EP1278012B1 - Système d'injection aéromécanique à vrille primaire anti-retour - Google Patents

Système d'injection aéromécanique à vrille primaire anti-retour Download PDF

Info

Publication number
EP1278012B1
EP1278012B1 EP02291767A EP02291767A EP1278012B1 EP 1278012 B1 EP1278012 B1 EP 1278012B1 EP 02291767 A EP02291767 A EP 02291767A EP 02291767 A EP02291767 A EP 02291767A EP 1278012 B1 EP1278012 B1 EP 1278012B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
injection
fuel
injection nozzle
combustion chamber
injection system
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.)
Expired - Lifetime
Application number
EP02291767A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP1278012A3 (fr
EP1278012A2 (fr
Inventor
Christophe Baudoin
Patrice-André Commaret
Christophe Viguier
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of EP1278012A2 publication Critical patent/EP1278012A2/fr
Publication of EP1278012A3 publication Critical patent/EP1278012A3/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP1278012B1 publication Critical patent/EP1278012B1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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
    • F23R3/02—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
    • 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

Definitions

  • the present invention relates to the specific field of turbomachines and is more particularly concerned with the problem posed by the injection of fuel into the combustion chamber of a turbomachine.
  • the injection of fuel into the combustion chamber 50 is carried out from several injection systems 52 each comprising, on the one hand, a nozzle of fuel injection 54 ensuring the vaporization of the fuel in the combustion chamber and secondly a mixer / deflector assembly 56 which carries the combustion / fuel mixture and the diffuse in this combustion chamber.
  • This mixer / baffle assembly comprises a first vortex or swirl device 58 (swirler 58) slidably mounted on the fuel injection nozzle 54 (via a sleeve 60), a venturi device 62, a second vortex device or secondary swirler 64 and a deflector 66 fixed to the bottom of the combustion chamber 68.
  • This conventional injection system architecture has the major drawback of presenting, under certain particular conditions of use, a risk of self-ignition likely to cause destruction of the combustion chamber. Indeed, the impact of fuel on the internal surface of the venturi, necessary to obtain a film of fuel whose fragmentation in fine droplets will be ensured by the shears generated by the primary and secondary tendrils, sometimes results in fuel increases in the vanes of the primary swirl. In addition, because the impact zone of the fuel on this inner surface is not precisely localized, a fuel injection to countercurrent in this primary swirl may also possibly occur. However, such a return of fuel in the primary swirler can contribute to bringing this fuel outside the flame tube and thus risk destroying the focus of the combustion chamber of the turbomachine.
  • a turbomachine injection system comprising firstly a fuel injection nozzle for vaporizing the fuel in the combustion chamber and secondly a mixer / deflector assembly disposed coaxially to said injection nozzle and which conducts the combustion / fuel mixture and diffuses it into said combustion chamber, said mixer / deflector assembly comprising a first vortex device (or primary swirler) and at least a second vortex device (or secondary swirler) ) disposed axially at a determined distance from each other and separated by a venturi device disposed coaxially with said injection nozzle, said first vortex device being fixedly attached to said injection nozzle and separated therefrom constant radial distance, characterized in that the venturi device has an internal surface presenting r an upstream part a discontinuity of slope.
  • the second vortex device is slidably mounted relative to said injection nozzle via a ring integral with said second vortex device and which can move perpendicularly to an axis of revolution of said vane nozzle. injection, in an annular housing of said venturi device.
  • the upstream portion of the inner surface of the venturi device may comprise a concave step or a convex step.
  • capillary fuel injection into the primary swirler can be limited.
  • the annular combustion chamber is formed of an outer axial wall 24 and an inner axial wall 26, both coaxial with axis 10, and a transverse wall 28 forming chamber bottom and provided with a plurality of openings 30 for fixing the injection systems.
  • the different connections between the upstream ends of the axial walls of the chamber 24, 26, possibly caps 32, 34 extending upstream these wall ends, and folded ends of the chamber bottom 28 is performed by any conventional fastening means (not shown), for example screw bolts with a conical head, preferably of the type with a prison nut.
  • Each injection system of the injection assembly comprises firstly a fuel injection nozzle 36 for vaporizing the fuel in the combustion chamber and secondly a mixer / deflector assembly 38 coaxial with this nozzle injection and that achieves the combustion / fuel mixture and the diffuse in this combustion chamber.
  • This mixer / baffle assembly comprises at least a first vortex device (swirler 40) and a second vortex device 42 spaced axially from each other by a predetermined distance and separated by a device. Venturi 44.
  • the secondary swirler is extended by a deflector 46 fixed to the chamber bottom 28 and which extends through the opening 30 in the combustion chamber 22.
  • the primary swirler 40 is fixed integrally to the injection nozzle 36, for example by means of a sleeve 48, and from which it is separated by a constant radial distance. This distance is determined so that, irrespective of the operating conditions of the turbomachine (autorotation, idle, full throttle), the fuel vaporized by the injection nozzle can not in any way impact the primary swirler. Thus, it is possible to avoid any possible countercurrent injection of fuel into this primary swirler resulting from the fuel dispersions naturally existing from one injector to the other (because of the injection angles, the circumferential homogeneity, etc.). ) as fuel rebounds on the venturi device.
  • the venturi device furthermore has on its inner surface 44A an upstream portion presenting at P a slope discontinuity so as to prevent, or at the very least, to reduce significantly, any risk of capillary rise of the fuel in the primary swirler 40 of the injection system 20.
  • This discontinuity of slope made upstream of the outer surface E of the fuel injection cone may for example be constituted by a step concave. In the embodiment of FIG. 3, this discontinuity of slope is instead constituted by a convex step.
  • the secondary swirler 42 is slidably mounted relative to to this injection nozzle, perpendicularly to an axis of revolution S of the nozzle, for example by means of a ring 47 fixed to this secondary swirler and movable in an annular housing 49 of the venturi device 44. A this effect, a sufficient clearance is left between the inner periphery of this annular housing and the outer periphery of the ring.
  • the injection nozzle is constantly centered with respect to the primary swirler and the venturi device thus avoiding any injection of countercurrent fuel, and the slope discontinuity of this venturi also makes it possible to avoid any rise of fuel by capillarity.
  • a good spraying of the fuel is ensured in all flight conditions and in particular in the most severe special conditions of re-ignition in autorotation at low Mach, conditions under which the pressure drops of air supply are too weak to ensure sufficient fragmentation of the fuel and thus access to a large field of re-ignition.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Nozzles (AREA)
  • Nozzles For Spraying Of Liquid Fuel (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Description

    Domaine de l'invention
  • La présente invention se rapporte au domaine spécifique des turbomachines et elle s'intéresse plus particulièrement au problème posé par l'injection de carburant dans la chambre de combustion d'une turbomachine.
    • Art antérieur
  • Classiquement, dans un turboréacteur ou un turbopropulseur, comme l'illustre la figure 4, l'injection de carburant dans la chambre de combustion 50 est effectuée à partir de plusieurs systèmes d'injection 52 comportant chacun, d'une part une buse d'injection de carburant 54 assurant la vaporisation du carburant dans la chambre de combustion et d'autre part un ensemble mélangeur/déflecteur 56 qui réalise le mélange comburant/carburant et le diffuse dans cette chambre de combustion. Cet ensemble mélangeur/déflecteur comporte un premier dispositif à tourbillon ou vrille primaire (swirler 58) monté coulissant sur la buse d'injection de carburant 54 (via un manchon 60), un dispositif à venturi 62, un second dispositif à tourbillon ou vrille secondaire 64 et un déflecteur 66 fixé sur le fond de la chambre de combustion 68. La demande de brevet française N° 2 728 330 et le brevet américain N° 5 490 378 sont deux exemples parfaits de cet art antérieur. On notera que dans les tous systèmes d'injection divulgués à ce jour, comme l'illustre la figure 5, la surface interne du venturi 62A sur laquelle va impacter le carburant vaporisé par la buse d'injection 54 présente toujours une surface continue (sans discontinuité de pente) jusqu'à la sortie d'air de la vrille primaire.
  • Cette architecture conventionnelle de système d'injection a toutefois l'inconvénient majeur de présenter, dans certaines conditions particulières d'utilisation, un risque d'auto-inflammation de nature à provoquer une destruction de la chambre de combustion. En effet, l'impact du carburant sur la surface interne du venturi, nécessaire pour obtenir un film de carburant dont la fragmentation en fines gouttelettes sera assurée par les cisaillements générés par les vrilles primaire et secondaire, se traduit parfois par des remontées de carburant dans les aubages de la vrille primaire. De plus, du fait que la zone d'impact du carburant sur cette surface interne n'est pas précisément localisée, une injection de carburant à contre-courant dans cette vrille primaire peut aussi éventuellement se produire. Or, un tel retour de carburant dans la vrille primaire peut contribuer à amener ce carburant à l'extérieur du tube à flamme et donc risquer une destruction du foyer de la chambre de combustion de la turbomachine.
    • Objet et définition de l'invention
  • La présente invention pallie ces inconvénients en proposant un système d'injection de turbomachine comportant d'une part une buse d'injection de carburant assurant la vaporisation du carburant dans la chambre de combustion et d'autre part un ensemble mélangeur/déflecteur disposé coaxialement à ladite buse d'injection et qui réalise le mélange comburant/carburant et le diffuse dans ladite chambre de combustion, ledit ensemble mélangeur/déflecteur comportant un premier dispositif à tourbillon (ou vrille primaire) et au moins un second dispositif à tourbillon (ou vrille secondaire) disposés axialement à une distance déterminée l'un de l'autre et séparés par un dispositif à venturi disposé coaxialement à ladite buse d'injection, ledit premier dispositif à tourbillon étant fixé solidairement à ladite buse d'injection et séparé de celle-ci d'une distance radiale constante, caractérisé en ce que le dispositif à venturi comporte une surface interne présentant sur une partie amont une discontinuité de pente.
  • De préférence, le second dispositif à tourbillon est monté coulissant par rapport à ladite buse d'injection par l'intermédiaire d'une couronne solidaire dudit second dispositif à tourbillon et qui peut se déplacer, perpendiculairement à un axe de révolution de ladite buse d'injection, dans un logement annulaire dudit dispositif à venturi.
  • Avec ce système de liaison coulissante au niveau de la seule vrille secondaire, l'injection de carburant à contre-courant dans la vrille primaire est éliminée.
  • Selon un mode de réalisation avantageux, la partie amont de la surface interne du dispositif à venturi peut comporter une marche concave ou une marche convexe.
  • Avec cette architecture spécifique de venturi, l'injection de carburant par capillarité dans la vrille primaire peut être limitée.
    • Brève description des dessins
  • Les caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront mieux de la description suivante, faite à titre indicatif et non limitatif, en regard des dessins annexés sur lesquels :
    • la figure 1 est une vue schématique en demi-coupe axiale d'une partie d'injection d'une turbomachine conforme à l'invention,
    • la figure 2 est une vue agrandie d'une partie de la figure 1 dans un premier exemple de réalisation de l'invention,
    • la figure 3 est une vue agrandie d'une partie de la figure 1 dans un second exemple de réalisation de l'invention,
    • la figure 4 est une vue schématique en demi-coupe axiale d'une partie d'injection d'une turbomachine incorporant un système d'injection de l'art antérieur, et
    • la figure 5 est une vue agrandie d'une partie de la figure 4.
    Description détaillée d'un mode de réalisation préférentiel
  • La figure 1 montre en demi-coupe axiale une partie d'injection d'une turbomachine comprenant :
    • . une enveloppe annulaire externe (ou carter externe) 12, d'axe longitudinal 10,
    • . une enveloppe annulaire interne (ou carter interne) coaxiale 14,
    • . un espace annulaire 16 compris entre les deux enveloppes 12 et 14 recevant le comburant comprimé, généralement de l'air, provenant en amont d'un compresseur (non représenté) de la turbomachine, au travers d'un conduit annulaire de diffusion 18 (on notera la présence de la grille de diffusion 18a) définissant un flux général F d'écoulement des gaz, cet espace 16 comportant, dans le sens d'écoulement de ces gaz, tout d'abord un ensemble d'injection comportant une pluralité de systèmes d'injection 20 fixés sur l'enveloppe annulaire externe 12 et régulièrement répartis autour du conduit 18, ensuite une chambre de combustion annulaire 22, et enfin un distributeur annulaire (non représenté) formant un étage d'entrée d'une turbine haute pression.
  • La chambre de combustion annulaire est formée d'une paroi axiale externe 24 et d'une paroi axiale interne 26, toutes deux coaxiales d'axe 10, et d'une paroi transversale 28 formant fond de chambre et pourvue d'une pluralité d'ouvertures 30 pour la fixation des systèmes d'injection. Les différentes liaisons entre les extrémités amont des parois axiales de la chambre 24, 26, éventuellement des casquettes 32, 34 prolongeant en amont ces extrémités de parois, et des extrémités rabattues du fond de chambre 28 est effectuée par tout moyen de fixation conventionnel (non représenté), par exemple des boulons à vis à tête conique, de préférence de type à écrou prisonnier.
  • Chaque système d'injection de l'ensemble d'injection comporte d'une part une buse d'injection de carburant 36 assurant la vaporisation du carburant dans la chambre de combustion et d'autre part un ensemble mélangeur/déflecteur 38 coaxial à cette buse d'injection et qui réalise le mélange comburant/carburant et le diffuse dans cette chambre de combustion. Cet ensemble mélangeur/déflecteur comporte au moins un premier dispositif à tourbillon ou vrille primaire (swirler 40) et un second dispositif à tourbillon ou vrille secondaire 42 espacés axialement l'un de l'autre d'une distance déterminée et séparés par un dispositif à venturi 44. La vrille secondaire est prolongée par un déflecteur 46 fixé au fond de chambre 28 et qui s'étend au travers de l'ouverture 30 dans la chambre de combustion 22.
  • Selon l'invention, la vrille primaire 40 est fixée solidairement à la buse d'injection 36, par exemple par l'intermédiaire d'un manchon 48, et dont elle est donc séparée par une distance radiale constante. Cette distance est déterminée de telle sorte que, quels que soient les régimes de fonctionnement de la turbomachine (autorotation, ralenti, plein gaz), le carburant vaporisé par la buse d'injection ne peut en aucune façon impacter sur la vrille primaire. Ainsi, on peut éviter toute éventuelle injection à contre-courant de carburant dans cette vrille primaire résultant des dispersions de carburant existant naturellement d'un injecteur à l'autre (du fait des angles d'injection, de l'homogénéité circonférentielle, etc.) comme des rebonds de carburant sur le dispositif à venturi.
  • Selon un premier mode de réalisation de l'invention illustré à la figure 2, le dispositif à venturi comporte en outre sur sa surface interne 44A une partie amont présentant en P une discontinuité de pente de façon à empêcher, ou à tout le moins réduire notablement, tout risque de remontée du carburant par capillarité dans la vrille primaire 40 du système d'injection 20. Cette discontinuité de pente effectuée en amont de la surface externe E du cône d'injection de carburant peut par exemple être constituée par une marche concave. Sur l'exemple de réalisation de la figure 3, cette discontinuité de pente est au contraire constituée par une marche convexe.
  • En outre, afin de laisser un débattement suffisant entre la buse d'injection 36 solidaire de l'enveloppe externe 12 et l'ensemble mélangeur/déflecteur 38 (notamment pour la gestion des dilatations thermiques), la vrille secondaire 42 est montée coulissante par rapport à cette buse d'injection, perpendiculairement à un axe de révolution S de la buse, par exemple par l'intermédiaire d'une couronne 47 fixée sur cette vrille secondaire et pouvant se déplacer dans un logement annulaire 49 du dispositif à venturi 44. A cet effet, un jeu suffisant est laissé entre la périphérie interne de ce logement annulaire et la périphérie externe de la couronne.
  • Avec la configuration de liaison coulissante proposée, la buse d'injection est constamment centrée par rapport à la vrille primaire et le dispositif à venturi évitant ainsi toute injection de carburant à contre-courant, et la discontinuité de pente de ce venturi permet en outre d'éviter toute remontée de carburant par capillarité. Ainsi, avec la structure particulière de l'invention, on assure une bonne pulvérisation du carburant dans toutes les conditions de vol et notamment dans les conditions particulières les plus sévères de rallumage en autorotation à faible Mach, conditions dans lesquelles les pertes de charge d'alimentation en air sont trop faibles pour garantir une fragmentation suffisante du carburant et ainsi accéder à un vaste domaine de rallumage.

Claims (4)

  1. Système d'injection d'une chambre de combustion de turbomachine comportant d'une part une buse d'injection de carburant (36) assurant la vaporisation du carburant dans la chambre de combustion (22) et d'autre part un ensemble mélangeur/déflecteur (38) disposé coaxialement à ladite buse d'injection et qui réalise le mélange comburant/carburant et le diffuse dans ladite chambre de combustion, ledit ensemble mélangeur/déflecteur comportant un premier dispositif à tourbillon (ou vrille primaire 40) fixé solidairement à ladite buse d'injection et séparé de celle-ci d'une distance radiale constante, et au moins un second dispositif à tourbillon (ou vrille secondaire 42) disposés axialement à une distance déterminée l'un de l'autre et séparés par un dispositif à venturi (44) disposé coaxialement à ladite buse d'injection, caractérisé en ce que ledit dispositif à venturi comporte une surface interne (44A) présentant sur une partie amont une discontinuité de pente P.
  2. Système d'injection selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit second dispositif à tourbillon est monté coulissant par rapport à ladite buse d'injection par l'intermédiaire d'une couronne (47) solidaire dudit second dispositif à tourbillon et qui peut se déplacer, perpendiculairement à un axe de révolution S de ladite buse d'injection, dans un logement annulaire (49) dudit dispositif à venturi.
  3. Système d'injection selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite partie amont de la surface interne du dispositif à venturi comporte une marche concave.
  4. Système d'injection selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite partie amont de la surface interne du dispositif à venturi comporte une marche convexe.
EP02291767A 2001-07-16 2002-07-12 Système d'injection aéromécanique à vrille primaire anti-retour Expired - Lifetime EP1278012B1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0109456A FR2827367B1 (fr) 2001-07-16 2001-07-16 Systeme d'injection aeromecanique a vrille primaire anti-retour
FR0109456 2001-07-16

Publications (3)

Publication Number Publication Date
EP1278012A2 EP1278012A2 (fr) 2003-01-22
EP1278012A3 EP1278012A3 (fr) 2003-11-19
EP1278012B1 true EP1278012B1 (fr) 2006-10-25

Family

ID=8865551

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP02291767A Expired - Lifetime EP1278012B1 (fr) 2001-07-16 2002-07-12 Système d'injection aéromécanique à vrille primaire anti-retour

Country Status (10)

Country Link
US (1) US6959551B2 (fr)
EP (1) EP1278012B1 (fr)
JP (1) JP4066241B2 (fr)
CN (1) CN1230650C (fr)
CA (1) CA2393082C (fr)
DE (1) DE60215589T2 (fr)
ES (1) ES2272650T3 (fr)
FR (1) FR2827367B1 (fr)
RU (1) RU2295645C2 (fr)
UA (1) UA76709C2 (fr)

Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6691515B2 (en) * 2002-03-12 2004-02-17 Rolls-Royce Corporation Dry low combustion system with means for eliminating combustion noise
WO2003091557A1 (fr) 2002-04-26 2003-11-06 Rolls-Royce Corporation Module de premelange de combustible pour chambre de combustion de turbine a gaz
US20050229600A1 (en) * 2004-04-16 2005-10-20 Kastrup David A Methods and apparatus for fabricating gas turbine engine combustors
US7966832B1 (en) * 2004-12-29 2011-06-28 Solar Turbines Inc Combustor
US7316117B2 (en) * 2005-02-04 2008-01-08 Siemens Power Generation, Inc. Can-annular turbine combustors comprising swirler assembly and base plate arrangements, and combinations
US7628019B2 (en) * 2005-03-21 2009-12-08 United Technologies Corporation Fuel injector bearing plate assembly and swirler assembly
JP2006300448A (ja) * 2005-04-22 2006-11-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンの燃焼器
CN100390397C (zh) * 2005-04-30 2008-05-28 张鸿元 空气压缩航空发动机
US7513098B2 (en) 2005-06-29 2009-04-07 Siemens Energy, Inc. Swirler assembly and combinations of same in gas turbine engine combustors
US7617689B2 (en) * 2006-03-02 2009-11-17 Honeywell International Inc. Combustor dome assembly including retaining ring
FR2901574B1 (fr) * 2006-05-29 2008-07-04 Snecma Sa Dispositif de guidage d'un flux d'air a l'entree d'une chambre de combustion dans une turbomachine
FR2903170B1 (fr) 2006-06-29 2011-12-23 Snecma Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
FR2903173B1 (fr) 2006-06-29 2008-08-29 Snecma Sa Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
FR2908867B1 (fr) * 2006-11-16 2012-06-15 Snecma Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
FR2920032B1 (fr) * 2007-08-13 2014-08-22 Snecma Diffuseur d'une turbomachine
US9027350B2 (en) * 2009-12-30 2015-05-12 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine having dome panel assembly with bifurcated swirler flow
US10317081B2 (en) * 2011-01-26 2019-06-11 United Technologies Corporation Fuel injector assembly
FR2986856B1 (fr) * 2012-02-15 2018-05-04 Safran Aircraft Engines Dispositif d'injection d'air et de carburant pour une chambre de combustion d'une turbomachine
CN103836647B (zh) * 2014-02-27 2015-07-29 中国科学院工程热物理研究所 一种文丘里管流道壁面结构
FR3029608B1 (fr) * 2014-12-03 2017-01-13 Snecma Couronne d'admission d'air pour systeme d'injection de chambre de combustion de turbomachine et procede d'atomisation de carburant dans un systeme d'injection comprenant ladite couronne d'admission d'air
CN104676647A (zh) * 2014-12-15 2015-06-03 西北工业大学 一种强化液膜破碎效果的文氏管装置
CN104566467B (zh) * 2014-12-31 2018-02-23 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种防回火型喷嘴
FR3038699B1 (fr) * 2015-07-08 2022-06-24 Snecma Chambre de combustion coudee d'une turbomachine
US10801726B2 (en) 2017-09-21 2020-10-13 General Electric Company Combustor mixer purge cooling structure
FR3080437B1 (fr) * 2018-04-24 2020-04-17 Safran Aircraft Engines Systeme d'injection pour une chambre annulaire de combustion de turbomachine
US11378275B2 (en) * 2019-12-06 2022-07-05 Raytheon Technologies Corporation High shear swirler with recessed fuel filmer for a gas turbine engine
US11428411B1 (en) * 2021-05-18 2022-08-30 General Electric Company Swirler with rifled venturi for dynamics mitigation
CN115711176A (zh) 2021-08-23 2023-02-24 通用电气公司 具有集成喇叭形旋流器的圆顶
GB2611115A (en) * 2021-09-23 2023-03-29 Gen Electric Floating primary vane swirler

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3703259A (en) * 1971-05-03 1972-11-21 Gen Electric Air blast fuel atomizer
US3946552A (en) * 1973-09-10 1976-03-30 General Electric Company Fuel injection apparatus
US3853273A (en) * 1973-10-01 1974-12-10 Gen Electric Axial swirler central injection carburetor
US5117637A (en) * 1990-08-02 1992-06-02 General Electric Company Combustor dome assembly
GB9023004D0 (en) * 1990-10-23 1990-12-05 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber and a method of operating a gas turbine engine combustion chamber
DE4110507C2 (de) 1991-03-30 1994-04-07 Mtu Muenchen Gmbh Brenner für Gasturbinentriebwerke mit mindestens einer für die Zufuhr von Verbrennungsluft lastabhängig regulierbaren Dralleinrichtung
GB2272756B (en) * 1992-11-24 1995-05-31 Rolls Royce Plc Fuel injection apparatus
DE4444961A1 (de) 1994-12-16 1996-06-20 Mtu Muenchen Gmbh Einrichtung zur Kühlung insbesondere der Rückwand des Flammrohrs einer Brennkammer für Gasturbinentriebwerke
FR2753779B1 (fr) * 1996-09-26 1998-10-16 Systeme d'injection aerodynamique d'un melange air carburant
US5966937A (en) * 1997-10-09 1999-10-19 United Technologies Corporation Radial inlet swirler with twisted vanes for fuel injector
US6571559B1 (en) * 1998-04-03 2003-06-03 General Electric Company Anti-carboning fuel-air mixer for a gas turbine engine combustor
US6314739B1 (en) * 2000-01-13 2001-11-13 General Electric Company Brazeless combustor dome assembly
US6735950B1 (en) * 2000-03-31 2004-05-18 General Electric Company Combustor dome plate and method of making the same
US6427435B1 (en) * 2000-05-20 2002-08-06 General Electric Company Retainer segment for swirler assembly

Also Published As

Publication number Publication date
JP4066241B2 (ja) 2008-03-26
EP1278012A3 (fr) 2003-11-19
US20030010034A1 (en) 2003-01-16
UA76709C2 (uk) 2006-09-15
CN1230650C (zh) 2005-12-07
US6959551B2 (en) 2005-11-01
CN1407280A (zh) 2003-04-02
RU2295645C2 (ru) 2007-03-20
DE60215589T2 (de) 2007-08-30
CA2393082C (fr) 2010-10-19
RU2002118252A (ru) 2004-02-10
JP2003042452A (ja) 2003-02-13
ES2272650T3 (es) 2007-05-01
FR2827367B1 (fr) 2003-10-17
CA2393082A1 (fr) 2003-01-16
DE60215589D1 (de) 2006-12-07
EP1278012A2 (fr) 2003-01-22
FR2827367A1 (fr) 2003-01-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1278012B1 (fr) Système d'injection aéromécanique à vrille primaire anti-retour
EP1265034B1 (fr) Accrochage de chambre de combustion CMC de turbomachine par pattes brasées
EP1265035B1 (fr) Liaison de chambre de combustion CMC de turbomachine en deux parties
CA2646959C (fr) Systeme d'injection d'un melange d'air et de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
FR2825784A1 (fr) Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine utilisant les trous de dilution
EP1431658B1 (fr) Brûleur à gaz à flamme interne, de compacité élevée
FR2931203A1 (fr) Injecteur de carburant pour turbine a gaz et son procede de fabrication
FR2967479A1 (fr) Dispositif et procede pour l'allumage d'un systeme de combustion
EP2761226B1 (fr) Chambre annulaire de combustion d'une turbomachine
EP3530908A1 (fr) Chambre de combustion comportant deux types d'injecteurs dans lesquels les organes d'étanchéité ont un seuil d'ouverture différent
EP3578884B1 (fr) Chambre de combustion pour une turbomachine
EP1621817B1 (fr) Chambre de post-combustion à allumage sécurisé
CA2769342A1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine comprenant des orifices d'entree d'air ameliores
EP3784958B1 (fr) Système d'injection pour une chambre annulaire de combustion de turbomachine
FR2931929A1 (fr) Chambre de combustion annulaire de moteur a turbine a gaz
FR2706020A1 (fr) Ensemble de chambre de combustion, notamment pour turbine à gaz; comprenant des zones de combustion et de vaporisation séparées.
EP1505347B1 (fr) Dispositif de post-combustion
EP4042070B1 (fr) Canne de prévaporisation pour une chambre de combustion de turbomachine
EP4179256B1 (fr) Chambre annulaire de combustion pour une turbomachine d'aéronef
FR3113302A1 (fr) Chambre de combustion pour une turbomachine
EP4327023A1 (fr) Cone de diffusion pour partie arriere de turboreacteur integrant un anneau accroche-flamme en bord de fuite
FR3121974A1 (fr) Dispositif accroche-flammes pour postcombustion de turboréacteur comprenant des bras à trois branches
EP4327022A1 (fr) Dispositif d'injection de carburant pour postcombustion de turboreacteur
FR3122719A1 (fr) Accroche-flammes pour postcombustion de turboréacteur comprenant des bras à bords de fuite dentelés
FR3100601A1 (fr) Carter de chambre de combustion d’une turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 20020718

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR IE IT LI LU MC NL PT SE SK TR

AX Request for extension of the european patent

Free format text: AL;LT;LV;MK;RO;SI

PUAL Search report despatched

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009013

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A3

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR IE IT LI LU MC NL PT SE SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL LT LV MK RO SI

AKX Designation fees paid

Designated state(s): DE ES FR GB IT SE

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: SNECMA

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): DE ES FR GB IT SE

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REF Corresponds to:

Ref document number: 60215589

Country of ref document: DE

Date of ref document: 20061207

Kind code of ref document: P

REG Reference to a national code

Ref country code: SE

Ref legal event code: TRGR

GBT Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977)

Effective date: 20070131

REG Reference to a national code

Ref country code: ES

Ref legal event code: FG2A

Ref document number: 2272650

Country of ref document: ES

Kind code of ref document: T3

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed

Effective date: 20070726

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: ES

Payment date: 20120716

Year of fee payment: 11

REG Reference to a national code

Ref country code: ES

Ref legal event code: FD2A

Effective date: 20140807

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: ES

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20130713

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 15

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 16

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: CD

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES

Effective date: 20170717

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 17

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 20210623

Year of fee payment: 20

Ref country code: IT

Payment date: 20210622

Year of fee payment: 20

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SE

Payment date: 20210623

Year of fee payment: 20

Ref country code: GB

Payment date: 20210623

Year of fee payment: 20

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20210622

Year of fee payment: 20

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R071

Ref document number: 60215589

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: PE20

Expiry date: 20220711

REG Reference to a national code

Ref country code: SE

Ref legal event code: EUG

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Free format text: LAPSE BECAUSE OF EXPIRATION OF PROTECTION

Effective date: 20220711