FR2975465A1 - Paroi pour chambre de combustion de turbomachine comprenant un agencement optimise d'orifices d'entree d'air - Google Patents
Paroi pour chambre de combustion de turbomachine comprenant un agencement optimise d'orifices d'entree d'air Download PDFInfo
- Publication number
- FR2975465A1 FR2975465A1 FR1154387A FR1154387A FR2975465A1 FR 2975465 A1 FR2975465 A1 FR 2975465A1 FR 1154387 A FR1154387 A FR 1154387A FR 1154387 A FR1154387 A FR 1154387A FR 2975465 A1 FR2975465 A1 FR 2975465A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- holes
- primary
- hole
- dilution
- wall
- 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
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 49
- 238000010790 dilution Methods 0.000 claims abstract description 58
- 239000012895 dilution Substances 0.000 claims abstract description 58
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims abstract description 14
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 8
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 8
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 6
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 5
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 5
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 3
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 description 1
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
- F23R3/02—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
- F23R3/02—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
-
- 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
-
- 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)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
L'invention propose une paroi de révolution pour une chambre de combustion de turbomachine d'aéronef, comprenant des trous primaires, des trous de dilution agencés en aval desdits trous primaires, et un orifice de passage (48) de bougie en amont des trous primaires, caractérisée en ce que chaque premier trou primaire (321), pris en s'éloignant circonférentiellement du plan axial (D) médian dans un sens ou dans l'autre, est positionné à une cote circonférentielle comprise entre les cotes circonférentielles du premier trou de dilution (341) et du deuxième trou de dilution (342) pris en s'éloignant circonférentiellement du plan axial (D) médian.
Description
PAROI POUR CHAMBRE DE COMBUSTION DE TURBOMACHINE COMPRENANT UN AGENCEMENT OPTIMISE D'ORIFICES D'ENTREE D'AIR.
DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE L'invention concerne une paroi de révolution pour une chambre de combustion de turbomachine d'aéronef, comprenant des alignements circonférentiels de trous primaires et de trous secondaires. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Une turbomachine comprend au moins une turbine agencée en sortie d'une chambre de combustion pour récupérer de l'énergie d'un flux primaire de gaz éjectés par cette chambre de combustion afin d'entraîner un compresseur disposé en amont de la chambre de combustion et alimentant cette chambre en air sous pression. La chambre de combustion d'une turbomachine comprend deux parois annulaires coaxiales, respectivement radialement interne et radialement externe, qui s'étendent de l'amont vers l'aval, selon le sens d'écoulement du flux primaire de gaz dans la turbomachine, autour de l'axe de la chambre de combustion. Les parois annulaires sont reliées entre elles à leur extrémité amont par une paroi annulaire de fond de chambre qui s'étend sensiblement radialement autour de l'axe de la chambre de combustion. Cette 2 paroi annulaire de fond de chambre est équipée d'une rangée annulaire de systèmes d'injection régulièrement répartis autour de l'axe de la chambre de combustion pour permettre une amenée d'air et de carburant dans la chambre de combustion. D'une manière générale, une chambre de combustion comporte une région interne amont, couramment appelée zone primaire, et une région interne aval, couramment appelée zone de dilution.
La zone primaire est prévue pour la combustion du mélange d'air et de carburant dans des proportions sensiblement stoechiométriques. La zone de dilution est prévue pour la dilution et le refroidissement des gaz provenant de la combustion dans la zone primaire, et pour conférer au flux de ces gaz un profil thermique optimal en vue de son passage dans la turbine agencée en aval de la chambre de combustion. Pour cela, chaque paroi de révolution de la chambre de combustion comporte des premiers orifices, couramment appelés trous primaires agencés en une rangée circonférentielle, qui sont associés à la zone primaire, et des seconds orifices d'entrée d'air, couramment appelés trous de dilution, qui sont agencés en une rangée circonférentielle et qui sont associés à la zone de dilution. La chambre de combustion comprend en outre au moins une bougie d'allumage destinée à initier la combustion du mélange d'air et de carburant au démarrage de la turbomachine.
