RU2615887C2 - Устройство впрыска воздуха и топлива для камеры сгорания турбомашины - Google Patents

Устройство впрыска воздуха и топлива для камеры сгорания турбомашины Download PDF

Info

Publication number
RU2615887C2
RU2615887C2 RU2014137104A RU2014137104A RU2615887C2 RU 2615887 C2 RU2615887 C2 RU 2615887C2 RU 2014137104 A RU2014137104 A RU 2014137104A RU 2014137104 A RU2014137104 A RU 2014137104A RU 2615887 C2 RU2615887 C2 RU 2615887C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
casing
protruding edge
locking ring
radial
air
Prior art date
Application number
RU2014137104A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014137104A (ru
Inventor
Жак Марсель Артюр БЮНЕЛЬ
Фредерик Мариус МАТЬЕ
Жиль УЛЬРИК
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2014137104A publication Critical patent/RU2014137104A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2615887C2 publication Critical patent/RU2615887C2/ru

Links

Images

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
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • 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
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • 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
    • F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2211/00—Thermal dilatation prevention or compensation
    • 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
    • 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
    • F23R2900/00017—Assembling combustion chamber liners or subparts
    • 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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes

Landscapes

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

Abstract

Изобретение относится к энергетике. Устройство (2) впрыска воздуха и топлива для камеры сгорания турбомашины, содержащее топливную форсунку, по меньшей мере один первый элемент (21), установленный на топливной форсунке, и по меньшей мере один второй элемент (27, 28), установленный на донной стенке (6) камеры сгорания. Первый элемент содержит радиальный выступающий край (25), подвижный в радиальной канавке второго элемента (27, 28), который ограничен кожухом (27) и замыкающим кольцом (28), приваренным внутри кожуха (27). Также представлена турбомашина, которая содержит по меньшей мере одно устройство впрыска воздуха и топлива. Изобретение позволяет уменьшить массу и габаритный размер узла. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к устройству впрыска воздуха и топлива для камеры сгорания турбомашины, такой как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель.
В заявке на патент FR 2958015, поданной от имени заявителя, раскрыто устройство впрыска воздуха и топлива, содержащее центральную топливную форсунку, окруженную первой кольцевой стенкой, образующей первую трубку Вентури и ограничивающую снаружи первый канал подачи воздуха вокруг центральной форсунки. Вторая кольцевая стенка окружает первую стенку и образует трубку Вентури, расположенную сзади первой трубки Вентури. Второй канал подачи воздуха ограничен первой и второй кольцевыми стенками. И, наконец, барабан окружает вторую кольцевую стенку и образует с ней периферический кольцевой канал, в который выходят отверстия выброса топлива периферической или многоточечной форсунки и средства подвода воздуха.
Радиально внешняя периферия барабана содержит радиальный выступающий край, подвижно установленный в радиальной канавке, ограниченной кожухом, который закреплен на донной стенке камеры сгорания, и замыкающим кольцом, приваренным к кожуху.
Радиальное перемещение выступающего края в канавке позволяет компенсировать относительные перемещения между форсункой и корпусом, на котором она закреплена, с одной стороны, и камерой сгорания, с другой стороны. Такие перемещения появляются в процессе функционирования ввиду дифференциальных расширений между различными элементами турбомашины.
Кожух содержит радиальную стенку и цилиндрический выступающий край, проходящий в осевом направлении вперед от радиально внешней периферии радиальной стенки. Выступающий край содержит переднюю часть, внутренний диаметр которой соответствует по существу внешнему диаметру замыкающего кольца, и заднюю часть, имеющую меньший внутренний диаметр, образуя уступ, служащий опорой замыкающего кольца. Осевой размер задней части, образующей уступ, определяет ширину упомянутой канавки.
