FR2887924A1 - Guide for air flow between compressor and combustion chamber of aircraft turbine engine has independent rectifier supported by diffuser - Google Patents
Guide for air flow between compressor and combustion chamber of aircraft turbine engine has independent rectifier supported by diffuser Download PDFInfo
- Publication number
- FR2887924A1 FR2887924A1 FR0506678A FR0506678A FR2887924A1 FR 2887924 A1 FR2887924 A1 FR 2887924A1 FR 0506678 A FR0506678 A FR 0506678A FR 0506678 A FR0506678 A FR 0506678A FR 2887924 A1 FR2887924 A1 FR 2887924A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- diffuser
- rectifier
- downstream end
- combustion chamber
- compressor
- 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 17
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 21
- 238000005219 brazing Methods 0.000 claims description 2
- 238000003466 welding Methods 0.000 claims description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 210000003462 vein Anatomy 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
- F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
- F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
- F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
- F05D2240/128—Nozzles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Dispositif de guidage d'un flux d'air entre un compresseur et uneDevice for guiding an air flow between a compressor and a
chambre de combustion dans une turbomachine L'invention concerne un dispositif de guidage d'un flux d'air entre un 5 compresseur et une chambre de combustion dans une turbomachine telle par exemple qu'un turboréacteur d'avion. The invention relates to a device for guiding an air flow between a compressor and a combustion chamber in a turbomachine such as for example an airplane turbojet engine.
Ce dispositif de guidage du flux d'air comprend un redresseur agencé en sortie du compresseur et un diffuseur agencé en entrée de la chambre de combustion. This airflow guiding device comprises a rectifier arranged at the outlet of the compressor and a diffuser arranged at the inlet of the combustion chamber.
Dans la technique actuelle, il est connu de former le redresseur et le diffuseur d'une seule pièce, mais cette pièce monobloc est complexe à mettre au point, coûteuse à réparer et complexe à dimensionner en durée de vie. In the current technique, it is known to form the rectifier and the diffuser in one piece, but this piece is complex to develop, expensive to repair and complex to size in service life.
Il est également connu d'utiliser un redresseur qui est indépendant du diffuseur et qui comprend alors des moyens de liaison et de fixation à des carters interne et externe respectivement, par exemple du compresseur, du diffuseur et/ou de la chambre de combustion. It is also known to use a rectifier which is independent of the diffuser and which then comprises means for connecting and fixing to inner and outer housings respectively, for example the compressor, the diffuser and / or the combustion chamber.
Le redresseur doit dans ce cas assurer le guidage du flux d'air et résister aux efforts appliqués aux pièces auxquelles il est fixé. Les moyens de fixation d'un tel redresseur sont de plus relativement complexes et encombrants. The rectifier must in this case ensure the guiding of the air flow and withstand the forces applied to the parts to which it is attached. The fixing means of such a rectifier are moreover relatively complex and bulky.
L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique, et efficace au problème du support et de la fixation du redresseur. The invention aims in particular to provide a simple, economical, and effective solution to the problem of support and fixing of the rectifier.
Elle propose à cet effet un dispositif de guidage d'un flux d'air entre un compresseur et une chambre de combustion dans une turbomachine, comprenant un redresseur et un diffuseur, le redresseur et le diffuseur étant des pièces indépendantes l'une de l'autre, caractérisé en ce que le redresseur est porté uniquement par le diffuseur. It proposes for this purpose a device for guiding an air flow between a compressor and a combustion chamber in a turbomachine, comprising a rectifier and a diffuser, the rectifier and the diffuser being independent parts one of the other characterized in that the rectifier is carried only by the diffuser.
Le redresseur du dispositif selon l'invention est indépendant du diffuseur ce qui facilite sa réalisation et permet d'optimiser sa forme et ses dimensions pour améliorer le guidage du flux d'air depuis le compresseur vers la chambre de combustion. The rectifier of the device according to the invention is independent of the diffuser which facilitates its implementation and optimizes its shape and dimensions to improve the guiding of the air flow from the compressor to the combustion chamber.
