR3022986A1 (fr) 2016-01-01
FR3022986B1 true FR3022986B1 (fr) 2019-06-21

Family

ID=51298889

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1456091A Active FR3022986B1 (fr) 2014-06-27 2014-06-27 Procede d'allumage d'une chambre de combustion de turbomachine

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3022986B1 (fr)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11649966B1 (en) 2022-02-17 2023-05-16 General Electric Company Combustor with an ignition tube

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8511097B2 (en) * 2005-03-18 2013-08-20 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Gas turbine combustor and ignition method of igniting fuel mixture in the same
JP3958767B2 (ja) * 2005-03-18 2007-08-15 川崎重工業株式会社 ガスタービン燃焼器およびその着火方法

Also Published As

Publication number Publication date
FR3022986A1 (fr) 2016-01-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1953455B1 (fr) Système d'injection de carburant à double injecteur
EP1793168B1 (fr) Dispositif d'injection d'un mélange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
EP1342955B1 (fr) Système d'injection d'un mélange air carburant dans une chambre de combustion
CA2638223C (fr) Injecteur de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
CA2588952C (fr) Chambre de combustion d'une turbomachine
FR2970553A1 (fr) Systeme de regulation de debit dans un injecteur multitubulaire de combustible
EP2951421B1 (fr) Ensemble de combustion de turbomachine comprenant un circuit d'alimentation de carburant amélioré
EP1288579B1 (fr) Chambre de combustion annulaire à double tête étagée
CA2593199A1 (fr) Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
FR2772890A1 (fr) Ensemble de melange d'air et de combustible et moteur a turbine a gaz le comportant
FR2695460A1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine à plusieurs injecteurs.
FR3022986B1 (fr) Procede d'allumage d'une chambre de combustion de turbomachine
FR3001525A1 (fr) Procede de gestion de la consommation de carburant d un ensemble bimoteur et ensemble associe
EP2591288B1 (fr) Procédure d'allumage pour une chambre de combustion de turbomachine
FR3039220A1 (fr) Dipositif de postcombustion pour turboreacteur
FR3033030A1 (fr) Systeme d'injection d'un melange air-carburant dans une chambre de combustion de turbomachine d'aeronef, comprenant un venturi perfore de trous d'injection d'air
FR3009747A1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine pourvue d'un passage d'entree d'air ameliore en aval d'un orifice de passage de bougie
EP3771862A1 (fr) Nez d'injecteur de carburant pour turbomachine comprenant une chambre de mise en rotation intérieurement délimitée par un pion
FR3071550A1 (fr) Chambre annulaire de combustion
WO2023214129A1 (fr) Procede d'injection de melange hydrogene-air pour bruleur de turbomachine
WO2024052611A1 (fr) Dispositif et procede d'injection de melange hydrogene-air pour bruleur de turbomachine
FR3105985A1 (fr) Circuit multipoint d’injecteur amélioré
FR3141755A1 (fr) Chambre de combustion d’une turbomachine
FR3057648A1 (fr) Systeme d'injection pauvre de chambre de combustion de turbomachine
FR3028011A1 (fr) Architecture de combustion de carburant adaptee pour le ralenti et le demarrage rapide

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20160101

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4

CD Change of name or company name

Owner name: SNECMA, FR

Effective date: 20170713

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5

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