Замыкающее кольцо установлено в передней части выступающего края. Данное кольцо содержит радиальную стенку, внешняя периферия которой содержит цилиндрический выступающий край, проходящий в осевом направлении назад. Радиальная стенка замыкающего кольца опирается на уступ кожуха.
Задние свободные края выступающих краев кожуха и замыкающего кольца скреплены друг с другом путем сварки, в частности посредством четырех сварных швов, равномерно распределенных по всей окружности.
Такая конструкция, несмотря на большой срок службы, имеет относительно большую массу и габаритные размеры.
Целью изобретения является, в частности, предложить простое, эффективное и экономически выгодное решение данной проблемы.
С этой целью в нем предлагается устройство впрыска воздуха и топлива для камеры сгорания турбомашины, такой как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, содержащее топливную форсунку, по меньшей мере первый элемент, установленный на топливной форсунке или соединенный с ней, и по меньшей мере второй элемент, предназначенный для установки на донной стенке камеры сгорания; причем первый элемент содержит радиальный выступающий край, подвижно установленный в радиальной канавке второго элемента; причем упомянутая канавка ограничена, с одной стороны, кожухом, содержащим радиальную стенку, внешняя периферия которой содержит цилиндрический выступающий край, а с другой стороны, замыкающим кольцом, установленным внутри цилиндрического выступающего края кожуха; причем кожух и замыкающее кольцо скреплены друг с другом, например, путем сварки, отличающееся тем, что замыкающее кольцо содержит радиальную стенку и цилиндрический выступающий край, проходящий от радиально внешней периферии радиальной стенки в направлении радиальной стенки кожуха и опирающийся своим соответствующим свободным концом на радиальную стенку кожуха.
В изобретении, таким образом, предлагается изменение направленности внешнего периферического выступающего края замыкающего кольца для того, чтобы он опирался на радиальную стенку кожуха. Эта последняя может, таким образом, не иметь уступа, и представляется возможным уменьшить осевую длину ее цилиндрического выступающего края таким образом, чтобы уменьшить массу и габаритный размер узла, гарантируя при этом срок службы, аналогичный сроку службы на основе известного уровня техники, описание которого приведено выше. Такая конструкция также облегчает перемещение потока воздуха, предназначенного для смешивания с топливом.
Согласно признаку изобретения, цилиндрический выступающий край замыкающего кольца проходит в осевом направлении с одной и другой стороны его радиальной стенки.
Когда выступающие края кожуха и замыкающего кольца сварены друг с другом, сварные швы проходят в осевом направлении в зону поверхности контакта или соединения этих выступающих краев. Вышеупомянутый признак позволяет, в частности, замыкающему кольцу сохранить длину выступающего края, достаточную для обеспечения прочной сварки, имея при этом относительно тонкую радиальную стенку; причем ширина канавки обусловлена длиной радиального выступающего края первого элемента.
Свободный конец цилиндрического выступающего края кожуха может содержать радиальную поверхность, проходящую в продолжении радиальной поверхности замыкающего кольца; причем по меньшей мере один сварной шов проходит в зону соединения кожуха и замыкающего кольца от упомянутых радиальных поверхностей.
Предпочтительно, по меньшей мере, отверстие для контроля сварного шва проходит через цилиндрический выступающий край кожуха так, чтобы выходить в зону соединения между кожухом и замыкающим кольцом против сварного шва.
Согласно известному уровню техники, качество сварных соединений контролируется посредством разрушающих контрольных испытаний. Упомянутое контрольное отверстие позволяет легко и неразрушающим способом проверять выполненные сварные швы. Действительно, проникновение сварного соединения в зону поверхности контакта или соединения между выступающими краями кожуха и замыкающим кольцом может быть определено и измерено непосредственно через контрольное отверстие.
Расстояние между свободным концом цилиндрического выступающего края кожуха и контрольным отверстием составляет от 1 до 2 мм.
