FR3026436A1 - Turbomachine, telle par exemple qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion - Google Patents

Turbomachine, telle par exemple qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion Download PDF

Info

Publication number
FR3026436A1
FR3026436A1 FR1459065A FR1459065A FR3026436A1 FR 3026436 A1 FR3026436 A1 FR 3026436A1 FR 1459065 A FR1459065 A FR 1459065A FR 1459065 A FR1459065 A FR 1459065A FR 3026436 A1 FR3026436 A1 FR 3026436A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
guide wall
outer shell
annular
turbomachine
housing
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
Application number
FR1459065A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3026436B1 (fr
Inventor
Jacques Marcel Arthur Bunel
Patrice Andre Commaret
Romain Nicolas Lunel
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
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 SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Priority to FR1459065A priority Critical patent/FR3026436B1/fr
Publication of FR3026436A1 publication Critical patent/FR3026436A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3026436B1 publication Critical patent/FR3026436B1/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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • 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
    • F23R3/005—Combined with pressure or heat exchangers
    • 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
    • F23R2900/03043—Convection cooled combustion chamber walls with means for guiding the cooling air flow
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne une turbomachine, telle par exemple qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, s'étendant suivant un axe longitudinal X et comportant une chambre de combustion annulaire (1) comprenant une virole externe (3), et un carter annulaire (2) entourant ladite virole externe (3) et délimitant avec celle-ci un espace annulaire (17), caractérisée en ce qu'elle comporte une paroi de guidage (18) montée sur le carter annulaire (2) et dans l'espace annulaire (17) formé entre le carter annulaire (2) et ladite virole externe (3), ladite paroi de guidage (18) délimitant un canal d'écoulement d'air (19) avec la virole externe (3).