La bougie est montée au travers d'un orifice de passage de bougie formé dans la paroi 3 annulaire radialement externe de la chambre, dans l'axe d'un système d'injection dédié à l'allumage ou à mi-distance circonférentiellement de deux systèmes d'injection dédiés à l'allumage.
L'orifice de passage de la bougie est agencé axialement en amont et à proximité des trous primaires. Chaque paroi de révolution comporte aussi des microperforations par lesquelles de l'air est admis dans la chambre, pour assurer un refroidissement de la paroi. Du fait de la faible distance entre l'orifice de passage de la bougie et les trous primaires, il n'est pas possible de réaliser de telles microperforations entre l'orifice de passage et les trous primaires adjacents, ce qui limite l'efficacité du refroidissement de la paroi considérée. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention propose une paroi de révolution pour une chambre de combustion de turbomachine d'aéronef, comprenant une rangée circonférentielle de trous primaires, une rangée circonférentielle de trous de dilution agencés en aval desdits trous primaires, et au moins un orifice de passage de bougie d'allumage positionné axialement en amont des trous primaires, dans laquelle les trous primaires d'une part et les trous de dilution d'autre part sont répartis symétriquement de part et d'autre d'un plan axial médian de l'orifice de passage, caractérisée en ce que chaque premier trou primaire, pris en s'éloignant circonférentiellement du plan axial médian dans un sens 4 ou dans l'autre, est positionné à une cote circonférentielle comprise entre les cotes circonférentielles du premier trou de dilution et du deuxième trou de dilution pris en s'éloignant circonférentiellement du plan axial médian. Une telle disposition des trous primaires augmente l'espace entre l'orifice de passage de la bougie et les trous primaires adjacents. Il est alors possible de réaliser des trous dits de multiperforation entre l'orifice de passage de la bougie et les trous primaires pour favoriser le refroidissement de la paroi, sans réduire le nombre de trous primaires. De préférence, chacun des autres trous primaires est positionné à une même cote circonférentielle qu'un trou de dilution associé. De préférence, lesdits autres trous primaires sont répartis à équidistance les uns des autres, selon un pas P prédéfini, et en ce que la distance entre lesdits deux premiers trous primaires est supérieure au pas P séparant deux desdits autres trous primaires adjacents. De préférence, la distance entre le premier trou primaire et le deuxième trou primaire rencontré en s'éloignant circonférentiellement du plan axial médian est inférieure au pas P séparant deux desdits autres trous primaires adjacents De préférence, les trous de dilution sont répartis à équidistance les uns des autres, selon un pas sensiblement égal à la moitié du dit pas P prédéfini.
De préférence, la paroi de révolution comporte des trous de multiperforation situés entre l'orifice de passage et chacun desdits premiers trous primaires. 5 chambre annulaire de combustion pour turbomachine d'aéronef, comprenant une paroi annulaire de fond de chambre ainsi que deux parois de révolution coaxiales, respectivement interne et externe, raccordées à ladite paroi de fond de chambre, et dont l'une au moins est une paroi de révolution telle que définie précédemment. L'invention concerne aussi une turbomachine pour aéronef, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comprenant une chambre annulaire de combustion définie précédemment. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui va suivre pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'une turbomachine d'aéronef comprenant une chambre de combustion selon un premier mode de réalisation préféré de l'invention ; la figure 2 est une représentation schématique en section selon un plan radial d'une partie de la paroi de la chambre de combustion montrant la disposition des trous primaires et de l'orifice de passage de la bougie ; 6 - la figure 3 est une représentation en développée de la partie de la paroi de la chambre de combustion représentée à la figure 2, montrant la disposition des trous primaires, des trous de dilution et de l'orifice de passage de la bougie ; - la figure 4 est un détail à plus grande échelle de la figure 3, montrant la répartition des multiperforations réalisées dans la paroi.