Например, проникновение сварного соединения в зону поверхности контакта или соединения между выступающими краями кожуха и замыкающего кольца должна быть равна по меньшей мере 1,6 мм для рассматриваемых заявителем применений.
Предпочтительно, кожух и замыкающее кольцо скреплены друг с другом, по меньшей мере, четырьмя сварными швами, равномерно распределенными по окружности, каждый из которых проходит по окружности на расстояние, составляющее от 5 до 15 мм, предпочтительно, на расстояние, составляющее от 7 до 12 мм.
Согласно другому признаку изобретения, цилиндрический выступающий край замыкающего кольца имеет длину от 2 до 5 мм.
Первый элемент может содержать по меньшей мере одну кольцевую стенку, окружающую форсунку и образующую по меньшей мере один кольцевой канал подачи воздуха вокруг форсунки.
Как вариант, первый элемент может являться направляющим кольцом, установленным вокруг форсунки, как в заявке на патент FR 2925146, поданной от имени заявителя.
Изобретение также относится к турбомашине, такой как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, содержащей камеру сгорания, которая содержит по меньшей мере одно устройство впрыска воздуха и топлива упомянутого типа.
Изобретение будет лучше понятно, а другие детали, признаки и преимущества изобретения станут видны во время изучения нижеследующего описания, приведенного в качестве примера, не имеющего ограничительного характера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг. 1 представляет собой вид осевого сечения половины кольцевой камеры сгорания, оснащенной устройством впрыска воздуха и топлива на основе известного уровня техники;
фиг. 2 и 3 представляют собой виды продольного сечения частей устройства впрыска воздуха и топлива, согласно известному уровню техники;
фиг. 4 и 5 представляют собой виды продольного сечения частей устройства впрыска воздуха и топлива согласно изобретению.
Фиг. 1 изображает кольцевую камеру турбомашины 1, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, оснащенную устройствами 2 впрыска воздуха и топлива согласно известному уровню техники.
Камера сгорания 1 расположена на выходе диффузора 3, который в свою очередь размещен на выходе из компрессора (не показан). Камера 1 содержит внутреннюю круговую стенку 4 и внешнюю круговую стенку 5, соединенные впереди донной кольцевой стенкой камеры 6 и скрепленные сзади внутренним и внешним фланцами, соответственно на внутренней, имеющей форму усеченного конуса оболочке 7 диффузора 3 и на внешнем корпусе 8 камеры; причем передний край данного корпуса соединен с внешней, имеющей форму усеченного конуса оболочкой 9 диффузора 3.
Кольцевой обтекатель 10 закреплен на передних краях 20 стенок 4, 5 камеры 1 и содержит отверстия для прохождения воздуха, расположенные по одной линии с отверстиями донной стенки камеры 6, в которых установлены устройства 2 впрыска топливовоздушной смеси в камеру 1; причем воздух поступает из диффузора 3, а топливо подается форсунками 11, 12, которые закреплены на внешнем корпусе и равномерно распределены вокруг камеры. Каждая форсунка 11 содержит головку 13 впрыска топлива, выровненную по оси A соответствующего отверстия.
Часть расхода воздуха, поступающего из компрессора и выходящего из диффузора 3, подается во внутренний 14 и внешний 15 кольцевые трубопроводы обхода камеры сгорания 1. Другая часть расхода воздуха проникает в полость 16, ограниченную обтекателем 10, проходит в устройства впрыска 2, а затем смешивается с топливом, подаваемым посредством форсунок 11, 12, перед распылением в камере сгорания 1.
Как это лучше видно на фиг. 2, каждое устройство 2 впрыска воздуха и топлива содержит центральную топливную форсунку 11, которая окружена первой кольцевой стенкой 17, образующей первую трубку Вентури и ограничивающей снаружи первый канал подачи воздуха 18 вокруг центральной форсунки 11. Вторая кольцевая стенка 19 окружает первую стенку 17 и образует трубку Вентури сзади первой трубки Вентури. Второй канал подачи воздуха 20 ограничен первой и второй кольцевыми стенками 17, 19. И, наконец, барабан 21 окружает вторую кольцевую стенку 19 и ограничивает с ней периферический кольцевой канал 22, в который выходят отверстия 23 впрыска топлива периферической или многоточечной форсунки 12 и средства подвода воздуха 24.
Каналы 18, 20 и средства подвода воздуха 24, как правило, содержат ребра, предназначенные для придания проходящему через них потоку воздуха (показаны стрелками) вращающегося движения, способствующего гомогенизации смеси воздуха и топлива.