Selon une caractéristique de l'invention, le redresseur comprend à son extrémité aval des moyens d'accrochage et de fixation sur l'extrémité 5 amont du diffuseur. According to a characteristic of the invention, the rectifier comprises at its downstream end hooking and fixing means on the upstream end 5 of the diffuser.
Les moyens de fixation et d'accrochage du redresseur sur le diffuseur sont moins encombrants et plus simples que les moyens de liaison et de fixation à des carters utilisés dans la technique connue. Le dispositif selon l'invention peut ainsi être monté dans un espace réduit entre un compresseur et une chambre de combustion d'une turbomachine. Fixing means and fastening of the rectifier on the diffuser are less bulky and simpler than the connecting means and fixing to housings used in the known art. The device according to the invention can thus be mounted in a reduced space between a compressor and a combustion chamber of a turbomachine.
En outre, les efforts auxquels sont soumis les carters du compresseur, du distributeur haute-pression et de la chambre de combustion ne sont pas transmis au redresseur ce qui permet d'augmenter sa durée de vie et d'optimiser ses formes et dimensions pour répondre uniquement à sa fonction aérodynamique de guidage du flux d'air. In addition, the forces to which the compressor casings, the high-pressure distributor and the combustion chamber are subjected are not transmitted to the rectifier, which makes it possible to increase its service life and to optimize its shapes and dimensions to meet only to its aerodynamic function of guiding the flow of air.
De façon classique, le redresseur comprend deux viroles cylindriques radialement externe et interne respectivement. Les viroles cylindriques du redresseur selon l'invention comportent à leur extrémité aval les moyens d'accrochage et de fixation sur le diffuseur. Conventionally, the rectifier comprises two cylindrical shells radially outer and inner respectively. The cylindrical shells of the rectifier according to the invention comprise at their downstream end the hooking and fixing means on the diffuser.
Selon une autre caractéristique de l'invention, l'extrémité aval de la virole externe du redresseur est montée par emboîtement ajusté ou serré sur une partie amont cylindrique d'une paroi externe du diffuseur. L'emboîtement est réalisé en alignant le redresseur avec le diffuseur et en poussant le redresseur vers le diffuseur dans une direction parallèle à leur axe commun. According to another characteristic of the invention, the downstream end of the outer shell of the rectifier is mounted by fitted fitting or tightened on a cylindrical upstream portion of an outer wall of the diffuser. Interlocking is achieved by aligning the rectifier with the diffuser and pushing the rectifier towards the diffuser in a direction parallel to their common axis.
L'extrémité aval de la virole interne du redresseur peut également être montée par emboîtement ajusté ou serré sur une partie amont cylindrique d'une paroi interne du diffuseur. The downstream end of the inner ferrule of the rectifier can also be fitted by fitting tightly or tightly onto a cylindrical upstream portion of an internal wall of the diffuser.
En variante, l'extrémité aval de la virole interne du redresseur est 30 fixée par des moyens du type vis-écrou sur l'extrémité amont d'une paroi interne du diffuseur. Alternatively, the downstream end of the inner ferrule of the rectifier is fixed by screw-nut means on the upstream end of an inner wall of the diffuser.
L'extrémité aval de la virole interne du diffuseur comprend par exemple une bride annulaire radiale destinée à être fixée par des boulons sur une bride annulaire radiale de l'extrémité amont de la paroi interne du diffuseur. The downstream end of the inner ring of the diffuser comprises for example a radial annular flange intended to be fixed by bolts on a radial annular flange of the upstream end of the inner wall of the diffuser.
Le montage/démontage du redresseur est simple et rapide et ne nécessite pas d'intervenir sur des carters de la turbomachine. The assembly / disassembly of the rectifier is simple and fast and does not require intervention on casings of the turbomachine.
Dans un autre mode de réalisation, l'extrémité aval de la virole interne du redresseur est fixée par soudage ou brasage sur l'extrémité amont d'une paroi interne du diffuseur. Dans cette solution simple, le redresseur a l'avantage d'être léger et peu coûteux à réaliser mais est ensuite indémontable du diffuseur. In another embodiment, the downstream end of the inner ring of the rectifier is fixed by welding or brazing on the upstream end of an inner wall of the diffuser. In this simple solution, the rectifier has the advantage of being light and inexpensive to produce but is then indémontable broadcaster.
La présente invention concerne également une turbomachine, telle qu'un turboréacteur d'avion, comprenant un dispositif tel que décrit ci-dessus, ainsi qu'un redresseur pour un dispositif de guidage tel que décrit cidessus, comprenant des aubes radiales montées entre des viroles radialement interne et externe respectivement, dont les extrémités aval comprennent des moyens d'accrochage et de fixation. The present invention also relates to a turbomachine, such as an aircraft turbojet, comprising a device as described above, and a rectifier for a guiding device as described above, comprising radial vanes mounted between ferrules. radially inner and outer respectively, whose downstream ends comprise hooking and fixing means.
L'invention sera mieux comprise et d'autres caractéristiques, détails et avantages de celles-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui suit, faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels: - la figure 1 est une demi-vue schématique partielle en coupe axiale d'un dispositif de guidage du flux d'air selon l'invention et d'une chambre de combustion d'une turbomachine; - les figures 2 à 4 sont des vues schématiques partielles en coupe axiale de modes de réalisation du dispositif selon l'invention. The invention will be better understood and other characteristics, details and advantages thereof will appear more clearly on reading the description which follows, given by way of non-limiting example with reference to the accompanying drawings in which: FIG. 1 is a partial schematic half-view in axial section of a device for guiding the air flow according to the invention and a combustion chamber of a turbomachine; - Figures 2 to 4 are partial schematic views in axial section of embodiments of the device according to the invention.
Sur les dessins, ce qui se trouve à gauche est en amont ou à l'avant et ce qui se trouve à droite est en aval ou en arrière. In the drawings, what is on the left is upstream or in front and what is on the right is downstream or behind.
En figure 1, le dispositif selon l'invention comprend un redresseur 10 monté sur un diffuseur 12, ce dispositif étant agencé en aval d'un compresseur, non représenté, pour le guidage du flux d'air sortant de ce compresseur à l'entrée d'une chambre de combustion 14 de forme annulaire. In FIG. 1, the device according to the invention comprises a rectifier 10 mounted on a diffuser 12, this device being arranged downstream of a compressor, not shown, for guiding the flow of air leaving this compressor at the inlet a combustion chamber 14 of annular shape.
L'air qui provient du compresseur passe dans le redresseur (flèches 16) puis dans le diffuseur (flèches 18) et pénètre dans la chambre de combustion (flèches 20), à l'intérieur de laquelle il est mélangé à du carburant puis brûlé. Les gaz de combustion sont introduits dans une turbine, non représentée, agencée en aval de la sortie 22 de la chambre de combustion, pour l'entraînement en rotation d'un arbre portant le rotor du compresseur autour de l'axe 24. The air that comes from the compressor goes into the rectifier (arrows 16) and then into the diffuser (arrows 18) and enters the combustion chamber (arrows 20), inside which it is mixed with fuel and then burned. The combustion gases are introduced into a turbine, not shown, arranged downstream of the outlet 22 of the combustion chamber, for driving in rotation a shaft carrying the rotor of the compressor about the axis 24.
Le carburant est amené dans la chambre de combustion 14 par des injecteurs 26 raccordés à des brûleurs et qui sont répartis sur une circonférence autour de l'axe 24 et fixés à un carter cylindrique externe 28 de la chambre par des boulons 30, ces injecteurs étant raccordés à une rampe annulaire 32 d'alimentation en carburant qui s'étend autour du carter 28 coaxialement à l'axe 24 et qui est relié au carter par des moyens 34 appropriés. The fuel is fed into the combustion chamber 14 by injectors 26 connected to burners and which are distributed circumferentially around the axis 24 and fixed to an outer cylindrical housing 28 of the chamber by bolts 30, these injectors being connected to an annular fuel supply ramp 32 which extends around the housing 28 coaxially with the axis 24 and which is connected to the housing by appropriate means 34.
Le diffuseur 12 est supporté par des voiles tronconiques interne 36 et externe 38 qui s'étendent autour de l'axe 24 et qui sont fixés par des brides radiales 40, 42, respectivement sur une bride radiale 44 de la chambre de combustion et sur une bride radiale du carter externe 28 de la chambre de combustion. The diffuser 12 is supported by internal 36 and outer 38 frustoconical webs which extend around the axis 24 and which are fixed by radial flanges 40, 42, respectively on a radial flange 44 of the combustion chamber and on a radial flange of the outer casing 28 of the combustion chamber.
Le diffuseur 12 comprend une paroi de révolution interne 46 entourée par une paroi de révolution externe 48, et une tôle mince 50 formant séparateur, qui s'étend autour de l'axe 24 entre les parois 46 et 48 et qui partage le flux d'air 16 sortant du compresseur et passant dans le redresseur en deux veines annulaires interne et externe 18. The diffuser 12 comprises a wall of internal revolution 46 surrounded by an outer wall of revolution 48, and a thin sheet 50 forming a separator, which extends around the axis 24 between the walls 46 and 48 and which shares the flow of air 16 leaving the compressor and passing into the rectifier in two internal and external annular veins 18.
Des bras structuraux 52 s'étendent radialement entre la tôle mince 50 et les parois de révolution 46 et 48 pour le maintien de la tôle mince 50 et la transmission des efforts dans le diffuseur. Structural arms 52 extend radially between the thin sheet 50 and the revolution walls 46 and 48 for the maintenance of the thin sheet 50 and the transmission of forces in the diffuser.
Les parois interne 46 et externe 48 s'étendent en amont au-delà des bras structuraux 52 et forment des parties cylindriques 54, 56, respectivement, sur lesquelles vient s'accrocher et se fixer le redresseur 10. The inner 46 and outer 48 walls extend upstream beyond the structural arms 52 and form cylindrical portions 54, 56, respectively, on which the rectifier 10 is hooked and fixed.
Le redresseur 10 comprend des viroles cylindriques interne 58 et externe 60 qui s'étendent l'une à l'intérieur de l'autre autour de l'axe 24, et qui sont reliées entre elles par des aubes radiales 62. The rectifier 10 comprises internal cylindrical ferrules 58 and external 60 which extend one inside the other about the axis 24, and which are interconnected by radial vanes 62.
Les viroles interne 58 et externe 60 comprennent à leur extrémité aval des moyens d'accrochage et de fixation sur les parties cylindriques 54, 56, respectivement, du diffuseur. The inner ferrules 58 and outer 60 comprise at their downstream end attachment means and attachment to the cylindrical portions 54, 56, respectively, of the diffuser.
Dans le mode de réalisation des figures 1 et 2, l'extrémité aval de la virole externe 60 du redresseur comprend un rebord cylindrique 64 qui s'étend vers l'aval coaxialement à l'axe 24, et qui est destiné à être emboîté de façon ajustée sur la partie cylindrique 56 amont de la paroi externe du diffuseur. In the embodiment of Figures 1 and 2, the downstream end of the outer ring 60 of the rectifier comprises a cylindrical rim 64 which extends downstream coaxially with the axis 24, and which is intended to be fitted with adjusted manner on the cylindrical portion 56 upstream of the outer wall of the diffuser.