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS La figure 1 représente une chambre annulaire de combustion 10 d'une turbomachine 12, telle qu'un turboréacteur d'avion. D'une manière bien connue, la chambre de combustion 10 est située en aval d'un compresseur (non représenté) de la turbomachine 12, qui alimente la chambre de combustion 10 en un flux air sous pression 14. La chambre de combustion 10 est en outre montée en amont d'une turbine (non représentée) de la turbomachine, destinée à entraîner en rotation le compresseur sous l'effet de la poussée des gaz provenant de la chambre de combustion. La chambre de combustion 10 comprend deux parois de révolution coaxiales à l'axe longitudinal A de la chambre de combustion 10, une paroi de révolution radialement interne 16 et une paroi de révolution radialement externe 18 et qui s'étendent l'une à l'intérieur de l'autre. Ces deux parois de révolution 16 et 18 sont reliées l'une à l'autre à leur extrémité amont par une 7 paroi annulaire de fond de chambre 26, de manière connue. La paroi annulaire de fond de chambre 26 comporte une rangée annulaire d'orifices d'injection 22 régulièrement répartis autour de l'axe A de la chambre de combustion 10, et dans lesquels des systèmes d'injection 28 sont montés. Chaque système d'injection 28 est associé à un injecteur de carburant 30 et est conçu pour délivrer dans la chambre de combustion 10 une partie du flux d'air 14 issu du compresseur et du carburant issu des injecteurs 30. Chacune des parois annulaires 16 et 18 comporte deux rangées circonférentielles d'orifices d'entrée d'air 32 et 34. Ces orifices 32, 34 sont de section globalement circulaire et sont destinés à l'injection dans la chambre de combustion d'une autre partie 36 du flux d'air 14 provenant du compresseur. En fonctionnement, cette autre partie 36 du flux d'air 14 atteint les orifices d'entrée d'air 32 et 34 par l'intermédiaire d'un espace annulaire de contournement 40 délimité par les parois annulaires 16 et 18 de la chambre de combustion d'une part, et des carters 24 de la turbomachine 12, entourant la chambre de combustion 10 d'autre part. Une première rangée d'orifices 32 est formée autour d'une région amont 42 de la chambre de combustion 10, couramment appelée zone primaire, dans laquelle ont lieu les réactions de combustion du mélange d'air et de carburant. Les orifices 32 de cette 8 première rangée sont pour cette raison couramment appelés trous primaires. La deuxième rangée d'orifices 34 est formée autour d'une région 44 de la chambre de combustion 10, en aval de la zone primaire, dans laquelle les gaz de combustion sont dilués et refroidis. Cette deuxième région 44 est couramment appelée zone de dilution, les orifices 34 de cette deuxième rangée sont pour cette raison couramment appelés trous de dilution.
La turbomachine 12 comprend en outre au moins une bougie d'allumage 46 débouchant dans la zone primaire 42 de la chambre de combustion 10 au travers d'un orifice de passage de bougie 48 ménagé dans la paroi radialement externe 18 de la chambre de combustion 10. La bougie 46 est centrée par rapport à un plan contenant l'axe A de la chambre de combustion et l'axe B de l'un des systèmes d'injection 28, ledit plan correspondant au plan de la figure 1.
L'axe principal C de l'orifice 48 de passage de bougie d'allumage est faiblement décalé vers l'amont par rapport à la rangée de trous primaires 32. Comme on peut le voir plus en détails aux figures 2 à 4, les trous primaires 32 et les trous de dilution 34 sont répartis de part et d'autre d'un plan D axial médian par rapport à la chambre de combustion 10, passant par l'axe principal C de l'orifice de passage 48. Dans la description qui va suivre on fera référence à une moitié de chaque alignement 50, 52 de trous primaires 32 et de trous de dilution 34. Il sera 9 compris que la description de l'autre moitié de chaque alignement se déduira par simple symétrie. L'alignement 50 de trous primaires 32 comporte, en s'éloignant circonférentiellement du plan D axial médian, un premier trou primaire 321 et un deuxième trou primaire 322 qui est plus éloigné du plan D axial médian que le premier trou primaire 321. De façon similaire, l'alignement 52 de trous de dilution 34 comporte, en s'éloignant circonférentiellement du plan D axial médian, un premier trou de dilution 341, un deuxième trou de dilution 342 et un troisième trou de dilution 343. Ici, le nombre de trous de dilution 34 est le double du nombre de trous primaires 32.
Un trou de dilution 340 est donc centré sur le plan D axial médian. Selon une variante de réalisation non représentée, le nombre de trous de dilution 34 est égal au nombre de trous primaires 32.