Радиально внешняя периферия барабана 21 содержит радиальный выступающий край 25, подвижно установленный в радиальной канавке 26, ограниченной кожухом 27, закрепленным на донной стенке 6 камеры сгорания 1, и замыкающим кольцом 28, приваренным к кожуху 27.
Радиальное перемещение выступающего края 25 в канавке 26 позволяет компенсировать относительные перемещения между форсунками 11, 12 и корпусом 8, на котором они закреплены, с одной стороны, и камерой сгорания 1, с другой стороны. Такие перемещения появляются в процессе функционирования ввиду дифференциальных расширений между различными элементами турбомашины.
Как это лучше видно на фиг. 3, кожух 27 содержит радиальную стенку 29 и цилиндрический выступающий край 30, проходящий в осевом направлении вперед от радиально внешней периферии радиальной стенки 29. Выступающий край 30 содержит переднюю часть 31 (фиг. 3), внутренний диаметр которой по существу соответствует внешнему диаметру замыкающего кольца 28, и заднюю часть 32 с меньшим внутренним диаметром, образующую уступ 33, служащий опорой замыкающего кольца 28. Осевой размер задней части 32, образующей уступ 33, определяет ширину упомянутой канавки 26.
Замыкающее кольцо 28 установлено внутри передней части 31 выступающего края 30 и содержит радиальную стенку 34, внешняя периферия которой содержит цилиндрический выступающий край 35, проходящий в осевом направлении вперед. Радиальная стенка 34 замыкающего кольца 28 опирается на уступ 33 кожуха 27.
Задние свободные края 36, 37 выступающих краев 31, 35 кожуха 27 и замыкающего кольца 28 скреплены друг с другом путем сварки, в частности посредством сварных швов 38, которые равномерно распределены по окружности, и количество которых составляет четыре согласно примеру практического осуществления.
Такая конструкция, несмотря на большой срок эксплуатации, вместе с тем имеет относительно большие массу и габаритные размеры.
На фиг. 4 и 5 частично изображено устройство 2 впрыска воздуха и топлива согласно изобретению, в котором цилиндрический выступающий край 35 замыкающего кольца 28 проходит в осевом направлении с одной и другой стороны радиальной стенки 34. Цилиндрический выступающий край 30 и радиальная стенка 29 кожуха 27, кроме того, не содержат уступов.
Задний конец 39 цилиндрического выступающего края 35 замыкающего кольца 28, таким образом, непосредственно опирается на радиальную стенку 29 кожуха 27.
Длина задней части выступающего края 35, проходящего за пределы радиальной стенки 34, определена в зависимости от заданной ширины канавки 26, которая, в свою очередь, находится в зависимости от толщины радиального выступающего края 25 барабана 21.
Общая длина выступающего края 35 замыкающего кольца 28 соответствует расстоянию между радиальной стенкой 29 и свободным концом 36 выступающего края 30 кожуха 27. Эта длина составляет, например, от 2 до 5 мм.
Таким образом, свободные концы 36 и 37 выступающих краев 30 и 35 образуют радиальные поверхности, расположенные друг против друга.
Сварные швы 38 выполнены в зоне соединения и поверхности контакта между двумя выступающими краями 30, 35 и проходят вперед от свободных концов 36, 37 на расстояние, по меньшей мере, равное, например, 1,6 мм.
Предпочтительно, таким образом, выполнены четыре сварных шва 38, причем швы 38 равномерно распределены по окружности, и каждый из них проходит по окружности на расстояние, составляющее от 5 до 15 мм, предпочтительно, на расстояние от 7 до 12 мм.
Отверстия 40 контроля сварных швов 38 проходят сквозь цилиндрический выступающий край 30 кожуха 27 (фиг. 5) таким образом, чтобы выходить в зону соединения между кожухом 27 и замыкающим кольцом 28 против каждого сварного шва 38.
Расстояние d между свободным концом 36 цилиндрического выступающего края 30 кожуха 27 и отверстием 40 адаптировано для минимального проникновения с целью получения сварных швов 38, а именно 1,6 мм, в примере, описание которого приведено выше.
Устранение уступа 33 в устройстве 2 согласно изобретению позволяет уменьшить длину выступающего края 30 для уменьшения габаритного размера и массы узла, гарантируя при этом срок службы, аналогичный сроку службы на основе известного уровня техники, описанного выше. Такая конструкция также облегчает перемещение потока воздуха, предназначенного для смешения с топливом.