Description

Turbomachine, telle par exemple qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion La présente invention concerne une turbomachine, telle par exemple qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion. Une turbomachine s'étend suivant un axe longitudinal X et comporte classiquement une chambre de combustion annulaire 1 telle que représenté à la figure 1. Celle-ci est montée dans un carter externe 2 et comprend une virole externe 3 de révolution comportant une bride annulaire aval de fixation sur le carter 2, une virole interne 4 de révolution comportant une bride annulaire aval de montage sur un carter interne, et un fond de chambre 5 sur lesquels sont montés des carénages 6 s'étendant vers l'amont. Les termes amont et aval sont définis par rapport au sens du flux d'air ou de gaz circulant dans la turbomachine.
Des cannes d'injection de carburant 7, réparties autour de l'axe de la turbomachine, débouchent dans le fond de chambre 5, par des têtes d'injection 8. Des systèmes d'injection 9 sont disposés autour de chaque tête d'injection 8. Le flux d'air fourni par le compresseur de la turbomachine est 20 guidé par les carénages 6 et partagé en une veine centrale FC destinée à alimenter la chambre de combustion 1 et en deux veines externes FE destinées à contourner la chambre de combustion. Les systèmes d'injection 9 forment un flux d'air entrant de manière tourbillonnante dans une zone de combustion primaire 10 de la 25 chambre de combustion 1. Cet air est mélangé au carburant pulvérisé par les têtes d'injection 8, le mélange étant allumé par au moins une bougie 11. La bougie 11 est montée, par son extrémité externe, sur un adaptateur 12 fixé au carter externe 2. L'extrémité interne de la bougie 11 traverse un orifice 13 ménagé dans la virole externe 3, jusqu'à affleurer la 30 surface interne de la virole externe 3.
L'orifice 13 est équipé de moyens de guidage 14 de la bougie 11 comprenant une cheminée tubulaire 15 (voir figure 2) fixée sur la virole externe 3 et débouchant dans la chambre 10 par ledit orifice 13, ainsi qu'un guide 16 entourant la bougie et monté avec un jeu axial et transversal sur la cheminée 15. La virole externe 3 comporte en général des multiperforations permettant le passage d'une partie du flux d'air FE de façon à refroidir ladite virole externe 3. Plus la vitesse de l'air traversant les multiperforations est importante, plus le refroidissement de la virole externe 3 est efficace. De même, plus la vitesse de l'air FE s'écoulant le long de la virole externe 3 est importante, plus son refroidissement est efficace. Afin d'améliorer un tel refroidissement, l'invention propose une turbomachine, telle par exemple qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comportant une chambre de combustion annulaire comprenant une virole externe, et un carter annulaire entourant ladite virole externe et délimitant avec celle-ci un espace annulaire, caractérisée en ce qu'elle comporte une paroi de guidage montée sur le carter annulaire et dans l'espace annulaire formé entre le carter annulaire et ladite virole externe, ladite paroi de guidage délimitant un canal d'écoulement d'air avec la virole externe. La dimension radiale du canal d'écoulement d'air est déterminée par les dimensions et la forme de la paroi de guidage. Pour un même carter externe et une même virole externe, il est ainsi possible d'ajuster la dimension radiale dudit canal d'écoulement d'air, de façon à influer sur la vitesse du flux d'air de contournement traversant ledit canal. En d'autres termes, plus la distance radiale dudit canal d'écoulement d'air est faible, plus la vitesse du flux d'air correspondant est importante et plus le refroidissement de la virole externe est efficace. De préférence, la paroi de guidage est annulaire et délimite avec la virole externe de la chambre de combustion un canal annulaire d'écoulement d'air.
Par ailleurs, la paroi de guidage peut être fixée au carter par brasage, soudage rivetage et/ou boulonnage. De manière avantageuse, la virole externe de la chambre de combustion et la paroi de guidage peuvent s'étendre de façon oblique par rapport à l'axe de la turbomachine, des moyens de guidage destinés à entourer une bougie s'étendant vers l'extérieur depuis la virole externe de la chambre de combustion, la paroi de guidage comportant au moins une ouverture traversée par lesdits moyens de guidage. Dans ce cas, la paroi de guidage et/ou le carter peuvent 10 comporter au moins un renfoncement situé en regard des moyens de guidage, la zone creuse de chaque renfoncement étant tournée vers les moyens de guidage ou la virole externe. Le renfoncement de la paroi de guidage peut alors comporter une zone amont sensiblement cylindrique dont le rayon est supérieur à la 15 dimension radiale entre l'extrémité radialement externe des moyens de guidage et l'axe de la virole externe. Une telle caractéristique facilite le montage de la chambre de combustion dans le carter externe, par déplacement de ladite chambre de combustion d'amont vers l'aval à l'intérieur du carter externe. 20 En variante, la paroi de guidage et/ou le carter sont dépourvus de renfoncement en regard des moyens de guidage, de façon à assurer une meilleure résistance mécanique au carter et à la paroi de guidage, en particulier lorsque celles-ci sont soumises à des contraintes thermiques importantes. 25 De plus, la virole externe peut comporter des multiperforations situées en regard de la paroi de guidage. Comme indiqué précédemment, les multiperforations permettent le passage d'air de façon à refroidir la virole externe. Par ailleurs, la paroi de guidage peut comporter au moins un 30 orifice de passage d'air situé en partie aval de ladite paroi de guidage.
En outre, la turbomachine peut comporter au moins un organe, tel par exemple qu'une vis, faisant saillie du carter dans l'espace situé entre le carter et la paroi de guidage. De cette manière, la partie de l'organe en saillie ne perturbe pas l'écoulement du flux d'air de contournement circulant dans le canal d'écoulement. L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 est une demi-vue en coupe axiale d'une partie d'une turbomachine de l'art antérieur, - la figure 2 est une demi-vue en coupe axiale d'une partie d'une turbomachine selon une première forme de réalisation de l'invention, - la figure 3 est une vue correspondant à la figure 2 illustrant une deuxième forme de réalisation de l'invention, - les figures 4, 5, 6 sont des vues correspondant à la figure 2, illustrant des étapes successives du montage de la chambre de combustion à l'intérieur du carter externe de la turbomachine, - la figure 7 est une vue correspondant à la figure 2 illustrant une troisième forme de réalisation de l'invention, - la figure 8 est une vue correspondant à la figure 2 illustrant une quatrième forme de réalisation de l'invention. La figure 2 représente une partie d'une turbomachine, en particulier un turboréacteur, selon une première forme de réalisation de l'invention. Celle-ci comporte, comme précédemment, une chambre de combustion annulaire 1 comprenant une virole externe 3 de forme tronconique, et un carter annulaire 2 de forme tronconique, entourant ladite virole externe 3 et délimitant avec celle-ci un espace ou une veine annulaire 17. La turbomachine comporte en outre des moyens de guidage 14 destinés à entourer une bougie, s'étendant vers l'extérieur depuis la virole externe 3 de la chambre de combustion 1. Comme précédemment, les moyens de guidage 14 comportent une cheminée 15 sur laquelle est monté un guide 16. En fonction des applications, la turbomachine peut par exemple comporter une ou deux bougies, situées généralement en partie basse de la turbomachine (bien que les moyens de guidage s'étendent vers le haut sur les figures). La turbomachine selon l'invention diffère de celle exposée précédemment en référence à la figure 1 en ce qu'elle comporte en outre une paroi de guidage annulaire 18, de forme tronconique, fixée sur la face radialement interne du carter externe 2, dans la veine annulaire 17. La fixation de la paroi de guidage 18 sur le carter externe 2 est par exemple assurée au niveau de ses extrémités amont et aval, par brasage, soudage, rivetage et/ou boulonnage. Les termes amont et aval sont définis par rapport au sens du flux d'air ou de gaz de contournement FE. La virole externe 3 de la chambre de combustion 1 et la paroi de guidage 18 s'étendent de façon oblique par rapport à l'axe X de la turbomachine. La paroi de guidage 18 et la virole externe 3 délimitent entre elles un canal d'écoulement d'air annulaire 19, de forme tronconique. La paroi de guidage 18 comporte une ouverture 20 permettant le passage de l'extrémité radialement externe du guide 17. La paroi de guidage 18 comporte également une ou plusieurs ouvertures 21 située par exemple en partie aval de la paroi de guidage 18. Dans la forme de réalisation représentée à la figure 2, la paroi de guidage 18 et le carter externe 2 comportent chacun au moins un renfoncement 22, 23 en regard des moyens de guidage 14, la zone creuse de chaque renfoncement 22, 23 étant tournée vers les moyens de guidage 14 ou vers la virole externe 3. Chaque ouverture 20 est ainsi située dans le fond du renfoncement 22 de la paroi de guidage 18. Aux fins de montage, chaque renfoncement 22 de la paroi de 30 guidage 18 comporte une zone amont 24 sensiblement cylindrique dont le rayon r1 est supérieur à la dimension radiale r2 entre l'extrémité radialement externe du guide 16 et l'axe de la virole externe 3. Les renfoncements 22, 23 permettent par exemple d'éviter toute interaction ou collision entre le guide 16 et le carter externe 2 en fonctionnement. En effet, en fonctionnement, la virole externe 3 sur laquelle sont fixés les moyens de guidage 14 est soumise à des températures plus importantes que le carter externe 2. La virole externe 3 a donc tendance à se dilater plus que le carter externe 3 en fonctionnement. On notera également que, indépendamment de la présence des renfoncements 22, 23, de tels effets de dilatations différentiels tendent à réduire la dimension radiale h du canal d'écoulement d'air 19. En effet, la paroi de guidage 18 étant fixée sur le carter externe 2 et étant soumise à des températures moins importantes que la virole externe 3, cette dernière tend à se rapprocher de la paroi de guidage 18 lors d'une exposition à des températures élevées. Par ailleurs, indépendamment des conditions de fonctionnement, l'invention permet d'adapter la dimension radiale h du canal d'écoulement 19 de l'air de contournement FE en ajustant la forme et les dimensions de la paroi de guidage 18.
La figure 3 représente ainsi une deuxième forme de réalisation dans laquelle la dimension h a été réduite par rapport à la forme de réalisation de la figure 2, par modification de la forme et des dimensions de la paroi de guidage 18. Les figures 4 à 6 représentent trois étapes successives du procédé de montage de la chambre de combustion 1 à l'intérieur du carter externe 2 de la turbomachine selon l'invention. Lors des deux premières étapes représentées aux figures 4 et 5, la chambre de combustion 1 est déplacée en translation sensiblement parallèlement à l'axe X de la turbomachine (da et da') de l'amont vers l'aval, c'est-à-dire de la gauche vers la droite sur les figures. Si les moyens de guidage 14 ne sont situés qu'en partie basse ou qu'en partie haute de la turbomachine par exemple, alors les axes de la virole externe 3 et du carter externe 2 peuvent être légèrement désalignés (vers le haut ou vers le bas en fonction de la position des moyens de guidage) lors de ces étapes de manière à éviter toute collision de l'extrémité radialement externe du guide 16 et de la paroi de guidage 18. Lors d'une dernière étape, le guide 16 peut être inséré et centré dans l'ouverture 20 de la paroi de guidage 18, par déplacement axial (da") et/ou radial (dr) (afin de rattraper le désalignement lorsqu'il en existait un) de la chambre de combustion 1 par rapport au carter externe 2.
La figure 7 illustre une troisième forme de réalisation qui diffère de celle exposée en référence à la figure 2 en ce que le carter externe 2 et la paroi de guidage 18 sont dépourvus de renfoncement en regard des moyens de guidage 14. Comme indiqué précédemment, une telle forme de réalisation assure une meilleure résistance mécanique au carter externe 2 et à la paroi de guidage 18, en particulier lorsque ceux-ci sont soumis à des contraintes thermiques importantes. La figure 8 illustre une quatrième forme de réalisation, qui diffère de celle exposée à la figure 7 en ce que des organes montés sur le carter 2, ici des vis 25, font saillie vers l'intérieur dans l'espace 26 ménagé entre le carter externe 2 et la paroi de guidage 18. Les extrémités internes 27 des vis 25 ne viennent alors pas perturber le flux FE d'air de contournement, qui est dirigé par la paroi de guidage 18 vers le canal d'écoulement 19. Comme illustré aux figures 2 et 7, en fonctionnement, de l'air de contournement FE pénètre dans la veine 17 délimitée entre la virole externe 3 et le carter externe 2, cet air FE se divisant au niveau du passage de l'ouverture 20 et des moyens de guidage 14 en un premier flux F1 de gaz ou d'air circulant dans le canal 19 et en un second flux F2 de gaz ou d'air pénétrant dans l'espace 26 ménagé entre la paroi de guidage 18 et le carter externe 2, le flux F2 débouchant en aval ensuite dans la veine 17 par passage au travers des ouvertures 21. Le débit du flux F1 est important par rapport au débit du flux F2. Dans le cas où la virole externe 3 est pourvue de multiperforations, une partie du flux F1 débouche dans l'espace interne 10 de la chambre de combustion 1 par passage au travers des multiperforations. La paroi de guidage 18 comporte au moins une ouverture 20 de passage d'un flux d'air ou de gaz F2 située en partie en amont et/ou aval de ladite paroi de guidage 18. Du fait de la dimension radiale h réduite du canal 19, le flux d'air F1 est accéléré, ce qui permet de refroidir efficacement la virole externe 3, comme expliqué précédemment.

Claims (10)

  1. REVENDICATIONS1. Turbomachine, telle par exemple qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, s'étendant suivant un axe longitudinal X et comportant une chambre de combustion annulaire (1) comprenant une virole externe (3), et un carter annulaire (2) entourant ladite virole externe (3) et délimitant avec celle-ci un espace annulaire (17), caractérisée en ce qu'elle comporte une paroi de guidage (18) montée sur le carter annulaire (2) et dans l'espace annulaire (17) formé entre le carter annulaire (2) et ladite virole externe (3), ladite paroi de guidage (18) délimitant un canal d'écoulement d'air (19) avec la virole externe (3).
  2. 2. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que la paroi de guidage (18) est annulaire et délimite avec la virole externe (3) de la chambre de combustion (1) un canal annulaire d'écoulement d'air (19).
  3. 3. Turbomachine selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que la paroi de guidage (18) est fixée au carter (2) par brasage, soudage, rivetage et/ou boulonnage.
  4. 4. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que la virole externe (3) de la chambre de combustion (1) et la paroi de guidage (18) s'étendent de façon oblique par rapport à l'axe X de la turbomachine, des moyens de guidage (14) destinés à entourer une bougie s'étendant vers l'extérieur depuis la virole externe (3) de la chambre de combustion (1), la paroi de guidage (18) comportant au moins une ouverture (20) traversée par lesdits moyens de guidage (14).
  5. 5. Turbomachine selon la revendication 4, caractérisée en ce que la paroi de guidage (18) et/ou le carter (2) comportent au moins un renfoncement (22, 23) situé en regard des moyens de guidage (14), la zone creuse de chaque renfoncement (22, 23) étant tournée vers les moyens de guidage (14) ou vers la virole externe (3).
  6. 6. Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce que le renfoncement (22) de la paroi de guidage (18) comporte une zone amont (24) sensiblement cylindrique dont le rayon (r1) est supérieur à la dimension radiale (r2) entre l'extrémité radialement externe des moyens de guidage (14) et l'axe de la virole externe (3).
  7. 7. Turbomachine selon la revendication 4, caractérisée en ce que la paroi de guidage (18) et/ou le carter (2) sont dépourvus de renfoncement en regard des moyens de guidage (14).
  8. 8. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisée en ce que la virole externe (3) comporte des multiperforations situées en regard de la paroi de guidage (18).
  9. 9. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisée en ce que la paroi de guidage (18) comporte au moins un orifice (22) de passage d'air (F2) situé en partie aval de ladite paroi de guidage (18).
  10. 10. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 8, caractérisée en ce qu'elle comporte au moins un organe, tel par exemple qu'une vis (25), faisant saillie du carter (2) dans l'espace (26) situé entre le carter (2) et la paroi de guidage (18).20
FR1459065A 2014-09-25 2014-09-25 Turbomachine, telle par exemple qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion Active FR3026436B1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1459065A FR3026436B1 (fr) 2014-09-25 2014-09-25 Turbomachine, telle par exemple qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1459065A FR3026436B1 (fr) 2014-09-25 2014-09-25 Turbomachine, telle par exemple qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion
FR1459065 2014-09-25

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3026436A1 true FR3026436A1 (fr) 2016-04-01
FR3026436B1 FR3026436B1 (fr) 2020-07-03

Family

ID=51987346

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1459065A Active FR3026436B1 (fr) 2014-09-25 2014-09-25 Turbomachine, telle par exemple qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3026436B1 (fr)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2505401A1 (fr) * 1981-05-11 1982-11-12 Rolls Royce Chambre de combustion annulaire perfectionnee pour moteur a turbine a gaz
US5323604A (en) * 1992-11-16 1994-06-28 General Electric Company Triple annular combustor for gas turbine engine
US5680767A (en) * 1995-09-11 1997-10-28 General Electric Company Regenerative combustor cooling in a gas turbine engine
US20020108378A1 (en) * 2001-01-25 2002-08-15 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Liner supporting structure for annular combuster
EP1391582A2 (fr) * 2002-08-22 2004-02-25 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Structure d'étanchéité pour chemise de chambre de combustion
FR2971833A1 (fr) * 2011-02-21 2012-08-24 Snecma Chambre de combustion de turbomachine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2505401A1 (fr) * 1981-05-11 1982-11-12 Rolls Royce Chambre de combustion annulaire perfectionnee pour moteur a turbine a gaz
US5323604A (en) * 1992-11-16 1994-06-28 General Electric Company Triple annular combustor for gas turbine engine
US5680767A (en) * 1995-09-11 1997-10-28 General Electric Company Regenerative combustor cooling in a gas turbine engine
US20020108378A1 (en) * 2001-01-25 2002-08-15 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Liner supporting structure for annular combuster
EP1391582A2 (fr) * 2002-08-22 2004-02-25 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Structure d'étanchéité pour chemise de chambre de combustion
FR2971833A1 (fr) * 2011-02-21 2012-08-24 Snecma Chambre de combustion de turbomachine

Also Published As

Publication number Publication date
FR3026436B1 (fr) 2020-07-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2071242B1 (fr) Système d'injection d'un mélange d'air et de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
FR3020865A1 (fr) Chambre annulaire de combustion
WO2010081940A1 (fr) Dispositif d'injection d'un mélange d'air et de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
CA2589925A1 (fr) Dispositif de guidage d'un flux d'air a l'entree d'une chambre de combustion dans une turbomachine
EP1705340A2 (fr) Dispositif de liaison entre une enceinte de passage d'air de refroidissement et un aubage de distributeur dans une turbomachine
EP3039341B1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine pourvue de moyens de déflection d'air pour réduire le sillage creé par une bougie d'allumage
FR2952701A1 (fr) Guidage d'une bougie d'allumage dans une chambre de combustion d'une turbomachine
EP3569929B1 (fr) Ensemble pour une chambre de combustion de turbomachine
FR2953908A1 (fr) Guidage d'une bougie dans une chambre de combustion de turbomachine
FR3004518A1 (fr) Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine
FR2930591A1 (fr) Optimisation du positionnement angulaire d'un distributeur de turbine en sortie d'une chambre de combustion de turbomachine
FR2997997A1 (fr) Support de tube d'evacuation d'air dans une turbomachine
FR3026827B1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine
FR2952703A1 (fr) Guide d'une bougie d'allumage dans une chambre de combustion d'une turbomachine
EP3578884A1 (fr) Chambre de combustion pour une turbomachine
FR2956187A1 (fr) Etancheite d'un guide-bougie pour une chambre de combustion de turbomachine
EP3638886B1 (fr) Dispositif de refroidissement d'un carter annulaire externe de turbine
FR3028294A1 (fr) Carenage pour melangeur de tuyere de turbomachine a double flux
FR3026436A1 (fr) Turbomachine, telle par exemple qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion
FR2903151A1 (fr) Dispositif de ventilation d'un carter d'echappement dans une turbomachine
FR2952704A1 (fr) Guidage rotulant d'une bougie d'allumage dans une chambre de combustion d'une turbomachine
FR3080168A1 (fr) Ensemble pour une chambre de combustion de turbomachine
FR3039225A1 (fr) Turbomachine, telle par exemple qu'un turboreacteur d'avion
FR3087829A1 (fr) Carter intermediaire de turbomachine avec un dispositif de mesure de parametre aerodynamique, module de turbine comprenant un tel carter intermediaire et turbomachine equipee d'un tel module
FR2952702A1 (fr) Guidage d'une bougie d'allumage dans une chambre de combustion

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20160401

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: 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