WO2016174363A1 - Chambre de combustion coudée d'une turbomachine - Google Patents

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WO2016174363A1
WO2016174363A1 PCT/FR2016/051004 FR2016051004W WO2016174363A1 WO 2016174363 A1 WO2016174363 A1 WO 2016174363A1 FR 2016051004 W FR2016051004 W FR 2016051004W WO 2016174363 A1 WO2016174363 A1 WO 2016174363A1
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flame tube
injector
chamber
combustion chamber
inlet
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Guillaume Aurélien GODEL
Romain Nicolas Lunel
Thomas Olivier Marie NOËL
Matthieu François RULLAUD
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Snecma
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    • 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
    • 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
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • 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

Definitions

  • the invention relates to the field of combustion chambers for turbomachines and more particularly the structure and the fixing of a flame tube in a combustion chamber of a turbomachine.
  • a turbomachine downstream of a high pressure compressor (not shown), a turbomachine comprises a combustion chamber delimited by inner and outer casings of revolution 1b that are concentric.
  • the combustion chamber comprises a flame tube 2 disposed in the space defined by the inner casing 1a and outer 1b.
  • the flame tube 2 is delimited by internal walls 2a and external 2b called internal and external ferrules and a bottom plate of chamber 3 which serves as support for injectors 4.
  • the combustion chamber also comprises a shroud 5 arranged in front of the chamber floor to partially cover the injectors 4 and protect them from possible shocks (that can occur when ingestion of a bird or an ice block in engines).
  • the combustion chamber comprises an air diffuser 6 opening on the injector 4.
  • the bottom plate 3, the inner walls 2a and outer 2b of the flame tube 2 and the shroud 5 are assembled by bolts (not shown).
  • the combustion chamber of FIG. 1 is called direct axial annular in that it extends in the preferred direction of the motor axis without turning cylindrical ferrules of the flame tube.
  • This architecture is the reference for modern turbomachines, especially on high power. In the field of small powers, it coexists with the return chamber architecture which is very compact axially. However, it has the main drawback a large surface area to volume that makes it difficult to cool the walls of the flame tube and handicaps their lives.
  • the invention proposes to overcome at least one of these disadvantages.
  • a combustion chamber of a turbomachine comprising: an outer annular casing; a flame tube connected to the outer casing, said flame tube comprising an inner annular wall and an outer annular wall defining firstly a first radial portion at the inlet of the flame tube and secondly a second axial portion at the outlet of the flame tube, the first portion extending to the second portion forming a bend between the inlet and the outlet of the flame tube.
  • the invention is advantageously completed by the following characteristics, taken alone or in any of their technically possible combination.
  • the flame tube comprises a chamber bottom located at the inlet of the flame tube, the chamber comprising at least one fuel injector configured to inject fuel into the flame tube via the inlet of the flame tube, the flame tube being connected. to the outer casing via said injector in connection with the chamber bottom.
  • the injector has a principal direction coaxial with a longitudinal axis Y in which the first portion extends.
  • the injector comprises an injector body surrounding an injection pipe through which fuel is fed into the flame tube, the injector body being inserted into a cylinder surmounting a connecting disk connected to the chamber bottom.
  • the inner and outer annular walls of the flame tube are connected to the outer casing via the injector body.
  • the injector body is connected to the injection pipe, the injector body being movable relative to the cylinder.
  • the chamber includes primary holes drilled in the inner and outer annular walls at the first portion and dilution holes drilled in the inner and outer annular walls at a bend of the flame tube.
  • the invention relates to a turbomachine comprising a combustion chamber according to the invention.
  • the invention greatly reduces the axial size of the combustion chamber. This has the following advantages,
  • the shape of the flame tube makes it possible to reduce the length of the outer casing, which is often common with the high-pressure turbine downstream of the combustion chamber;
  • the structure of the chamber is simplified in particular by the fact that the flame tube is connected to the outer casing via the injector which allows to remove the cowling and associated bolts. These parts are generally used on direct axial type chambers;
  • the spark plug can be positioned at different positions: at the bottom of the chamber and / or in the chamber corner and / or on the outer wall.
  • Figure 2 illustrates a sectional view of a combustion chamber
  • Figure 3 illustrates a perspective view of a combustion chamber
  • FIG. 4 illustrates a detailed view of the perspective view of FIG. 3.
  • FIGS. 2 and 3 illustrate views of a combustion chamber according to one embodiment.
  • the combustion chamber comprises an outer casing 10a to which is connected a flame tube 20.
  • the flame tube 20 comprises an inner annular wall 20a and an outer annular wall 20b.
  • the inner and outer annular walls define on the one hand a first portion
  • the inner and outer annular walls define a second portion
  • the first portion 201 extends to the second portion 202 forming a bend between the inlet and the outlet of the flame tube.
  • Such a bend allows an effective aerodynamic connection with a high pressure stage downstream of the gas flow (dashed arrow in Figure 2).
  • this bent shape makes it possible to reduce the axial size of the flame tube 20.
  • the combustion chamber also comprises a chamber bottom 30 which has the shape of a plate located at the inlet of the flame tube 20.
  • an injector 40 through which is connected the flame tube 20 to the outer casing 10a of the turbomachine.
  • combustion chamber may optionally include a heat shield 50 in the form of a plate attached to the chamber bottom 30 located in the tube 20.
  • This heat shield 50 is located at the entrance of the flame tube 20 and protects the injector 40 from high temperatures above 2200 K can prevail in the flame tube 20.
  • Primary holes 202a, 202b are drilled in the inner and outer annular walls at the first portion 201 at the inlet of the flame tube.
  • dilution holes 203a, 203b are drilled in the inner and outer annular walls at the bent portion of the flame tube 20 (see Figure 3).
  • the number of holes, their respective diameters and positions may vary depending on the intended application.
  • the injector 40 comprises an injector body 40a surrounding an injection pipe 40b through which the fuel is introduced as such into the flame tube 20.
  • the injector body 40a is fixed to the outer casing 10a by means of bolts 70 and fixing plates 80 (see Figure 3).
  • the inner and outer annular walls are fixed to the outer casing 10a via the injector body 40a thus making it possible to simplify the bowl-chamber connection and thus to avoid the use of a play-catching system.
  • a connecting disk 40c surmounted by a cylinder 40d in which is inserted the body 40a of the injector is connected to the chamber bottom 30 in which a recess 30a to the size of the connecting disk has been formed.
  • the body 40a of the injector is connected to the injection pipe 40b and the body 40a of the injector 40 is inserted into the cylinder 40d surmounting the connecting disc 40c so that the injector body 40a (and therefore the injection pipe 40b) is movable relative to the cylinder 40d. This allows a compensation of the movements to which the flame tube 20 is subjected. There is therefore no need for complex compensation systems.
  • the body 40a of the injector comprises an air inlet 40e through which air from a diffuser 60 is introduced. This air is used to cool the injector 40.
  • the air inlet 40e has the shape of an oval recess formed in the injector body 40a.

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Abstract

L'invention concerne une chambre de combustion d'une turbomachine, comprenant; un carter annulaire externe; un tube à flamme connecté au carter externe, ledit tube à flamme comprenant une paroi annulaire interne et une paroi annulaire externe définissant d'une part une première portion radiale en entrée du tube à flamme et d'autre part une seconde portion axiale en sortie du tube à flamme, la première portion s'étendant vers la seconde portion en formant un coude entre l'entrée et la sortie du tube à flamme.

Description

Chambre de combustion coudée d'une turbomachine
DOMAINE TECHNIQUE GENERAL
L'invention concerne le domaine des chambres de combustion pour des turbomachines et plus particulièrement la structure et la fixation d'un tube à flamme dans une chambre de combustion d'une turbomachine.
ETAT DE LA TECHNIQUE
De manière connue et en relation avec la figure 1, en aval d'un compresseur à haute pression (non représenté), une turbomachine comprend une chambre de combustion délimitée par des carters de révolution interne la et externe lb qui sont concentriques.
La chambre à combustion comprend un tube à flamme 2 disposé dans l'espace défini par les carters interne la et externe lb.
Le tube à flamme 2 est délimité par des parois interne 2a et externe 2b appelées viroles interne et externe et une plaque de fond de chambre 3 qui sert de support à des injecteurs 4.
Par ailleurs, la chambre de combustion comprend également un carénage 5 disposé devant le fond de chambre pour couvrir partiellement les injecteurs 4 et les protéger des chocs éventuels (que peut produire l'ingestion d'un oiseau ou d'un bloc de glace dans des moteurs). Et la chambre de combustion comprend un diffuseur 6 d'air débouchant sur l'injecteur 4.
La plaque de fond 3, les parois interne 2a et externe 2b du tube à flamme 2 et le carénage 5 sont assemblées par des boulons (non représentés).
La chambre de combustion de la figure 1 est dite annulaire axiale directe en ce qu'elle s'étend selon la direction privilégiée de l'axe moteur sans retournement des viroles cylindriques du tube à flamme. Cette architecture est la référence pour les turbomachines modernes, notamment sur les fortes puissances. Sur le domaine des petites puissances, elle cohabite avec l'architecture de chambre à retour qui est très compacte axialement. Cependant elle possède pour principal inconvénient un important ratio surface sur volume qui rend difficile le refroidissement des parois du tube à flamme et handicape leurs durées de vie.
A l'opposé, un problème avec le type de chambre axiale directe est que l'encombrement axial du tube à flamme est conséquent.
Un autre problème est que les fixations du carénage, des parois interne 2a et externe 2b et de la plaque de fond sont soumises à des vibrations de la turbomachine ainsi qu'à des dilatations thermiques des sous-composants du module chambre qui peuvent dégrader son fonctionnement de sorte que des systèmes de compensations vibratoires et thermiques généralement complexes sont prévus. PRESENTATION DE L'INVENTION
L'invention propose de pallier au moins un de ces inconvénients.
A cet effet, l'invention propose, selon un premier aspect, une chambre de combustion d'une turbomachine, comprenant : un carter annulaire externe ; un tube à flamme connecté au carter externe, ledit tube à flamme comprenant une paroi annulaire interne et une paroi annulaire externe définissant d'une part une première portion radiale en entrée du tube à flamme et d'autre part une seconde portion axiale en sortie du tube à flamme, la première portion s'étendant vers la seconde portion en formant un coude entre l'entrée et la sortie du tube à flamme.
L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible.
Le tube à flamme comprend un fond de chambre situé en entrée du tube flamme, la chambre comprenant au moins un injecteur de combustible configuré pour injecter du combustible dans le tube à flamme via l'entrée du tube à flamme, le tube à flamme étant connecté au carter externe par l'intermédiaire dudit injecteur en liaison avec le fond de chambre.
L'injecteur présente une direction principale coaxiale à un axe longitudinal Y selon lequel la première portion s'étend.
L'injecteur comprend un corps d'injecteur entourant un tuyau d'injection par lequel est amené du combustible dans le tube à flamme, le corps d'injecteur étant inséré dans un cylindre surmontant un disque de liaison connecté au fond de chambre.
Les parois annulaires interne et externe du tube à flamme sont connectées au carter externe par l'intermédiaire du corps d'injecteur.
Le corps d'injecteur est connecté au tuyau d'injection, le corps d'injecteur étant mobile par rapport au cylindre.
La chambre comprend des trous primaires percés dans les parois annulaire interne et externe au niveau de la première portion et des trous de dilution percés dans les parois annulaire interne et externe au niveau d'un coude du tube à flamme.
Selon un autre aspect, l'invention concerne une turbomachine comprenant une chambre de combustion selon l'invention. L'invention permet de réduire fortement l'encombrement axial de la chambre de combustion. Ceci présente les avantages suivants,
la masse du moteur est réduite :
o la forme du tube à flamme permet de réduire la longueur du carter externe, qui est souvent commun avec la turbine haute pression en aval de la chambre de combustion;
o la réduction de longueur pour les équipements - canalisations - nacelle et l'ensemble des constituants « hors-veine » ;
o la structure de la chambre est simplifiée notamment par le fait que le tube à flamme est connecté au carter externe par l'intermédiaire de l'injecteur ce qui permet de supprimer le capotage et les boulons associés. Ces pièces sont généralement utilisées sur des chambres de type axial direct ;
la situation dynamique du rotor haute pression, située sous la chambre de combustion, est améliorée :
o cette pièce est en effet un élément complexe de la turbomachine et doit respecter de nombreux critères de dimensionnement. Pour des turbomachines de petite dimension et avec des impératifs de performances élevées (en consommation et émissions), on est tenté de positionner un régime de rotation élevé : la difficulté étant alors d'assurer une raideur et une dynamique d'arbre acceptable. Ainsi, la forme coudée donnée au tube à flamme permet de diminuer la longueur d'arbre haute pression (constitué d'un compresseur haute pression en amont de la chambre de combustion et de la turbine haute pression en aval de la chambre de combustion) ;
l'interface avec la turbine haute pression est améliorée :
o en effet, la sortie du tube à flamme est colinéaire au dessin des plateformes du DHP : cela permet de limiter le nombre de lignes de courant d'écoulement chaud qui impacteraient la paroi (notamment sur la virole interne) et pourraient potentiellement interférer avec le refroidissement de ces pièces dont la durée de vie est critique
- la bougie d'allumage peut être positionnée à différentes positions : en fond de chambre et/ou en coin de chambre et/ou sur la paroi externe. PRESENTATION DES FIGURES
D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention rassortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels outre la figure 1 déjà discutée,
La figure 2 illustre une vue en coupe d'un chambre de combustion ; La figure 3 illustre une vue en perspective d'une chambre de combustion ;
La figure 4 illustre une vue détaille de la vue en perspective de la figure 3.
Sur l'ensemble des figures les éléments similaires portent des références identiques.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
Les figures 2 et 3 illustrent des vues d'une chambre de combustion selon un mode de réalisation.
La chambre de combustion comprend un carter externe 10a auquel est connecté un tube à flamme 20.
Le tube à flamme 20 comprend une paroi annulaire interne 20a et une paroi annulaire externe 20b.
Les parois annulaire interne et externe définissent d'une part une première portion
201 radiale autour d'un axe radial Y de la chambre de combustion et qui s'étend radialement par rapport à un axe longitudinal XX de rotation de la turbomachine.
D'autre part, Les parois annulaire interne et externe définissent une seconde portion
202 axiale autour d'un axe longitudinal X perpendiculaire à l'axe radial Y et parallèle à l'axe longitudinal XX de rotation de la turbomachine.
Comme on peut le voir sur les figures 1 et 2 la première portion 201 s'étend vers la seconde portion 202 en formant un coude entre l'entrée et la sortie du tube à flamme.
Un tel coude permet une liaison aérodynamique efficace avec un étage haute pression en aval de l'écoulement des gaz (flèche en pointillés sur la figure 2).
En outre, cette forme coudée permet de réduire l'encombrement axial du tube à flamme 20.
La chambre de combustion comprend également un fond de chambre 30 qui a la forme d'une plaque situé en entrée du tube à flamme 20.
A ce fond de chambre 30 est attaché un injecteur 40 par lequel est connecté le tube à flamme 20 au carter externe 10a de la turbomachine.
En outre, la chambre de combustion peut éventuellement comprendre un bouclier thermique 50 sous la forme d'une plaque attachée au fond de chambre 30 situé dans le tube à flamme 20. Ce bouclier thermique 50 est situé à l'entrée du tube à flamme 20 et protège l'injecteur 40 des fortes températures supérieures à 2200 K pouvant régner dans le tube à flamme 20.
Des trous primaires 202a, 202b sont percés dans les parois annulaires interne et externe au niveau de de la première portion 201 en entrée du tube à flamme.
En outre, des trous de dilution 203a, 203b sont percés dans les parois annulaires interne et externe au niveau de la partie coudée du tube à flamme 20 (voir la figure 3). Le nombre de trous, leurs diamètres et positions respectifs pouvant varier selon l'application visée.
Comme cela est visible sur la figure 4, l'injecteur 40 comprend un corps 40a d'injecteur entourant un tuyau 40b d'injection par lequel est amené le combustible en tant que tel dans le tube à flamme 20. Le corps 40a d'injecteur est fixé au carter externe 10a par l'intermédiaire de boulons 70 et de plaques 80 de fixation (voir la figure 3).
Les parois annulaires interne et externe sont fixées au carter externe 10a par l'intermédiaire du corps 40a d'injecteur permettant ainsi de simplifier la liaison bol - fond de chambre et ainsi éviter l'utilisation d'un système de rattrapage des jeux.
Un disque de liaison 40c surmonté d'un cylindre 40d dans lequel est inséré le corps 40a de l'injecteur est connecté au fond de chambre 30 dans lequel un évidement 30a à la taille du disque de liaison a été ménagé.
Le corps 40a de l'injecteur est en liaison avec le tuyau 40b d'injection et le corps 40a de l'injecteur 40 est inséré dans le cylindre 40d surmontant le disque de liaison 40c de telle sorte que le corps 40a d'injecteur (et donc le tuyau 40b d'injection) est mobile par rapport au cylindre 40d. Ceci permet une compensation des mouvements auxquels est soumis le tube à flamme 20. Il n'y a donc pas besoin de systèmes de compensation complexes.
Le corps 40a de l'injecteur comprend une entrée d'air 40e par laquelle de l'air issu d'un diffuseur 60 est introduit. Cet air permet de refroidir l'injecteur 40. L'entrée d'air 40e a la forme d'un évidement ovale formé dans le corps 40a d'injecteur.

Claims

REVENDICATIONS
1. Chambre de combustion d'une turbomachine, comprenant :
- un carter annulaire externe (10a) ;
- un tube à flamme (20) connecté au carter externe (10a), ledit tube à flamme (20) comprenant une paroi annulaire interne (20b) et une paroi annulaire externe (20a) définissant d'une part une première portion (201) radiale en entrée du tube à flamme et d'autre part une seconde portion (202) axiale en sortie du tube à flamme, la première portion (201) s'étendant vers la seconde portion (202) en formant un coude entre l'entrée et la sortie du tube à flamme , le tube à flamme comprend un fond de chambre (30) situé en entrée du tube flamme, la chambre comprenant au moins un injecteur (40) de combustible configuré pour injecter du combustible dans le tube à flamme via l'entrée du tube à flamme, le tube à flamme étant connecté au carter externe (10a) par l'intermédiaire dudit injecteur (40) en liaison avec le fond de chambre (30). l'injecteur (40) comprend un corps (40a) d'injecteur entourant un tuyau (40b) d'injection par lequel est amené du combustible dans le tube à flamme (20), le corps d'injecteur (40a) étant inséré dans un cylindre (40d) surmontant un disque de liaison (40c) connecté au fond de chambre (30).
2. Chambre selon la revendication 1, dans lequel l'injecteur présente une direction principale coaxiale à un axe longitudinal Y selon lequel la première portion (201) s'étend.
3. Chambre selon la revendication 1, dans laquelle les parois annulaires interne et externe du tube à flamme sont connectées au carter externe (10a) par l'intermédiaire du corps d'injecteur (40a).
4. Chambre selon l'une des revendications 1 à 3, dans laquelle le corps (40a) d'injecteur est connecté au tuyau (40b) d'injection, le corps (40a) d'injecteur étant mobile par rapport au cylindre (40d).
5. Chambre selon l'une des revendications précédentes, comprenant des trous primaires (202b, 202a) percés dans les parois annulaire interne et externe au niveau de la première portion (201) et des trous de dilution (203a, 203b) percés dans les parois annulaire interne et externe au niveau d'un coude du tube à flamme (20).
6. Turbomachine comprenant une chambre de combustion selon l'une des revendications précédentes.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11125435B2 (en) 2015-07-08 2021-09-21 Safran Aircraft Engines Bent combustion chamber from a turbine engine

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3088279A (en) * 1960-08-26 1963-05-07 Gen Electric Radial flow gas turbine power plant
GB2008199A (en) * 1977-09-03 1979-05-31 Lucas Industries Ltd Flame Tube
US20080006033A1 (en) * 2005-09-13 2008-01-10 Thomas Scarinci Gas turbine engine combustion systems
US20100083664A1 (en) * 2006-03-01 2010-04-08 General Electric Company Method and apparatus for assembling gas turbine engine

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2097112B (en) * 1981-04-16 1984-12-12 Rolls Royce Fuel burners and combustion equipment for use in gas turbine engines
US4955201A (en) * 1987-12-14 1990-09-11 Sundstrand Corporation Fuel injectors for turbine engines
FR2892180B1 (fr) * 2005-10-18 2008-02-01 Snecma Sa Amelioration des perfomances d'une chambre de combustion par multiperforation des parois
US8096132B2 (en) * 2008-02-20 2012-01-17 Flexenergy Energy Systems, Inc. Air-cooled swirlerhead
US8297048B2 (en) * 2008-10-02 2012-10-30 Cummins Inc. Apparatus and method for mounting a close-coupled catalyst
US8141368B2 (en) * 2008-11-11 2012-03-27 Delavan Inc Thermal management for fuel injectors
FR2953907B1 (fr) * 2009-12-11 2012-11-02 Snecma Chambre de combustion pour turbomachine
CN103562641B (zh) * 2011-05-17 2015-11-25 斯奈克玛 用于涡轮机的环形燃烧室
US9388742B2 (en) * 2013-05-08 2016-07-12 Solar Turbines Incorporated Pivoting swirler inlet valve plate
US9592480B2 (en) * 2013-05-13 2017-03-14 Solar Turbines Incorporated Inner premix tube air wipe
US20170059163A1 (en) * 2014-07-11 2017-03-02 United Technologies Corporation Additively manufactured swirler mount interface for gas turbine engine combustor
FR3031799B1 (fr) * 2015-01-19 2017-02-17 Snecma Dispositif d'etancheite ameliore entre un systeme d'injection et un nez d'injecteur de carburant de turbomachine d'aeronef
US10095218B2 (en) * 2016-08-03 2018-10-09 Siemens Aktiengesellschaft Method and computer-readable model for additively manufacturing ducting arrangement with injector assemblies forming a shielding flow of air
US10422533B2 (en) * 2017-01-20 2019-09-24 General Electric Company Combustor with axially staged fuel injector assembly

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3088279A (en) * 1960-08-26 1963-05-07 Gen Electric Radial flow gas turbine power plant
GB2008199A (en) * 1977-09-03 1979-05-31 Lucas Industries Ltd Flame Tube
US20080006033A1 (en) * 2005-09-13 2008-01-10 Thomas Scarinci Gas turbine engine combustion systems
US20100083664A1 (en) * 2006-03-01 2010-04-08 General Electric Company Method and apparatus for assembling gas turbine engine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11125435B2 (en) 2015-07-08 2021-09-21 Safran Aircraft Engines Bent combustion chamber from a turbine engine

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