Claims (8)

1. Устройство (2) впрыска воздуха и топлива для камеры сгорания (1) турбомашины, такой как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, содержащее топливную форсунку (11), по меньшей мере первый элемент (21), установленный на топливной форсунке (11) или соединенный с ней, и по меньшей мере второй элемент (27, 28), предназначенный для установки на донной стенке (6) камеры сгорания (1); причем первый элемент (21) содержит радиальный выступающий край (25), подвижно установленный в радиальной канавке (26) второго элемента (27, 28); причем упомянутая канавка (26) ограничена, с одной стороны, кожухом (27), содержащим радиальную стенку (29), внешняя периферия которой содержит цилиндрический выступающий край (30), и, с другой стороны, замыкающим кольцом (28), установленным внутри цилиндрического выступающего края (30) кожуха (27); причем кожух (27) и замыкающее кольцо (28) скреплены друг с другом, например, путем сварки (38), отличающееся тем, что замыкающее кольцо (28) содержит радиальную стенку (34) и цилиндрический выступающий край (35), проходящий от радиально внешней периферии радиальной стенки (34) в направлении радиальной стенки (29) кожуха (27) и опирающийся своим соответствующим свободным концом (39) на радиальную стенку (29) кожуха (27), и тем, что свободный конец (36) цилиндрического выступающего края (30) кожуха (27) содержит радиальную поверхность, проходящую в продолжении радиальной поверхности (37) замыкающего кольца (28), по меньшей мере один сварной шов (38), проходящий в зону соединения между кожухом (27) и замыкающим кольцом (28) от упомянутых радиальных поверхностей (36, 37).
2. Устройство (2) по п. 1, отличающееся тем, что цилиндрический выступающий край (35) замыкающего кольца (28) проходит в осевом направлении с одной и другой стороны его радиальной стенки (34).
3. Устройство (2) по п. 1, отличающееся тем, что по меньшей мере одно отверстие (40) контроля сварного шва (38) проходит через цилиндрический выступающий край (30) кожуха (27) так, чтобы выходить в зону соединения между кожухом (27) и замыкающим кольцом (28) против сварного шва (38).
4. Устройство (2) по п. 3, отличающееся тем, что расстояние (d) между свободным концом (36) цилиндрического выступающего края (30) кожуха (27) и контрольным отверстием (40) составляет от 1 до 2 мм.
5. Устройство (2) по п. 1, отличающееся тем, что кожух (27) и замыкающее кольцо (28) скреплены друг с другом по меньшей мере четырьмя сварными швами (38), равномерно распределенными по окружности, каждый из которых проходит по окружности на расстояние, составляющее от 5 до 15 мм, предпочтительно, на расстояние, составляющее от 7 до 12 мм.
6. Устройство (2) по п. 1, отличающееся тем, что цилиндрический выступающий край (35) замыкающего кольца (28) имеет длину, составляющую от 2 до 5 мм.
7. Устройство (2) по п. 1, отличающееся тем, что первый элемент содержит по меньшей мере одну кольцевую стенку (17, 19, 21), окружающую форсунку (11) и образующую по меньшей мере один кольцевой канал (18, 20, 22) подачи воздуха вокруг форсунки (11).
8. Турбомашина, такая как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, содержащая камеру сгорания, которая содержит по меньшей мере одно устройство (2) впрыска воздуха и топлива по п. 1.
RU2014137104A 2012-02-15 2013-02-08 Устройство впрыска воздуха и топлива для камеры сгорания турбомашины RU2615887C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1251401A FR2986856B1 (fr) 2012-02-15 2012-02-15 Dispositif d'injection d'air et de carburant pour une chambre de combustion d'une turbomachine
FR1251401 2012-02-15
PCT/FR2013/050264 WO2013121132A2 (fr) 2012-02-15 2013-02-08 Dispositif d'injection d'air et de carburant pour une chambre de combustion d'une turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014137104A RU2014137104A (ru) 2016-04-10
RU2615887C2 true RU2615887C2 (ru) 2017-04-11