L'alignement 52 de trous de dilution 34 comporte alors, en s'éloignant circonférentiellement du plan D axial médian, un premier trou de dilution 341, un deuxième trou de dilution 342 et un troisième trou de dilution 343, il ne comporte pas de trou de dilution centré sur le plan D axial médian. L'orifice de passage 48 est agencé en amont des trous de dilution 34, et en amont des trous primaires 32 de manière telle que sont axe principal C est situé à proximité des trous primaires 34. 10 Aussi, le diamètre de l'orifice de passage 48 est relativement important, par rapport au diamètre des trous primaires 32 et des trous de dilution 34. A cet effet, selon l'invention, le premier trou primaire 321 est positionné à une cote circonférentielle par rapport au plan D axial médian qui est comprise entre la cote circonférentielle du premier trou de dilution 341 et du deuxième trou de dilution 342.
Chacun des autres trous primaires 322, 32 est associé à un trou de dilution 34 de manière qu'il est situé à la même cote circonférentielle que le trou de dilution 34 associé. Ainsi, selon le mode de réalisation représenté aux figures, pour lequel le nombre de trous de dilution 34 est égal au double du nombre de trous primaires 32, le deuxième trou primaire 322 est situé à la même cote circonférentielle que le troisième trou de dilution 343.
Selon le mode de réalisation pour lequel le nombre de trous de dilution 34 est égal au nombre de trous primaires 32, le premier trou primaire 321 étant situé à une cote circonférentielle par rapport au plan D axial médian qui est comprise entre la cote circonférentielle du premier trou de dilution 341 et du deuxième trou de dilution 342. Aussi, le deuxième trou primaire 322 est alors situé à la même cote circonférentielle que le deuxième trou de dilution 342. Selon un autre aspect des trous primaires 32 et des trous de dilution 34, les trous primaires 32 autres que les deux premiers trous primaires 321 sont 11 répartis circonférentiellement à équidistance les uns des autres selon un pas P prédéfini. Les trous de dilution 34 qui sont associés à ces autres trous primaires sont ainsi répartis à équidistance les uns des autres selon ce même pas P. De plus, selon le mode de réalisation pour lequel le nombre de trous de dilution 34 est supérieur au nombre de trous primaires, les trous de dilution sont répartis selon un pas égal à la moitié du pas P séparant deux des autres trous primaires 32. Quel que soit le mode de réalisation de la paroi de révolution, le premier trou de dilution est situé à une distance circonférentielle du plan D axial médian qui est égale à la moitié du pas P séparant deux des autres trous primaires 32. Le deuxième trou de dilution 342 est situé à une distance circonférentielle du plan D axial médian qui est égale au pas P séparant deux des autres trous primaires 32 lorsque le nombre de trous de dilution est égal au double du nombre de trous primaires, ou bien à une distance circonférentielle du plan D axial médian qui est égale à une fois et demi la valeur du pas P. Comme on l'a dit précédemment, le premier trou primaire 321 est agencé circonférentiellement entre le premier trou de dilution 341 et le deuxième trou de dilution 342. Par conséquent, comme on peut le voir plus en détails à la figure 2, la distance circonférentielle 56 entre le premier trou primaire 321 et le plan D axial médian est supérieure à la moitié du pas P, et inférieure à une fois et demie la valeur du pas P. 12 La distance circonférentielle 58 entre le premier trou primaire 321 et le deuxième trou primaire 322 est inférieure à la valeur du pas P. La distance circonférentielle 60 entre le deuxième trou primaire 322 et l'autre trou primaire 32 adjacent est égale à la valeur du pas P. Aussi, la distance circonférentielle 62 entre les deux premiers trous primaires 321, qui sont agencés symétriquement de part et d'autre du plan D axial médian, est égale au double de la distance circonférentielle 56 entre chaque premier trou primaire 321 et le plan D axial médian et est supérieure à la valeur du pas P. La distance circonférentielle 62 entre les deux premiers trous primaires est telle qu'ils sont relativement éloignés de l'orifice de passage de la bougie. Selon encore un autre aspect de la paroi de révolution 18, comme on peut le voir à la figure 4, la distance circonférentielle 56 entre chaque premier trou primaire 321 et le plan D axial médian est suffisamment importante pour réaliser des trous de multiperforation 54 dans la paroi 18, dans une zone située entre l'orifice de passage 48 et chaque premier trou primaire 321. Les trous de multiperforation 54 permettent de refroidir la paroi 18 en permettant le passage d'air depuis l'espace annulaire de contournement 40 vers le volume intérieur de la chambre de combustion 10.
Ces trous de multiperforation 54 sont répartis sur toute la surface de la paroi 18, et non 13 seulement dans la zone située entre l'orifice de passage 48 et chaque premier trou primaire 321.5
Claims (8)
- REVENDICATIONS1. Paroi de révolution (18) pour une chambre de combustion (10) de turbomachine d'aéronef, comprenant une rangée circonférentielle (50) de trous primaires (32), une rangée circonférentielle (52) de trous de dilution (34) agencés en aval desdits trous primaires (32), et au moins un orifice de passage (48) de bougie d'allumage positionné axialement en amont des trous primaires (32), dans laquelle les trous primaires (32) d'une part et les trous de dilution (34) d'autre part sont répartis symétriquement de part et d'autre d'un plan axial (D) médian de l'orifice de passage (48), caractérisée en ce que chaque premier trou primaire (321), pris en s'éloignant circonférentiellement du plan axial (D) médian dans un sens ou dans l'autre, est positionné à une cote circonférentielle comprise entre les cotes circonférentielles du premier trou de dilution (341) et du deuxième trou de dilution (342) pris en s'éloignant circonférentiellement du plan axial (D) médian.
- 2. Paroi de révolution (18) selon la revendication 1, caractérisée en ce que chacun des autres trous primaires (32) est positionné à une même 15 cote circonférentielle qu'un trou de dilution (34) associé.
- 3. Paroi de révolution (18) selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que lesdits autres trous primaires (32) sont répartis à équidistance les uns des autres, selon un pas P prédéfini, et en ce que la distance (62) entre lesdits deux premiers trous primaires (321) est supérieure au pas P séparant deux desdits autres trous primaires (32) adjacents.
- 4. Paroi de révolution (18) selon la revendication 3, caractérisée en ce que la distance (58) entre le premier trou primaire (321) et le deuxième trou primaire (322) rencontré en s'éloignant circonférentiellement du plan axial (D) médian est inférieure au pas P séparant deux desdits autres trous primaires (32) adjacents
- 5. Paroi de révolution (18) selon la revendication 3 ou 4, caractérisée en ce que les trous de dilution (34) sont répartis à équidistance les uns des autres, selon un pas sensiblement égal à la moitié du dit pas P prédéfini.
- 6. Paroi de révolution (18) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle comporte des trous de multiperforation (54) situés entre l'orifice de passage (48) et chacun desdits premiers trous primaires (321). 16
- 7. Chambre annulaire de combustion (10) pour turbomachine d'aéronef, comprenant une paroi annulaire de fond de chambre (26) ainsi que deux parois de révolution coaxiales, respectivement interne (16) et externe (18), raccordées à ladite paroi de fond de chambre (26), et dont l'une au moins est une paroi de révolution (18) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6.
- 8. Turbomachine (12) pour aéronef, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comprenant une chambre annulaire de combustion (10) selon la revendication 7.15
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1154387A FR2975465B1 (fr) | 2011-05-19 | 2011-05-19 | Paroi pour chambre de combustion de turbomachine comprenant un agencement optimise d'orifices d'entree d'air |
| US13/475,306 US20120291442A1 (en) | 2011-05-19 | 2012-05-18 | Wall for a turbomachine combustion chamber including an optimised arrangement of air inlet apertures |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1154387A FR2975465B1 (fr) | 2011-05-19 | 2011-05-19 | Paroi pour chambre de combustion de turbomachine comprenant un agencement optimise d'orifices d'entree d'air |
| FR1154387 | 2011-05-19 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2975465A1 true FR2975465A1 (fr) | 2012-11-23 |
| FR2975465B1 FR2975465B1 (fr) | 2018-03-09 |
Family
ID=44549672
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1154387A Active FR2975465B1 (fr) | 2011-05-19 | 2011-05-19 | Paroi pour chambre de combustion de turbomachine comprenant un agencement optimise d'orifices d'entree d'air |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20120291442A1 (fr) |
| FR (1) | FR2975465B1 (fr) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3009747A1 (fr) * | 2013-08-19 | 2015-02-20 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine pourvue d'un passage d'entree d'air ameliore en aval d'un orifice de passage de bougie |
| WO2015049468A1 (fr) * | 2013-10-04 | 2015-04-09 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine pourvue de moyens de déflection d'air pour réduire le sillage créé par une bougie d'allumage |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2964725B1 (fr) | 2010-09-14 | 2012-10-12 | Snecma | Carenage aerodynamique pour fond de chambre de combustion |
| US9217568B2 (en) * | 2012-06-07 | 2015-12-22 | United Technologies Corporation | Combustor liner with decreased liner cooling |
| US9335049B2 (en) * | 2012-06-07 | 2016-05-10 | United Technologies Corporation | Combustor liner with reduced cooling dilution openings |
| US20160131364A1 (en) * | 2014-11-07 | 2016-05-12 | United Technologies Corporation | Combustor dilution hole cooling |
| US10670267B2 (en) * | 2015-08-14 | 2020-06-02 | Raytheon Technologies Corporation | Combustor hole arrangement for gas turbine engine |
| US10816202B2 (en) * | 2017-11-28 | 2020-10-27 | General Electric Company | Combustor liner for a gas turbine engine and an associated method thereof |
| US11255543B2 (en) | 2018-08-07 | 2022-02-22 | General Electric Company | Dilution structure for gas turbine engine combustor |
| FR3095260B1 (fr) * | 2019-04-18 | 2021-03-19 | Safran Aircraft Engines | Procede de definition de trous de passage d’air a travers une paroi de chambre de combustion |
| US11774100B2 (en) * | 2022-01-14 | 2023-10-03 | General Electric Company | Combustor fuel nozzle assembly |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB594285A (en) * | 1944-03-16 | 1947-11-07 | Power Jets Ltd | Improvements relating to combustion apparatus |
| EP1777458A1 (fr) * | 2005-10-18 | 2007-04-25 | Snecma | Amélioration des performances d'une chambre de combustion par multiperforation des parois |
| US20090084110A1 (en) * | 2007-09-28 | 2009-04-02 | Honeywell International, Inc. | Combustor systems with liners having improved cooling hole patterns |
| FR2950415A1 (fr) * | 2009-09-21 | 2011-03-25 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine aeronautique avec trous de combustion decales ou de debits differents |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5289686A (en) * | 1992-11-12 | 1994-03-01 | General Motors Corporation | Low nox gas turbine combustor liner with elliptical apertures for air swirling |
| US8028529B2 (en) * | 2006-05-04 | 2011-10-04 | General Electric Company | Low emissions gas turbine combustor |
-
2011
- 2011-05-19 FR FR1154387A patent/FR2975465B1/fr active Active
-
2012
- 2012-05-18 US US13/475,306 patent/US20120291442A1/en not_active Abandoned
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB594285A (en) * | 1944-03-16 | 1947-11-07 | Power Jets Ltd | Improvements relating to combustion apparatus |
| EP1777458A1 (fr) * | 2005-10-18 | 2007-04-25 | Snecma | Amélioration des performances d'une chambre de combustion par multiperforation des parois |
| US20090084110A1 (en) * | 2007-09-28 | 2009-04-02 | Honeywell International, Inc. | Combustor systems with liners having improved cooling hole patterns |
| FR2950415A1 (fr) * | 2009-09-21 | 2011-03-25 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine aeronautique avec trous de combustion decales ou de debits differents |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3009747A1 (fr) * | 2013-08-19 | 2015-02-20 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine pourvue d'un passage d'entree d'air ameliore en aval d'un orifice de passage de bougie |
| WO2015049468A1 (fr) * | 2013-10-04 | 2015-04-09 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine pourvue de moyens de déflection d'air pour réduire le sillage créé par une bougie d'allumage |
| FR3011620A1 (fr) * | 2013-10-04 | 2015-04-10 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine pourvue d'un passage d'entree d'air ameliore en aval d'un orifice de passage de bougie |
| CN105593601A (zh) * | 2013-10-04 | 2016-05-18 | 斯奈克玛 | 设置有用于减少由火花塞产生的尾流的空气偏转设备的涡轮机燃烧室 |
| CN105593601B (zh) * | 2013-10-04 | 2018-08-10 | 斯奈克玛 | 设置有用于减少由火花塞产生的尾流的空气偏转设备的涡轮机燃烧室 |
| RU2667849C2 (ru) * | 2013-10-04 | 2018-09-24 | Снекма | Камера сгорания газотурбинного двигателя, оснащенная средствами отклонения воздуха для уменьшения следа, создаваемого свечой зажигания |
| US10233836B2 (en) | 2013-10-04 | 2019-03-19 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine combustion chamber provided with air deflection means for reducing the wake created by an ignition plug |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20120291442A1 (en) | 2012-11-22 |
| FR2975465B1 (fr) | 2018-03-09 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2975465A1 (fr) | Paroi pour chambre de combustion de turbomachine comprenant un agencement optimise d'orifices d'entree d'air | |
| EP1793168B1 (fr) | Dispositif d'injection d'un mélange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif | |
| EP2678610B1 (fr) | Chambre annulaire de combustion de turbomachine comprenant des orifices de dilution ameliores | |
| EP2524169B1 (fr) | Chambre de combustion multi-percee a ecoulements tangentiels contre giratoires | |
| CA2925565C (fr) | Chambre de combustion de turbomachine pourvue de moyens de deflection d'air pour reduire le sillage cree par une bougie d'allumage | |
| CA2754419C (fr) | Chambre de combustion de turbomachine comprenant des moyens ameliores d'alimentation en air | |
| EP3569929A1 (fr) | Ensemble pour une chambre de combustion de turbomachine | |
| EP2462383B1 (fr) | Chambre de combustion de turbomachine comprenant des orifices d'entrée d'air améliorés | |
| FR2981733A1 (fr) | Module de chambre de combustion de turbomachine d'aeronef et procede de conception de celui-ci | |
| CA2925441C (fr) | Chambre de combustion pour turbomachine a admission d'air homogene au travers de systemes d'injection de carburant | |
| EP3227612B1 (fr) | Couronne d'admission d'air pour système d'injection de chambre de combustion de turbomachine et procédé d'atomisation de carburant dans un système d'injection comprenant ladite couronne d'admission d'air | |
| FR3015010A1 (fr) | Paroi annulaire pour chambre de combustion de turbomachine comprenant des orifices de refroidissement a effet contra-rotatif | |
| FR2973479A1 (fr) | Paroi pour chambre de combustion de turbomachine comprenant un agencement optimise d'orifices d'entree d'air et de passage de bougie d'allumage | |
| FR3009747A1 (fr) | Chambre de combustion de turbomachine pourvue d'un passage d'entree d'air ameliore en aval d'un orifice de passage de bougie | |
| FR3033030A1 (fr) | Systeme d'injection d'un melange air-carburant dans une chambre de combustion de turbomachine d'aeronef, comprenant un venturi perfore de trous d'injection d'air | |
| FR2948987A1 (fr) | Chambre de combustion de turbomachine comportant des orifices d'entree d'air ameliores | |
| EP4004443B1 (fr) | Chambre de combustion comportant des systèmes d'injection secondaires et procédé d'alimentation en carburant | |
| EP2771619B1 (fr) | Chambre de combustion annulaire dans une turbomachine | |
| WO2013045802A1 (fr) | Chambre de combustion de turbomachine | |
| FR2956725A1 (fr) | Systeme d'injection de carburant pour une chambre de combustion de turbomachine | |
| FR3071550A1 (fr) | Chambre annulaire de combustion | |
| FR2999277A1 (fr) | Paroi annulaire de chambre de combustion en aval d'un compresseur centrifuge | |
| FR2979005A1 (fr) | Systemes d'injection de carburant pour turbomachine d'aeronef a permeabilites differenciees |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 6 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 7 |
|
| CD | Change of name or company name |
Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR Effective date: 20170719 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 8 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 9 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 10 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 11 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 12 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 13 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 14 |