FR3064050A1 - Chambre de combustion d'une turbomachine - Google Patents
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Abstract
Chambre (1) annulaire de combustion, d'axe (C) de révolution, d'une turbomachine (3) délimitée par des parois (11, 12) annulaires interne et externe coaxiales réunies en amont par un fond (13) de chambre (1) sensiblement transversal, la chambre (1) comprenant en outre au moins un déflecteur (23) annulaire placé dans la chambre (1) et sensiblement parallèle au fond (13) de chambre (1), le fond (13) de chambre (1) comportant des orifices destinés à être traversés par de l'air (25) de refroidissement par impact du déflecteur (23) et provenant de l'amont ; caractérisée en ce que le déflecteur (23) est fixé de manière étanche aux parois (11, 12) interne et externe, et l'air (25) de refroidissement du déflecteur (23) est évacué de la chambre (1) par des trous (26) d'échappement pratiqués dans les parois (11, 12) interne et externe.
Description
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention concerne une chambre de combustion d’un générateur de gaz d’une turbomachine.
ETAT DE L’ART
Une turbomachine comprend un générateur de gaz comportant notamment un ou plusieurs compresseurs, par exemple basse pression et haute pression, disposé(s) en amont d’une chambre de combustion.
Par convention, dans la présente demande, les termes « amont >> et « aval >> sont définis par rapport au sens de circulation des gaz dans la turbomachine. De même, par convention dans la présente demande, les termes « interne >> et « externe >> sont définis radialement par rapport à l’axe longitudinal de la turbomachine, qui est notamment l’axe de rotation des rotors des compresseurs.
Traditionnellement, la chambre de combustion est annulaire d’axe C de révolution et placée dans une enceinte annulaire délimitée radialement par un carter annulaire externe et un carter annulaire interne. La chambre de combustion est délimitée par des parois annulaires interne et externe coaxiales réunies en amont par un fond de chambre, également annulaire, sensiblement transversal.
La chambre de combustion est notamment alimentée en air comprimé provenant par exemple d’un compresseur haute pression disposé en amont de la chambre de combustion via notamment un diffuseur annulaire, et en carburant via des dispositifs d’injection répartis angulairement autour de l’axe C. La combustion du mélange air/carburant est initiée par un dispositif d’allumage et génère notamment un rayonnement thermique de l’aval vers l’amont en direction du fond de chambre, le fond de chambre étant ainsi soumis à de fortes températures. Afin de protéger le fond de chambre, au moins un déflecteur annulaire (également appelé écran thermique) est placé dans la chambre de combustion en regard du fond de manière sensiblement parallèle, et à faible distance de ce dernier. Le déflecteur est généralement sectorisé et formé d’une pluralité de secteurs de déflecteur répartis angulairement autour de l’axe C.
Les secteurs de déflecteur sont refroidis par l’impact de jets d’air provenant également du compresseur haute pression et pénétrant dans la chambre de combustion à travers des orifices de refroidissement pratiqués dans le fond de chambre.
Ainsi, l’air de refroidissement des secteurs de déflecteur, s’écoulant de l’amont vers l’aval, traverse le fond de chambre à travers les orifices de refroidissement puis vient impacter les secteurs de déflecteur. L’air est ensuite guidé radialement vers l’intérieur et l’extérieur de la chambre pour initier, sur chacune des parois interne et externe, un film d’air de refroidissement qui s’écoule de l’amont vers l’aval.
Même si cette architecture permet de légèrement refroidir les parois interne et externe sur une portion amont de la chambre, elle pose toutefois quelques difficultés, et notamment lorsque la turbomachine fonctionne à un régime de ralenti.
En effet, notamment au régime de ralenti, ces films d’air de refroidissement piègent du carburant et autrement dit une quantité de carburant (généralement des hydrocarbures) est imbrûlée, au détriment du rendement de la combustion.
L’objectif de la présente invention est de remédier à l’inconvénient précité.
EXPOSE DE L’INVENTION
L’invention propose à cet effet une chambre annulaire de combustion, d’axe C de révolution, d’une turbomachine délimitée par des parois annulaires interne et externe coaxiales réunies en amont par un fond de chambre sensiblement transversal, la chambre comprenant en outre au moins un déflecteur annulaire placé dans la chambre et sensiblement parallèle au fond de chambre, le fond de chambre comportant des orifices destinés à être traversés par de l’air de refroidissement par impact du déflecteur et provenant de l’amont ;
caractérisée en ce que le déflecteur est fixé de manière étanche aux parois interne et externe, et l’air de refroidissement du déflecteur est évacué de la chambre par des trous d’échappement pratiqués dans les parois interne et externe.
Un tel montage permet de refroidir efficacement le déflecteur sans toutefois initier sur chacune des parois interne et externe un film de refroidissement, au bénéfice du rendement de la combustion et plus globalement de la turbomachine.
La chambre selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- le déflecteur comprend un muret annulaire de séparation de l’air de refroidissement, ledit muret faisant saillie en direction du fond de chambre ;
- le déflecteur est sectorisé et comprend une pluralité de secteurs de déflecteur répartis angulairement autour de l’axe C, les secteurs étant assemblés de manière étanche les uns aux autres ;
- chaque secteur de déflecteur est fixé de manière étanche aux parois interne et externe via respectivement une lame interne et une lame externe, la lame interne étant engagée dans une rainure réalisée à la surface externe de la paroi interne et un logement interne du secteur de déflecteur, et la lame externe étant engagée dans une rainure réalisée à la surface interne de la paroi externe et un logement externe du secteur de déflecteur ;
- un premier secteur de déflecteur est assemblé de manière étanche à un deuxième secteur de déflecteur adjacent via une languette radiale, la languette étant engagée dans des gorges radiales des premier et deuxième secteurs de déflecteur ;
- les lames interne et externe sont venues de matière avec la languette de sorte à former un ensemble monobloc ;
- chacun des trous d’échappement est incliné d’un angle A par rapport à une normale N à la paroi interne ou externe considérée.
L’invention a pour deuxième objet une turbomachine comprenant une chambre de combustion telle que précédemment décrite.
DESCRIPTION DES FIGURES
L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une vue de détail d’une demi-section longitudinale d’une turbomachine illustrant notamment une chambre de combustion de la turbomachine ;
- la figure 2 est une vue de détail de la figure 1 illustrant notamment la fixation d’un secteur de déflecteur de la chambre de combustion ;
- la figure 3 est une vue de face d’un secteur de déflecteur apte à être fixé dans la chambre de combustion ;
- la figure 4 est un vue de face d’un assemblage de deux secteurs de déflecteur représentés en figure 3.
DESCRIPTION DETAILLEE
Sur la figure 1 est représentée une chambre 1 annulaire de combustion, d’axe C de révolution, d’un générateur 2 de gaz d’une turbomachine 3 d’aéronef.
La chambre 1 de combustion est placée en aval d’un ou plusieurs compresseurs, par exemple basse pression et haute pression, et en amont d’une ou plusieurs turbines, par exemple basse pression et haute pression.
L’axe C de révolution de la chambre 1 de combustion est confondu avec l’axe longitudinal de la turbomachine 3, qui est notamment l’axe de rotation des rotors des compresseurs et turbines.
Selon le mode de réalisation illustré sur les figures et notamment la figure 1, la chambre 1 de combustion est notamment placée en aval d’un compresseur 4 centrifuge haute pression.
Plus précisément, la chambre 1 est placée dans une enceinte 5 annulaire délimitée radialement par un carter 6 annulaire externe et un carter 7 annulaire interne. Le flux d’air 8 comprimé généré par le compresseur 4 débouche dans l’enceinte 5 via un diffuseur 9 annulaire puis un redresseur 10 annulaire.
La chambre 1 de combustion est délimitée par des parois 11, 12 annulaires interne et externe coaxiales réunies en amont par un fond 13 de chambre 1 sensiblement transversal.
Plus précisément, selon le mode de réalisation illustré sur les figures, la chambre 1 est sensiblement centrée radialement dans l’enceinte 5 de manière à définir d’une part un passage 14 d’air interne, annulaire, délimité radialement par la paroi 11 interne et le carter 7 interne, et d’autre part un passage 15 d’air externe, annulaire, délimité radialement par la paroi 12 externe et le carter 6 externe.
La chambre 1 est alimentée en carburant via plusieurs dispositifs 16 d’injection de carburant répartis angulairement de manière régulière autour de l’axe C. Plus précisément, chaque dispositif 16 d’injection est coudé et comprend une tête 17 communiquant avec la chambre 1 via un adaptateur 18 fixé sur le fond 13, pour permettre de pulvériser le carburant dans la chambre 1.
La chambre 1 est alimentée en air comprimé via notamment des conduits 19 d’alimentation pratiqués dans chacun des adaptateurs 18, via également des trous 20 dits « primaires » (par exemple une rangée circonférentielle sur la paroi 11 interne et sur la paroi 12 externe) et via des trous 21 « de dilution » (par exemple une rangée circonférentielle sur la paroi 11 interne et sur la paroi 12 externe) situés en aval des trous 20 primaires. Les trous 20, 21 primaires et de dilution sont alimentés en air via les passages 14, 15 d’air interne et externe.
La combustion du mélange air/carburant est initiée via un ou plusieurs dispositifs 22 d’allumage fixés sur la paroi 12 externe. Selon l’exemple illustré, les dispositifs 22 d’allumage sont situés longitudinalement au niveau des trous 20 primaires.
Afin de refroidir les parois 11,12 interne et externe de la chambre 1 de combustion, ces dernières comprennent une pluralité de trous de refroidissement, généralement inclinés, répartis sous forme de rangées circonférentielles, de manière à réaliser un refroidissement communément appelé « par multiperforation ».
Afin de protéger le fond 13 de chambre 1 vis-à-vis du rayonnement thermique engendré par la combustion, la chambre 1 comprend en outre au moins un déflecteur 23 annulaire placé dans la chambre 1, sensiblement parallèle au fond 13, et en regard d’orifices 24 de refroidissement pratiqués dans le fond 13 de chambre 1, les orifices 24 étant traversés par de l’air 25 de refroidissement par impact du déflecteur 23 provenant du compresseur 4. Le déflecteur 23 est fixé en outre de manière étanche sur les parois 11, 12 interne et externe, et l’air 25 de refroidissement du déflecteur 23 est évacué de la chambre 1 par des trous 26 d’échappement pratiqués dans les parois 11,12 interne et externe.
Selon le mode de réalisation illustré sur les figures, le déflecteur est sectorisé et comprend une pluralité de secteurs 23a de déflecteur 23 répartis angulairement autour de l’axe C, les secteurs 23a de déflecteur 23 étant assemblés de manière étanche les uns aux autres. Le nombre de secteurs 23a de déflecteur 23 est égal au nombre de dispositifs 16 d’injection de carburant. Chaque secteur 23a de déflecteur 23 comprend une ouverture 27 centrale circulaire délimitée par un épaulement 28 périphérique en saillie inséré dans un alésage 29 circulaire épaulé de l’adaptateur 18, chaque secteur 23a de déflecteur 23 étant en regard d’orifices 24 de refroidissement pratiqués dans le fond 13. L’espace présent entre le fond 13 de chambre 1 et le déflecteur 23 forme une cavité 30 annulaire (axe C de révolution) dans laquelle circule l’air 25 de refroidissement du déflecteur 23 avant d’être évacué de la chambre 1 de combustion via les trous 26 d’échappement.
Le fond 13 de chambre 1 est recouvert en amont par un carénage 31 annulaire (axe C de révolution) rapporté ayant globalement, en demisection longitudinale, une forme de C à concavité tournée vers l’aval. Le carénage 31 forme ainsi avec le fond 13 de chambre 1 un compartiment 32 annulaire. Au niveau de chaque dispositif 16 d’injection, le carénage 31 comprend une lumière 33 destinée notamment au passage du dispositif 16 d’injection.
Tel qu’illustré sur la figure 1, en demi-section longitudinale, au niveau de chaque dispositif 16 d’injection, le flux d’air 8 comprimé généré par le compresseur 4 est ainsi séparé en sortie du redresseur 10 en trois flux, à savoir un flux d’air 34 central pénétrant dans le compartiment 32 via la lumière 33, un flux d’air 35 de contournement interne empruntant le passage 14 interne et un flux d’air 36 de contournement externe empruntant le passage 15 externe. Le flux d’air 34 central se divise au sein du compartiment 32 en un flux d’air 37 d’alimentation de la chambre 1 de combustion à travers les conduits 19 et un flux air 25 de refroidissement des secteurs 23a de déflecteur 23 à travers les orifices 24.
Les secteurs 23a de déflecteur 23 sont refroidis par l’impact de jets d’air créés par le passage du flux d’air 25 de refroidissement des secteurs 23a de déflecteur 23 à travers les orifices 24 de refroidissement pratiqués dans le fond 13 de chambre 1. L’air 25 de refroidissement est ensuite évacué de la chambre 1 de combustion (et plus précisément de la cavité 30) via les trous 26 d’échappement, pour rejoindre les passages 14, 15 d’air interne et externe traversés respectivement par les flux d’air 35, 36 de contournement interne et externe.
Selon le mode de réalisation illustré sur les figures et notamment les figures 1 et 2, les trous 26 d’échappement sont cylindriques et chacun inclinés d’un angle A par rapport à une normale N à la paroi 11, 12 concernée et passant par le trou 26. L’angle A est compris entre 30° et 70°, et est avantageusement de 45°. L’inclinaison des tious 26 d’échappement vers l’aval permet de faciliter l’expulsion de l’air 25 de refroidissement des secteurs 23a de déflecteur 23 hors de la chambre 1 de combustion et plus précisément de la cavité 30.
La pression de l’air dans le passage 14 interne et dans le passage 15 externe est inférieure à la pression dans la cavité 30, ce qui permet l’expulsion de l’air 25 de refroidissement des secteurs 23a de déflecteur 23 hors de la chambre 1 de combustion et plus précisément de la cavité 30.
Selon le mode de réalisation illustré sur les figures et notamment les figures 3 et 4, afin de répartir de manière homogène l’air 25 de refroidissement à disposition, le déflecteur 23 comprend un muret 38 annulaire de séparation de l’air 25 de refroidissement. La portion du muret 38 de chaque secteur 23a de déflecteur 23 se présente sous la forme d’un arc de cercle faisant saillie en direction du fond 13 de chambre 1. Le muret 38 divise ainsi le déflecteur 23 en deux, à savoir une portion 39 annulaire interne et une portion 40 annulaire externe. Selon l’exemple représenté, le muret 38 est centré radialement sur le déflecteur 23.
Le positionnement radial du muret 38 permet d’adapter la quantité d’air 25 de refroidissement des secteurs 23a de déflecteur 23 évacuée dans les passages 14, 15 interne et externe par les trous 26 d’échappement.
L’air 25 de refroidissement de la portion 39 interne du déflecteur 23 dispose d’une perte de charge, entre la pression du compartiment 32 et la pression du passage 14 interne, supérieure à la perte de charge de l’air 25 de refroidissement de la portion 40 externe du déflecteur 23, entre la pression du compartiment 32 et la pression du passage 15 externe.
Selon le mode de réalisation illustré sur les figures, afin d’homogénéiser le refroidissement des secteurs 23a de déflecteur 23 en prenant en compte l’écart des pertes de charge, à diamètre égal, le nombre d’orifices 24 de refroidissement en regard de la portion 40 externe est supérieur au nombre d’orifices 24 de refroidissement en regard de la portion 39 interne, d’autant plus que la section de la portion 40 externe est supérieure à la section de la portion 39 interne.
Plus précisément, selon le mode de réalisation particulier illustré sur les figures, à titre d’exemple, d’une part, deux mille cinq cent quarante (2540) orifices 24 de diamètre 0.95 mm sont pratiqués dans le fond 13 de chambre 1 en regard de la portion 40 externe, angulairement répartis de manière régulière autour de l’axe C, avec une perte de charge de 0.6 % calculée à partir du quotient de la différence de pression de l’air dans le compartiment 32 et le passage 15 externe, et la pression de l’air dans le passage 15 externe.
D’autre part, mille six cent quatre-vingts (1680) orifices 24 de diamètre 0.95 mm sont pratiqués dans le fond 13 de chambre 1 en regard de la portion 39 interne, angulairement répartis de manière régulière autour de l’axe C, avec une perte de charge de 0.9 % calculée à partir du quotient entre la différence de pression de l’air dans le compartiment 32 et le passage 14 interne, et la pression de l’air dans le passage 14 interne.
Afin d’homogénéiser le refroidissement des différentes portions du déflecteur 23 (à savoir portion 39 interne et portion 40 externe), il est par exemple possible d’abaisser radialement le muret 38 de manière à avoir davantage d’air 25 de refroidissement évacué dans le passage 15 externe.
Les trous 26 d’échappement sont dimensionnés de sorte à générer un minimum de perte de charge, les trous d’échappement 26 ayant, pour section globale, une section supérieure à trois fois la section globale des orifices 24.
Plus précisément, selon le mode de réalisation illustré sur les figures, à titre d’exemple, d’une part, sept cent soixante (760) trous 26 d’échappement de diamètre 3 mm sont pratiqués dans la paroi 12 externe, angulairement répartis de manière régulière autour de l’axe C, par exemple selon une rangée circonférentielle. D’autre part, de la même manière, cinq cent six (506) trous 26 d’échappement de diamètre 3 mm sont pratiqués dans la paroi 11 interne, angulairement répartis de manière régulière autour de l’axe C, par exemple selon une rangée circonférentielle.
Selon le mode de réalisation illustré sur les figures, les trous 26 d’échappement sont positionnés axialement (ou longitudinalement) entre le fond 13 de chambre 1 et le déflecteur 23.
Les secteurs 23a de déflecteur 23 sont fixés de manière étanche aux parois 11 et 12 interne et externe.
Selon le mode de réalisation illustré sur les figures, chaque secteur 23a de déflecteur 23 est fixé de manière étanche aux parois 11 et 12 interne et externe via respectivement des lames 41, 42 interne et externe circulaires, la lame 41 interne étant engagée dans une rainure interne de la paroi 11 interne et un logement 43 circonférentiel interne du secteur 23a de déflecteur 23, et la lame 42 externe étant engagée dans une rainure 44 externe de la paroi 12 externe et un logement 45 circonférentiel externe du secteur 23a de déflecteur 23.
Les lames 41,42 sont montées avec jeux axial et/ou radial dans les rainures 44 et les logements 43, 45 de manière à permettre la dilation de la chambre 1 de combustion tout en garantissant l’étanchéité entre les parois 11, 12 et les secteurs 23a de déflecteur 23, lors des différents régimes de fonctionnement du générateur 2 de gaz. Pour les mêmes raisons, le déflecteur 23 est radialement distant de la paroi 12 externe (respectivement de la paroi 11 interne).
Les secteurs 23a de déflecteur 23 sont assemblés de manière étanche les uns par rapport aux autres.
Selon le mode de réalisation illustré sur les figures, un premier secteur 23a de déflecteur 23 est assemblé de manière étanche à un deuxième secteur 23a de déflecteur 23 adjacent via une languette 46 rectiligne radiale, la languette 46 étant engagée dans des gorges 47 radiales des premier et deuxième secteurs 23a de déflecteur 23. Ce mode de fixation ainsi que diverses variantes sont présentés dans la demande EP-A1-2012061 au nom de la demanderesse. Les premier et deuxième secteurs 23a de déflecteur 23 sont distants de manière à permettre la dilation de la chambre 1 de combustion tout en garantissant l’étanchéité entre les deux secteurs 23a adjacents, lors des différents régimes de fonctionnement du générateur 2 de gaz.
Selon le mode de réalisation illustré sur les figures, les lames 41,42 interne et externe sont venues de matière avec la languette 46 de sorte à former un ensemble monobloc, l’ensemble étant par exemple réalisé dans un matériau métallique résistant aux fortes températures (par exemple à base de nickel et de cobalt).
Selon un mode de réalisation non représenté, les lames 41, 42 interne et externe ainsi que la languette 46 sont réalisées indépendamment les unes des autres.
Claims (8)
- REVENDICATIONS1. Chambre (1) annulaire de combustion, d’axe (C) de révolution, d’une turbomachine (3) délimitée par des parois (11, 12) annulaires interne et externe coaxiales réunies en amont par un fond (13) de chambre (1) sensiblement transversal, la chambre (1) comprenant en outre au moins un déflecteur (23) annulaire placé dans la chambre (1) et sensiblement parallèle au fond (13) de chambre (1), le fond (13) de chambre (1) comportant des orifices (24) destinés à être traversés par de l’air (25) de refroidissement par impact du déflecteur (23) et provenant de l’amont ; caractérisée en ce que le déflecteur (23) est fixé de manière étanche aux parois (11, 12) interne et externe, et l’air (25) de refroidissement du déflecteur (23) est évacué de la chambre (1) par des trous (26) d’échappement pratiqués dans les parois (11, 12) interne et externe.
- 2. Chambre (1) selon la revendication 1, caractérisée en ce que le déflecteur (23) comprend un muret (38) annulaire de séparation de l’air (25) de refroidissement, ledit muret (38) faisant saillie en direction du fond (13) de chambre (1).
- 3. Chambre (1) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que le déflecteur est sectorisé et comprend une pluralité de secteurs (23a) de déflecteur (23) répartis angulairement autour de l’axe (C), les secteurs (23a) étant assemblés de manière étanche les uns aux autres.
- 4. Chambre (1) de combustion selon la revendication 3, caractérisée en ce que chaque secteur (23a) de déflecteur (23) est fixé de manière étanche aux parois (11, 12) interne et externe via respectivement une lame (41) interne et une lame (42) externe, la lame (41) interne étant engagée dans une rainure réalisée à la surface externe de la paroi (11) interne et un logement (43) interne du secteur (23a) de déflecteur (23), et la lame (42) externe étant engagée dans une rainure (44) réalisée à la surface interne de la paroi (12) externe et un logement (45) externe du secteur (23a) de déflecteur (23).
- 5. Chambre (1) de combustion selon l’une des revendications 3 à 4, caractérisée en ce qu’un premier secteur (23a) de déflecteur (23) est assemblé de manière étanche à un deuxième secteur (23a) de déflecteur (23) adjacent via une languette (46) radiale, la languette (46) étant engagée10 dans des gorges (47) radiales des premier et deuxième secteurs (23a) de déflecteur (23).
- 6. Chambre (1) selon les revendications 4 et 5, caractérisée en ce que les lames (41, 42) interne et externe sont venues de matière avec la15 languette (46) de sorte à former un ensemble monobloc.
- 7. Chambre (1) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que chacun des trous (26) d’échappement est incliné d’un angle (A) par rapport à une normale (N) à la paroi (11, 12) interne ou20 externe considérée.
- 8. Turbomachine (3) comprenant une chambre (1) de combustion selon l’une des revendications 1 à 7.Λθ2/223a
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Cited By (1)
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|---|---|---|---|---|
| FR3105984A1 (fr) | 2020-01-03 | 2021-07-09 | Safran Aircraft Engines | Système d’injection de carburant antirotatif |
Families Citing this family (2)
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|---|---|---|---|---|
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| JP7175298B2 (ja) * | 2020-07-27 | 2022-11-18 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0724119A2 (fr) * | 1995-01-26 | 1996-07-31 | General Electric Company | DÔme pour une chambre de combustion d'une turbine à gaz |
| EP1271059A2 (fr) * | 2001-06-28 | 2003-01-02 | General Electric Company | Procédés et systèmes de refroidissement pour chambres de combustion de turbines à gaz |
| EP2012061A1 (fr) * | 2007-07-05 | 2009-01-07 | Snecma | Déflecteur de fond de chambre, chambre de combustion le comportant et moteur à turbine à gaz en étant équipé |
| WO2014052965A1 (fr) * | 2012-09-30 | 2014-04-03 | United Technologies Corporation | Écran thermique d'interface pour une chambre de combustion d'un moteur à turbine à gaz |
| EP2728263A1 (fr) * | 2012-10-30 | 2014-05-07 | General Electric Company | Chambre de combustion et procédé de refroidissement de la chambre de combustion |
| US20160054003A1 (en) * | 2014-08-19 | 2016-02-25 | General Electric Company | Combustor cap assembly |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3631675A (en) * | 1969-09-11 | 1972-01-04 | Gen Electric | Combustor primary air control |
| US3877221A (en) * | 1973-08-27 | 1975-04-15 | Gen Motors Corp | Combustion apparatus air supply |
| US4458479A (en) * | 1981-10-13 | 1984-07-10 | General Motors Corporation | Diffuser for gas turbine engine |
| GB2204672B (en) * | 1987-05-06 | 1991-03-06 | Rolls Royce Plc | Combustor |
| US5012645A (en) * | 1987-08-03 | 1991-05-07 | United Technologies Corporation | Combustor liner construction for gas turbine engine |
| GB9018014D0 (en) * | 1990-08-16 | 1990-10-03 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine combustor |
| DE4444961A1 (de) * | 1994-12-16 | 1996-06-20 | Mtu Muenchen Gmbh | Einrichtung zur Kühlung insbesondere der Rückwand des Flammrohrs einer Brennkammer für Gasturbinentriebwerke |
| FR2751731B1 (fr) * | 1996-07-25 | 1998-09-04 | Snecma | Ensemble bol-deflecteur pour chambre de combustion de turbomachine |
| US5916142A (en) * | 1996-10-21 | 1999-06-29 | General Electric Company | Self-aligning swirler with ball joint |
-
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- 2017-03-14 FR FR1752070A patent/FR3064050B1/fr active Active
-
2018
- 2018-03-08 US US15/916,061 patent/US10684018B2/en active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0724119A2 (fr) * | 1995-01-26 | 1996-07-31 | General Electric Company | DÔme pour une chambre de combustion d'une turbine à gaz |
| EP1271059A2 (fr) * | 2001-06-28 | 2003-01-02 | General Electric Company | Procédés et systèmes de refroidissement pour chambres de combustion de turbines à gaz |
| EP2012061A1 (fr) * | 2007-07-05 | 2009-01-07 | Snecma | Déflecteur de fond de chambre, chambre de combustion le comportant et moteur à turbine à gaz en étant équipé |
| WO2014052965A1 (fr) * | 2012-09-30 | 2014-04-03 | United Technologies Corporation | Écran thermique d'interface pour une chambre de combustion d'un moteur à turbine à gaz |
| EP2728263A1 (fr) * | 2012-10-30 | 2014-05-07 | General Electric Company | Chambre de combustion et procédé de refroidissement de la chambre de combustion |
| US20160054003A1 (en) * | 2014-08-19 | 2016-02-25 | General Electric Company | Combustor cap assembly |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3105984A1 (fr) | 2020-01-03 | 2021-07-09 | Safran Aircraft Engines | Système d’injection de carburant antirotatif |
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