Family

ID=47754844

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014137104A RU2615887C2 (ru) 2012-02-15 2013-02-08 Устройство впрыска воздуха и топлива для камеры сгорания турбомашины

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9500371B2 (ru)
EP (1) EP2815183B1 (ru)
CN (1) CN104114950B (ru)
BR (1) BR112014018867B1 (ru)
CA (1) CA2862410C (ru)
FR (1) FR2986856B1 (ru)
RU (1) RU2615887C2 (ru)
WO (1) WO2013121132A2 (ru)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3042588B1 (fr) * 2015-10-16 2017-11-10 Snecma Dispositif d'injection pour une chambre de combustion d'une turbomachine
GB2543803B (en) * 2015-10-29 2019-10-30 Rolls Royce Plc A combustion chamber assembly
US10234141B2 (en) * 2016-04-28 2019-03-19 United Technoloigies Corporation Ceramic and ceramic matrix composite attachment methods and systems
DE102016212649A1 (de) * 2016-07-12 2018-01-18 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennerdichtung einer Gasturbine und Verfahren zu deren Herstellung
US10816199B2 (en) * 2017-01-27 2020-10-27 General Electric Company Combustor heat shield and attachment features
US10816210B2 (en) * 2017-09-28 2020-10-27 General Electric Company Premixed fuel nozzle
US10330204B2 (en) 2017-11-10 2019-06-25 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Burner seal of a gas turbine and method for manufacturing the same
FR3081494B1 (fr) * 2018-05-28 2020-12-25 Safran Aircraft Engines Module de combustion de turbomachine a gaz avec butee de fond de chambre
FR3083264B1 (fr) * 2018-06-29 2021-06-18 Safran Aircraft Engines Dispositif de guidage dans une chambre de combustion
FR3084731B1 (fr) * 2019-02-19 2020-07-03 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion pour une turbomachine
US11466858B2 (en) * 2019-10-11 2022-10-11 Rolls-Royce Corporation Combustor for a gas turbine engine with ceramic matrix composite sealing element

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1873455A1 (fr) * 2006-06-29 2008-01-02 Snecma Moteurs Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
US20090151361A1 (en) * 2007-12-14 2009-06-18 Snecma Device for guiding an element in an orifice in a wall of a turbomachine combustion chamber
FR2925146A1 (fr) * 2007-12-14 2009-06-19 Snecma Sa Systeme d'injection d'un melange d'air et de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
FR2958015A1 (fr) * 2010-03-24 2011-09-30 Snecma Systeme d'injection pour chambre de combustion de turbomachine, comprenant des moyens d'injection de carburant entre deux flux d'air coaxiaux
RU2437032C2 (ru) * 2006-06-29 2011-12-20 Снекма Устройство для впрыска топливовоздушной смеси, камера сгорания и газотурбинный двигатель, снабженный таким устройством

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6314739B1 (en) * 2000-01-13 2001-11-13 General Electric Company Brazeless combustor dome assembly
FR2827367B1 (fr) * 2001-07-16 2003-10-17 Snecma Moteurs Systeme d'injection aeromecanique a vrille primaire anti-retour
FR2886714B1 (fr) * 2005-06-07 2007-09-07 Snecma Moteurs Sa Systeme d'injection anti-rotatif pour turbo-reacteur
US7673460B2 (en) * 2005-06-07 2010-03-09 Snecma System of attaching an injection system to a turbojet combustion chamber base
FR2903172B1 (fr) * 2006-06-29 2008-10-17 Snecma Sa Agencement pour chambre de combustion de turbomachine ayant un defecteur a collerette
FR2903171B1 (fr) * 2006-06-29 2008-10-17 Snecma Sa Agencement a liaison par crabot pour chambre de combustion de turbomachine
US7861530B2 (en) * 2007-03-30 2011-01-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor floating collar with louver
FR2941288B1 (fr) * 2009-01-16 2011-02-18 Snecma Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
FR2952166B1 (fr) * 2009-11-05 2012-01-06 Snecma Dispositif melangeur de carburant pour chambre de combustion de turbomachine comprenant des moyens ameliores d'alimentation en air