En position montée, le rebord cylindrique 64 du redresseur est autour de la partie cylindrique 56 amont du diffuseur. Ce rebord 64 a un diamètre interne tel que la surface interne de la virole externe 60 du redresseur est alignée avec la surface interne de la partie cylindrique 56 du diffuseur. In the mounted position, the cylindrical rim 64 of the straightener is around the cylindrical portion 56 upstream of the diffuser. This rim 64 has an internal diameter such that the inner surface of the outer shroud 60 of the straightener is aligned with the inner surface of the cylindrical portion 56 of the diffuser.
L'extrémité aval de la virole interne 58 comprend une bride annulaire radiale 66 destinée à être fixée par des moyens appropriés du type visécrou sur une bride annulaire radiale 68 de la partie cylindrique amont 54 de la paroi interne du diffuseur. The downstream end of the inner ferrule 58 comprises a radial annular flange 66 intended to be fixed by appropriate screw-type means on a radial annular flange 68 of the upstream cylindrical portion 54 of the inner wall of the diffuser.
Dans l'exemple représenté, les brides 66, 68 comprennent des orifices axiaux de passage de boulons 70 qui sont régulièrement répartis autour de l'axe 24. In the example shown, the flanges 66, 68 comprise axial holes for the passage of bolts 70 which are regularly distributed around the axis 24.
L'extrémité amont de la partie cylindrique 54 du diffuseur est engagée sur une surface cylindrique 72 formée sur l'extrémité aval de la virole interne 58 du diffuseur de sorte que la surface externe de la virole interne 58 soit alignée avec la surface externe de la partie cylindrique 54 du diffuseur. The upstream end of the cylindrical portion 54 of the diffuser is engaged on a cylindrical surface 72 formed on the downstream end of the inner ferrule 58 of the diffuser so that the outer surface of the inner ferrule 58 is aligned with the outer surface of the diffuser. cylindrical portion 54 of the diffuser.
Pour le montage du redresseur 10 sur le diffuseur 12, le redresseur est déplacé vers le diffuseur coaxialement à celui-ci jusqu'à ce que le rebord 64 de la virole externe vienne s'emboîter sur la partie cylindrique 56 de la paroi externe du diffuseur. For mounting the rectifier 10 on the diffuser 12, the rectifier is moved towards the diffuser coaxially with the latter until the rim 64 of the outer shell comes to fit on the cylindrical portion 56 of the outer wall of the diffuser .
Des boulons sont alors engagés dans les orifices alignés des brides 66 et 68 et reçoivent des écrous de serrage des brides entre elles. Bolts are then engaged in the aligned orifices of the flanges 66 and 68 and receive nuts for clamping the flanges together.
Le démontage du redresseur est obtenu en répétant les étapes précitées en sens inverse. The disassembly of the rectifier is obtained by repeating the above steps in the opposite direction.
Dans la variante de réalisation représentée en figure 3, l'extrémité aval de la virole interne 58 du redresseur comprend également un rebord cylindrique 74 qui s'étend vers l'aval coaxialement à l'axe 24 et qui est emboîté de façon ajustée sur la partie cylindrique amont 54 du diffuseur, la surface externe de la virole 58 étant alignée avec la surface externe de cette partie cylindrique 54. In the variant embodiment shown in FIG. 3, the downstream end of the inner ferrule 58 of the rectifier also comprises a cylindrical rim 74 which extends downstream coaxially with the axis 24 and which is fitted neatly on the upstream cylindrical portion 54 of the diffuser, the outer surface of the ferrule 58 being aligned with the outer surface of this cylindrical portion 54.
L'emboîtement ajusté ou serré des viroles 58, 60 du redresseur sur les parois 46, 48 du diffuseur suffit alors à fixer le redresseur sur le diffuseur. The tight fitting or tightening of the rings 58, 60 of the rectifier on the walls 46, 48 of the diffuser is then sufficient to fix the rectifier on the diffuser.
Dans une autre variante représentée en figure 4, l'extrémité aval de la virole interne 58 est soudée ou brasée en 76 sur l'extrémité amont de la partie cylindrique 54 du diffuseur, tandis que l'extrémité aval de la virole externe 60 comprend un rebord cylindrique 64 emboîté ajusté sur la partie cylindrique amont 56 du diffuseur. In another variant shown in FIG. 4, the downstream end of the inner shell 58 is welded or soldered at 76 to the upstream end of the cylindrical portion 54 of the diffuser, while the downstream end of the outer shell 60 comprises a cylindrical flange 64 fitted fitted on the cylindrical upstream portion 56 of the diffuser.
Dans l'exemple représenté, le diffuseur ne comprend pas de séparateur et les extrémités aval des parois 46, 48 du diffuseur s'étendent 25 en aval au-delà des bras structuraux 52. In the example shown, the diffuser does not include a separator and the downstream ends of the walls 46, 48 of the diffuser extend downstream beyond the structural arms 52.
Claims (10)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0506678A FR2887924B1 (en) | 2005-06-30 | 2005-06-30 | DEVICE FOR GUIDING AN AIR FLOW BETWEEN A COMPRESSOR AND A COMBUSTION CHAMBER IN A TURBOMACHINE |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0506678A FR2887924B1 (en) | 2005-06-30 | 2005-06-30 | DEVICE FOR GUIDING AN AIR FLOW BETWEEN A COMPRESSOR AND A COMBUSTION CHAMBER IN A TURBOMACHINE |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2887924A1 true FR2887924A1 (en) | 2007-01-05 |
| FR2887924B1 FR2887924B1 (en) | 2010-09-10 |
Family
ID=35966037
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR0506678A Active FR2887924B1 (en) | 2005-06-30 | 2005-06-30 | DEVICE FOR GUIDING AN AIR FLOW BETWEEN A COMPRESSOR AND A COMBUSTION CHAMBER IN A TURBOMACHINE |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2887924B1 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108180171A (en) * | 2016-12-08 | 2018-06-19 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | Aero-engine high-pressure compressor shroud chamber bleed structure |
| EP3739170A1 (en) * | 2019-05-15 | 2020-11-18 | Raytheon Technologies Corporation | Diffuser case support structure |
| US11136995B2 (en) * | 2019-04-05 | 2021-10-05 | Raytheon Technologies Corporation | Pre-diffuser for a gas turbine engine |
| US11371704B2 (en) | 2019-04-05 | 2022-06-28 | Raytheon Technologies Corporation | Pre-diffuser for a gas turbine engine |
| US11384936B2 (en) | 2019-04-05 | 2022-07-12 | Raytheon Technologies Corporation | Pre-diffuser for a gas turbine engine |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP6978976B2 (en) * | 2018-04-18 | 2021-12-08 | 三菱重工業株式会社 | Compressor diffuser, gas turbine |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4918926A (en) * | 1982-05-20 | 1990-04-24 | United Technologies Corporation | Predfiffuser for a gas turbine engine |
| EP0523935A1 (en) * | 1991-07-15 | 1993-01-20 | General Electric Company | Compressor discharge flowpath |
| US5249921A (en) * | 1991-12-23 | 1993-10-05 | General Electric Company | Compressor outlet guide vane support |
| EP0628728A1 (en) * | 1993-06-10 | 1994-12-14 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Splitter vane diffuser for a jet engine with profiled struts which serve also as outlet guide vanes |
| EP1431516A2 (en) * | 2002-12-17 | 2004-06-23 | Rolls Royce Plc | Diffuser arrangement |
-
2005
- 2005-06-30 FR FR0506678A patent/FR2887924B1/en active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4918926A (en) * | 1982-05-20 | 1990-04-24 | United Technologies Corporation | Predfiffuser for a gas turbine engine |
| EP0523935A1 (en) * | 1991-07-15 | 1993-01-20 | General Electric Company | Compressor discharge flowpath |
| US5249921A (en) * | 1991-12-23 | 1993-10-05 | General Electric Company | Compressor outlet guide vane support |
| EP0628728A1 (en) * | 1993-06-10 | 1994-12-14 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Splitter vane diffuser for a jet engine with profiled struts which serve also as outlet guide vanes |
| EP1431516A2 (en) * | 2002-12-17 | 2004-06-23 | Rolls Royce Plc | Diffuser arrangement |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108180171A (en) * | 2016-12-08 | 2018-06-19 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | Aero-engine high-pressure compressor shroud chamber bleed structure |
| CN108180171B (en) * | 2016-12-08 | 2019-09-17 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | Aero-engine high-pressure compressor shroud chamber bleed structure |
| US11136995B2 (en) * | 2019-04-05 | 2021-10-05 | Raytheon Technologies Corporation | Pre-diffuser for a gas turbine engine |
| US11371704B2 (en) | 2019-04-05 | 2022-06-28 | Raytheon Technologies Corporation | Pre-diffuser for a gas turbine engine |
| US11384936B2 (en) | 2019-04-05 | 2022-07-12 | Raytheon Technologies Corporation | Pre-diffuser for a gas turbine engine |
| US11852345B2 (en) | 2019-04-05 | 2023-12-26 | Rtx Corporation | Pre-diffuser for a gas turbine engine |
| EP3739170A1 (en) * | 2019-05-15 | 2020-11-18 | Raytheon Technologies Corporation | Diffuser case support structure |
| US11236677B2 (en) | 2019-05-15 | 2022-02-01 | Raytheon Technologies Corporation | Diffuser case support structure |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2887924B1 (en) | 2010-09-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1881179B1 (en) | System for ventilating the wall of a combustion chamber in a turbomachine | |
| EP1862644B1 (en) | Air-flow guiding device for a turbomachine, and corresponding turbomachine and diffuser | |
| CA2594259C (en) | Cooling system for a centrifugal compressor impeller | |
| EP2245314B1 (en) | Diffuser for turbine engine including indented annular webs | |
| EP2836684B1 (en) | Turbomachine, such as aircraft turbojet engine or turbopropeller engine | |
| EP1882821A1 (en) | Nozzle-synchronising ring assembly for a turbomachine | |
| EP1881180B1 (en) | System for ventilating a wall of a combustion chamber | |
| EP3775501A1 (en) | Cooling device for a turbine of a turbomachine | |
| FR3077097A1 (en) | COOLING DEVICE FOR TURBINE OF A TURBOMACHINE | |
| WO2019197743A1 (en) | Cooling device for a turbine of a turbine engine | |
| EP4168659B1 (en) | Recovered-cycle aircraft turbomachine | |
| FR2887924A1 (en) | Guide for air flow between compressor and combustion chamber of aircraft turbine engine has independent rectifier supported by diffuser | |
| CA2619422C (en) | Turbomachine combustion chamber | |
| EP3824221B1 (en) | Assembly for a turbomachine | |
| FR3111666A1 (en) | RECOVERED CYCLE AIRCRAFT TURBOMACHINE | |
| WO2022096825A1 (en) | Fastening of an exhaust cone to the exhaust casing of a turbomachine | |
| FR3119199A1 (en) | DISCHARGE PIPE WITH PERFECTED SEALING | |
| FR2944090A1 (en) | TURBOMACHINE WITH ANNULAR COMBUSTION CHAMBER | |
| BE1025131A1 (en) | DOUBLE-CURVED TRANSMISSION SHAFT FOR TURBOMACHINE | |
| FR2970512A1 (en) | Turbomachine e.g. turbojet, for use in aircraft, has air guide including downstream end located at right side of dilution openings of inner wall of annular combustion chamber and at axial distance from air injecting unit | |
| WO2010130959A1 (en) | Diffuser for a turbine engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 12 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 13 |
|
| CD | Change of name or company name |
Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR Effective date: 20170713 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 14 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 16 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 17 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 18 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 19 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 20 |