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1873455A1 (fr) * 2006-06-29 2008-01-02 Snecma Moteurs Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
RU2437032C2 (ru) * 2006-06-29 2011-12-20 Снекма Устройство для впрыска топливовоздушной смеси, камера сгорания и газотурбинный двигатель, снабженный таким устройством
US20090151361A1 (en) * 2007-12-14 2009-06-18 Snecma Device for guiding an element in an orifice in a wall of a turbomachine combustion chamber
FR2925146A1 (fr) * 2007-12-14 2009-06-19 Snecma Sa Systeme d'injection d'un melange d'air et de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
FR2958015A1 (fr) * 2010-03-24 2011-09-30 Snecma Systeme d'injection pour chambre de combustion de turbomachine, comprenant des moyens d'injection de carburant entre deux flux d'air coaxiaux

Also Published As

Publication number Publication date
CN104114950A (zh) 2014-10-22
EP2815183A2 (fr) 2014-12-24
CA2862410C (fr) 2019-11-26
BR112014018867A2 (ru) 2017-06-20
BR112014018867A8 (pt) 2017-07-11
EP2815183B1 (fr) 2018-11-14
US20150059346A1 (en) 2015-03-05
BR112014018867B1 (pt) 2021-06-22
CA2862410A1 (fr) 2013-08-22
WO2013121132A3 (fr) 2013-12-19
WO2013121132A2 (fr) 2013-08-22
FR2986856B1 (fr) 2018-05-04
RU2014137104A (ru) 2016-04-10
US9500371B2 (en) 2016-11-22
FR2986856A1 (fr) 2013-08-16
CN104114950B (zh) 2016-09-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2615887C2 (ru) Устройство впрыска воздуха и топлива для камеры сгорания турбомашины
JP4818895B2 (ja) 燃料混合気の噴射装置と、このような装置を備えた燃焼室およびタービンエンジン
RU2490547C2 (ru) Направляющее устройство элемента в отверстии стенки камеры сгорания газотурбинного двигателя, камера сгорания и газотурбинный двигатель
US10612470B2 (en) Fuel injection device
JP4815513B2 (ja) ガスタービン燃焼器
JP5960968B2 (ja) 予混合ノズル
US20160265780A1 (en) Fuel nozzle for a gas turbine engine
RU2478878C2 (ru) Система впрыскивания смеси воздуха с топливом в камеру сгорания газотурбинного двигателя
DE102007042059A1 (de) Einspritzanordnung für eine Brennkammer
US20120227373A1 (en) Combustion chamber having a ventilated spark plug
JP6340075B2 (ja) 燃料ノズル用の液体燃料カートリッジ
JP2012098022A5 (ru)
US20060213178A1 (en) Apparatus having thermally isolated venturi tube joints
CN107152699B (zh) 套筒组件及其制造方法
WO2020195085A1 (ja) 燃焼器及びガスタービン
US11041625B2 (en) Fuel nozzle with narrow-band acoustic damper
JP2011038766A (ja) 空気漏洩を排除するための一体形ライナ及びベンチュリ
US9464807B2 (en) Combustor
US20210341150A1 (en) Annular gas turbine combustor for use in aircraft
JP2010181142A (ja) ガスタービンエンジン内で使用するための燃焼器アセンブリおよび燃焼器アセンブリを組み立てる方法
JP7212431B2 (ja) 燃焼ダイナミクス緩和システム
EP2949999A1 (en) Fuel injection assembly for a gas turbine
JP6768306B2 (ja) 燃焼器、ガスタービン
JP6134510B2 (ja) ターボ機械の燃焼器
JP7301656B2 (ja) 燃料ノズルおよびガスタービンエンジン

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner