[go: up one dir, main page]

EP1634021A1 - Chambre de combustion annulaire de turbomachine - Google Patents

Chambre de combustion annulaire de turbomachine

Info

Publication number
EP1634021A1
EP1634021A1 EP04767843A EP04767843A EP1634021A1 EP 1634021 A1 EP1634021 A1 EP 1634021A1 EP 04767843 A EP04767843 A EP 04767843A EP 04767843 A EP04767843 A EP 04767843A EP 1634021 A1 EP1634021 A1 EP 1634021A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
perforations
chamber
combustion chamber
external
internal
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
Application number
EP04767843A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP1634021B1 (fr
Inventor
Yves Salan
Denis Sandelis
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 EP1634021A1 publication Critical patent/EP1634021A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP1634021B1 publication Critical patent/EP1634021B1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

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
    • F23R3/42—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
    • 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
    • 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
    • F23R3/002—Wall structures
    • 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
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes

Definitions

  • the present invention relates generally to the field of annular combustion chambers of a turbomachine, and more particularly to that of the means making it possible to thermally protect these combustion chambers.
  • an annular combustion chamber of a turbomachine comprises an external axial wall and an internal axial wall, these walls being arranged coaxially and connected to each other via a chamber bottom.
  • the combustion chamber is provided with angularly spaced injection orifices, each of them being intended to receive a fuel injector in order to allow combustion reactions to inside this combustion chamber. It is also noted that these injectors can also make it possible to introduce at least part of the air intended for combustion, the latter occurring in a primary zone of the combustion chamber, located upstream of a secondary zone. said dilution zone.
  • deflectors are arranged on the chamber bottom, in order to protect it from thermal radiation.
  • Each deflector also called a cup or heat shield, then has at least one injection orifice intended to receive a fuel injector, as well as a plurality of perforations making it possible to allow cooling air to pass inside the combustion chamber.
  • the object of the invention is therefore to propose an annular combustion chamber for a turbomachine, at least partially remedying the drawbacks mentioned above relating to the embodiments of the prior art. More specifically, the object of the invention is to present an annular combustion chamber of turbomachine, the means of which used to cool the chamber bottom generate neither significant disturbance of the combustion reactions inside the combustion chamber, nor thermal discontinuities at the junctions between the chamber bottom and the external axial walls and internal.
  • the invention relates to an annular combustion chamber of a turbomachine, comprising an external axial wall, an internal axial wall and a chamber bottom connecting the axial walls, the chamber bottom having a plurality of orifices injection as well as a plurality of perforations, the injection orifices being intended to allow at least the injection of fuel inside the combustion chamber and the perforations being intended to allow the passage of a flow cooling air capable of cooling the bottom of the chamber.
  • the chamber bottom is provided on the one hand with an external portion on which the perforations are made so as to direct part of the cooling air flow in the direction of the external axial wall, and other part of an internal portion on which the perforations are formed so as to direct another part of the cooling air flow towards the internal axial wall, and the chamber is designed so that in axial half-section , taken in any way between two directly consecutive injection orifices, the value of the acute angles formed between a substantially median line of the half-section situated between the external axial wall and the axial wall internal, and of the main directions, in this half-section, of the perforations of the external portion, evolves in a decreasing fashion as a function of the distance between the perforations and this substantially median line, and the value of the acute angles formed between the substantially median and main directions, in this half-section, of the perforations of the internal portion, decreases as a function of the distance between the perforations and this substantially median line.
  • the perforations located near the junction between the external portion and the internal portion of the chamber bottom can therefore be strongly inclined in the direction of the axial walls, and consequently allow the cooling air coming from these perforations of s '' flow easily and directly along the inner surface of the chamber bottom, substantially radially to the external and internal axial walls.
  • this strong possible tilt indicates that the air from cooling is only very little directed towards the center of the primary zone of the combustion chamber, so that it does not cause a significant disturbance of the combustion reactions.
  • the perforations located near the axial walls may be inclined only slightly towards these axial walls, so that the cooling air coming from these perforations can easily and directly flow along the surfaces interior of these same axial walls.
  • the combustion chamber according to the invention is therefore perfectly adapted so as not to generate significant disturbance of the combustion reactions inside the primary zone, which is essential for the stability and ignition of the combustion chamber.
  • the specific design of this chamber simultaneously ensures satisfactory thermal continuity at the junctions between the chamber bottom and the external and internal axial walls.
  • the two acute angles formed between the main directions of these perforations and the substantially median line have different values
  • the two acute angles formed between the main directions of these perforations and the substantially median line have different values
  • FIG. 1 represents a partial view in axial half-section of an annular combustion chamber of a turbomachine, according to a preferred embodiment of the present invention
  • annular combustion chamber 1 of a turbomachine With reference jointly to Figures 1 and 2, there is shown an annular combustion chamber 1 of a turbomachine, according to a preferred embodiment of the present invention.
  • the combustion chamber 1 comprises an external axial wall 2, as well as an internal axial wall 4, these two walls 2 and 4 being arranged coaxially along a longitudinal main axis 6 of the chamber 1, this axis 6 also corresponding to the axis main longitudinal of the turbomachine.
  • the axial walls 2 and 4 are interconnected by means of a chamber bottom 8, the latter being assembled for example by welding to an upstream part of each of the axial walls 2 and 4.
  • the chamber bottom 8 preferably takes the form of a substantially planar annular ring, with an axis identical to the main longitudinal axis 6 of the chamber 1.
  • this chamber wav 8 could also have any other suitable shape, such as a frustoconical shape of the same axis, without departing from the scope of the invention.
  • Each of these injection orifices 10 is designed so as to be able to cooperate with a fuel injector 12, in order to allow the combustion reactions inside this combustion chamber 1.
  • these injectors 12 are also designed to so as to allow the introduction of at least part of the air intended for combustion, the latter occurring in a primary zone 14 situated in an upstream part of the combustion chamber 1.
  • the air intended for combustion can also be introduced inside the chamber 1 by means of primary orifices 16, situated all around the external axial 2 and internal 4 walls.
  • the primary orifices 16 are arranged upstream of a plurality of dilution orifices 18, the latter also being placed all around the external axial 2 and internal 4 walls, and having the main function of allowing the supply of air d a dilution zone 20 located downstream of the primary zone 14.
  • a cooling air flow D serving mainly to cool the interior surface 21 of the chamber bottom 8.
  • an additional cooling air flow (not shown) is generally allocated to cool all of these hot interior surfaces 22 and 24.
  • the bottom of the chamber 8 is of the ultra-perforated type, namely that it has a plurality of perforations 26, preferably cylindrical with circular sections, and intended to allow the passage of the cooling air flow D inside the combustion chamber 1.
  • the chamber bottom 8 is divided into an external portion 28 connected to the external axial wall 2, and into an internal portion 30 connected to the internal axial wall.
  • these annular portions 28 and 30 are usually formed in one piece, and their virtual separation can then consist of a circle C with a center located on the main longitudinal axis 6, and with radius R corresponding to an average radius between an outer radius and an inner radius of the chamber bottom 8.
  • the perforations preferably cylindrical with circular sections
  • the perforations 26 located on the internal portion 30 are formed so as to direct another part D2 of the cooling air flow D towards the internal axial wall 4, in order to cool the whole of this internal portion 30, as well as an upstream portion of the internal axial wall 4.
  • the perforations 26 of the external portion 28 are such that the value of the acute angles A formed between a line substantially median 32 of the half-section and of the main directions 34 of the perforations 26 in this half-section, decreases as a function of the distance between these perforations 26 and this substantially median line 32.
  • this substantially central line 32 passing through the circle C, is also substantially perpendicular to the chamber bottom 8, insofar as it itself is substantially perpendicular to the axial walls 2 and 4.
  • the main directions 34 of the perforations 26 respectively correspond to their main axes, in the sense that these perforations 26 are all crossed diametrically by the section plane.
  • each main direction 34 can then be considered to be a line substantially parallel to the two straight segments symbolizing the perforation 26 concerned.
  • the perforations 26 located near the substantially central line 32 can therefore be strongly inclined, for example so that the acute angle A reaches a value of about 60 °.
  • the cooling air coming from these perforations 26 can therefore flow easily and directly along the internal surface 21 of the external portion 28 of the chamber bottom 8, substantially radially up to the external axial wall 2, without disturbing combustion reactions in the primary zone 14.
  • the perforations 26 located near the external axial wall 2 may be inclined only slightly towards this wall 2, for example so that the acute angle A reaches a value of approximately 5 °.
  • the cooling air coming from these perforations 26 can then easily and directly flow along the hot internal surface 22 of the external axial wall 2, without stagnating at the junction between the chamber bottom 8 and this same wall. axial 2.
  • the perforations 26 of the internal portion 30 are such that the value of the acute angles B formed between the substantially median line 32 and the main directions 36 of the perforations 26 in this half-section, decreases as a function of the distance between these perforations 26 and this substantially median line 32.
  • the value of the acute angles B formed between on the one hand the main directions 36 of the perforations 26 of the internal portion 30, and on the other hand the line substantially median 32, can progressively evolve from approximately 60 ° to approximately 5 °, approaching the internal axial wall 4.
  • the chamber bottom 8 is provided with primary sectors 38 of perforations 26, these primary sectors 38 being situated substantially between two directly consecutive injection orifices 10.
  • at least part of the perforations 26 of each primary sector 38 are arranged so as to define rows taking the form of curved lines centered on the center of the injection orifice 10 near which these perforations 26 are located.
  • the chamber bottom 8 is also provided with secondary sectors 40 of perforations 26, these secondary sectors 40 each lying between two consecutive primary sectors 38, on either side of an injection orifice 10 in a direction. substantially radial from the combustion chamber 1.
  • a secondary sector 40 is located both above and below the injection orifice 10 concerned.
  • the perforations 26 of the outer portion 28 are such that the value of the acute angles C formed between a substantially median line 42 of the half-section and the main directions 44 of the perforations 26 in this half-section, decreases as a function of the distance between these perforations 26 and this substantially median line 42.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

L'invention concerne une chambre de combustion annulaire (1) de turbomachine, conçue de telle sorte qu'en demi-section axiale, la valeur des angles aigus (A) formés entre une ligne sensiblement médiane de la demi-section (32) située entre une paroi axiale externe (2) et une paroi axiale interne (4), et des directions principales (34), dans cette demi-section, des perforations (26) d'une portion externe (28) d'un fond de chambre (8), évolue de façon décroissante en fonction de l'éloignement entre les perforations (26) et cette ligne sensiblement médiane (32), et la valeur des angles aigus (B) formés entre la ligne sensiblement médiane (32) et des directions principales (36), dans cette demi-section, des perforations (26) d'une portion interne (30) du fond de chambre (8), évolue de façon décroissante en fonction de l'éloignement entre les perforations (26) et cette ligne sensiblement médiane (32).

Description

CHAMBRE DE COMBUSTION ANNULAIRE DE TURBOMACHINE
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte de façon générale au domaine des chambres de combustion annulaires de turbomachine, et plus particulièrement à celui des moyens permettant de protéger thermiquement ces chambres de combustion.
ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE
Typiquement, une chambre de combustion annulaire de turbomachine comprend une paroi axiale externe et une paroi axiale interne, ces parois étant disposées coaxiale ent et reliées entre elles par l'intermédiaire d'un fond de chambre.
Au niveau de ce fond de chambre de forme également annulaire, la chambre de combustion est pourvue d'orifices d'injection espacés angulairement, chacun d' entre-eux étant destiné à recevoir un injecteur de carburant afin d'autoriser les réactions de combustion à l'intérieur de cette chambre de combustion. Il est par ailleurs noté que ces injecteurs peuvent aussi permettre d'introduire au moins une partie de l'air destiné à la combustion, celle-ci se produisant dans une zone primaire de la chambre de combustion, située en amont d'une zone secondaire dite zone de dilution.
A cet égard, il est noté que mis à part les besoins en air requis pour assurer les réactions de combustion à l' intérieur de la zone primaire de la chambre de combustion, cette dernière nécessite par ailleurs de l'air de dilution généralement introduit par l'intermédiaire d'orifices de dilution pratiqués sur les parois axiales externe et interne, et également de l'air de refroidissement susceptible de protéger l'ensemble des éléments constitutifs de la chambre de combustion.
Selon une réalisation connue de l'art antérieur, des déflecteurs sont agencés sur le fond de chambre, dans le but de le protéger du rayonnement thermique. Chaque déflecteur, également appelé coupelle ou écran thermique, présente alors au moins un orifice d'injection destiné à recevoir un injecteur de carburant, ainsi qu'une pluralité de perforations permettant de laisser passer de l'air de refroidissement à l'intérieur de la chambre de combustion.
Cependant, l'adjonction de tels déflecteurs engendre des inconvénients majeurs. En effet, parmi ces inconvénients, il peut être mentionné le fait qu'il est impératif d'allouer un débit d'air de refroidissement important pour refroidir ces déflecteurs . Dans un tel cas, le débit d'air de refroidissement transitant par les perforations pratiquées est alors évacué sous la forme d'un « flux sous déflecteur » également abondant, qui génère des effets de figeage auprès de la paroi et qui se traduit donc par la création d' espèces du type CO et CHX. Par conséquent, l'apparition de telles espèces à l'intérieur de la chambre de combustion provoque une diminution non-négligeable du rendement de combustion. D'autre part, il est également indiqué que la présence de déflecteurs se traduit directement par la création d'un fort gradient thermique entre les parties froides et les parties chaudes de la chambre, ainsi que par une augmentation très préjudiciable de la masse totale de cette chambre de combustion.
Pour tenter de faire face à ces inconvénients, il a été proposé un autre type de chambre de combustion, dans lequel les déflecteurs ont été supprimés. Ainsi, les orifices d'injection sont directement pratiqués dans le fond de chambre, au même titre que les perforations qui sont alors destinées à permettre le passage d'un débit d'air de refroidissement apte à refroidir le fond de chambré lui-même, ce débit d'air de refroidissement étant avantageusement moins important que celui requis dans le cas d'une utilisation de déflecteurs.
Néanmoins, avec une telle réalisation, il s'est avéré que les perforations présentées généraient soit une perturbation des réactions de combustion en zone primaire, soit des discontinuités thermiques au niveau des jonctions entre le fond de chambre et les parois axiales externe et interne.
EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a donc pour but de proposer une chambre de combustion annulaire de turbomachine, remédiant au moins partiellement aux inconvénients mentionnés ci-dessus relatifs aux réalisations de l'art antérieur . Plus précisément, le but de l'invention est de présenter une chambre de combustion annulaire de turbomachine, dont les moyens utilisés pour refroidir le fond de chambre ne génèrent ni de perturbation significative des réactions de combustion à l'intérieur de la chambre de combustion, ni de discontinuités thermiques au niveau des jonctions entre le fond de chambre et les parois axiales externe et interne.
Pour ce faire, l'invention a pour objet une chambre de combustion annulaire de turbomachine, comprenant une paroi axiale externe, une paroi axiale interne et un fond de chambre reliant les parois axiales, le fond de chambre disposant d'une pluralité d'orifices d'injection ainsi que d'une pluralité de perforations, les orifices d'injection étant destinés à permettre au moins l'injection du carburant à l'intérieur de la chambre de combustion et les perforations étant destinées à autoriser le passage d'un débit d'air de refroidissement apte à refroidir le fond de chambre. Selon l'invention, le fond de chambre est muni d'une part d'une portion externe sur laquelle les perforations sont pratiquées de manière à diriger une partie du débit d'air de refroidissement en direction de la paroi axiale externe, et d'autre part d'une portion interne sur laquelle les perforations sont pratiquées de manière à diriger une autre partie du débit d'air de refroidissement en direction de la paroi axiale interne, et la chambre est conçue de telle sorte qu'en demi-section axiale, prise de façon quelconque entre deux orifices d'injection directement consécutifs, la valeur des angles aigus formés entre une ligne sensiblement médiane de la demi-section située entre la paroi axiale externe et la paroi axiale interne, et des directions principales, dans cette demi-section, des perforations de la portion externe, évolue de façon décroissante en fonction de l'éloignement entre les perforations et cette ligne sensiblement médiane, et la valeur des angles aigus formés entre la ligne sensiblement médiane et des directions principales, dans cette demi-section, des perforations de la portion interne, évolue de façon décroissante en fonction de l'éloignement entre les perforations et cette ligne sensiblement médiane.
En d'autres termes, la chambre de combustion selon l'invention est telle que les perforations situées à proximité d'une jonction entre la portion externe et la portion interne du fond de chambre, c'est-à-dire sensiblement en regard d'une couronne annulaire centrale de la chambre de combustion, sont plus inclinées en direction des parois axiales que ne peuvent l'être les perforations situées à proximité de ces mêmes paroi axiales, c'est-à-dire sensiblement en regard de couronnes annulaires d'extrémité de cette même chambre de combustion.
Avantageusement, les perforations situées à proximité de la jonction entre la portion externe et la portion interne du fond de chambre peuvent donc être fortement inclinées en direction des parois axiales, et par conséquent permettre à l'air de refroidissement, provenant de ces perforations de s'écouler facilement et directement le long de la surface intérieure du fond de chambre, sensiblement radialement jusqu'aux parois axiales externe et interne. De la même façon, cette forte inclinaison possible indique que l'air de refroidissement n'est que très peu dirigé en direction du centre de la zone primaire de la chambre de combustion, de sorte qu'il ne provoque pas de perturbation significative des réactions de combustion. Par ailleurs, les perforations situées à proximité des parois axiales peuvent n'être inclinées que faiblement en direction de ces parois axiales, de manière à ce que l'air de refroidissement provenant de ces perforations puisse facilement et directement s'écouler le long des surfaces intérieures de ces mêmes parois axiales. Il est précisé qu'à ces niveaux du fond de chambre où l'air de refroidissement peut être éjecté à l'intérieur de la chambre de combustion selon une direction sensiblement axiale 'de cette dernière, c'est- à-dire sensiblement parallèlement aux parois axiales, la zone primaire est suffisamment éloignée pour que l'air de refroidissement introduit ne provoque pas de perturbation significative des réactions de combustion.
D'autre part, il est avantageusement possible d'effectuer une inclinaison progressive de ces perforations au fur et à mesure qu'elles se rapprochent des parois axiales externe et interne, de façon à obtenir un flux de refroidissement sensiblement homogène sur toute la surface intérieure du fond de chambre, ainsi que sur toute la surface intérieure chaudes des parois axiales, située à proximité du fond de chambre.
La chambre de combustion selon l'invention est par conséquent parfaitement adaptée pour ne pas engendrer de perturbation significative des réactions de combustion à l'intérieur de la zone primaire, ce qui est primordial pour la stabilité et l'allumage de la chambre de combustion. De plus, la conception spécifique de cette chambre permet simultanément d'assurer une continuité thermique satisfaisante au niveau des jonctions entre le fond de chambre et les parois axiales externe et interne.
De façon préférentielle, pour deux perforations quelconques directement consécutives de la portion externe, les deux angles aigus formés entre les directions principales de ces perforations et la ligne sensiblement médiane disposent de valeurs différentes, et pour deux perforations quelconques directement consécutives de la portion interne, les deux angles aigus formés entre les directions principales de ces perforations et la ligne sensiblement médiane disposent de valeurs différentes .
Cette configuration particulière permet d'obtenir une inclinaison très progressive des perforations du fond de chambre. Bien entendu, il pourrait également être envisagé de prévoir des solutions différentes dans lesquelles plusieurs perforations quelconques directement consécutives auraient la même inclinaison dans le plan de la demi- section axiale concerné, sans sortir du cadre de l'invention.
Préférentiellement, le fond de chambre est muni de secteurs primaires de perforations ainsi que de secteurs secondaires de perforations, les secteurs primaires se situant sensiblement entre deux orifices d'injections directement consécutifs, et les secteurs secondaires se situant de part et d'autre de chaque orifice d'injection, selon une direction sensiblement radiale de la chambre de combustion.
Avec un tel agencement, il est possible de renforcer encore d'avantage l'homogénéité du débit d'air de refroidissement se dirigeant en direction des parois axiales externe et interne de la chambre de combustion. Cette homogénéité peut notamment être obtenue en prévoyant que les perforations des secteurs secondaires sont de dimensions plus importantes que celles des perforations des secteurs primaires, du fait de leur présence en quantité peu élevée.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous.
BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ;
- la figure 1 représente une vue partielle en demi-coupe axiale d'une chambre de combustion annulaire de turbomachine, selon un mode de réalisation préféré de la présente invention,
- la figure 2 représente une vue partielle en coupe prise le long de la ligne II-II de la figure
1, - la figure 3 représente une vue en section prise le long de la ligne III-III de la figure 2, et
- la figure 4 représente une vue en section prise le long de la ligne IV-IV de la figure 2. EXPOSE DETAILLE D'UN MODE DE REALISATION PREFERE
En référence conjointement aux figures 1 et 2, il est représenté une chambre de combustion annulaire 1 d'une turbomachine, selon un mode de réalisation préféré de la présente invention.
La chambre de combustion 1 comporte une paroi axiale externe 2, ainsi qu'une paroi axiale interne 4, ces deux parois 2 et 4 étant disposées coaxialement selon un axe principal longitudinal 6 de la chambre 1, cet axe 6 correspondant également à l'axe principal longitudinal de la turbomachine.
Les parois axiales 2 et 4 sont reliées entre-elles par l'intermédiaire d'un fond de chambre 8, celui-ci étant assemblé par exemple par soudage à une partie amont de chacune des parois axiales 2 et 4.
Le fond de chambre 8 prend de préférence la forme d'une couronne annulaire sensiblement plane, d'axe identique à l'axe principal longitudinal 6 de la chambre 1. Bien entendu, ce ond de chambre 8 pourrait également présenter toutes autres formes appropriées, telles qu'une forme tronconique de même axe, sans sortir du cadre de l'invention.
Une pluralité d'orifices d'injection 10, préférentiellement de forme cylindrique et de section circulaire, sont répartis angulairement et de façon sensiblement régulière sur le fond de chambre 8. Chacun de ces orifices d'injection 10 est conçu de manière à pouvoir coopérer avec un injecteur de carburant 12, afin d'autoriser les réactions de combustion à l'intérieur de cette chambre de combustion 1. Il est précisé que ces injecteurs 12 sont également conçus de manière à permettre l'introduction d'au moins une partie de l'air destiné à la combustion, celle-ci se produisant dans une zone primaire 14 située dans une partie amont de la chambre de combustion 1. Par ailleurs, il est également indiqué que l'air destiné à la combustion peut aussi être introduit à l'intérieur de la chambre 1 par l'intermédiaire d'orifices primaires 16, situés tout autour des parois axiales externe 2 et interne 4. Comme on peut le voir sur la figure 1, les orifices primaires 16 sont agencés en amont d'une pluralité d'orifices de dilution 18, ces derniers étant également placés tout autour des parois axiales externe 2 et interne 4, et ayant pour fonction principale de permettre l'alimentation en air d'une zone de dilution 20 située en aval de la zone primaire 14.
En outre, il est précisé qu'une autre partie de l'air apporté à la chambre de combustion 1 se présente sous la forme d'un débit d'air de refroidissement D, servant principalement à refroidir la surface intérieure 21 du fond de chambre 8. A ce titre, même si l'air servant à refroidir le fond de chambre 8 permet également de refroidir une portion amont des surfaces intérieures 22 et 24 des parois axiales externe 2 et interne 4, un débit d'air de refroidissement supplémentaire (non représenté) est généralement alloué pour refroidir l'intégralité de ces surfaces intérieures chaudes 22 et 24.
Plus spécifiquement en référence à la figure 2, on peut voir que le fond de chambre 8 est du type ultiperforé, à savoir qu'il dispose d'une pluralité de perforations 26, de préférence cylindriques de sections circulaires, et destinées à autoriser le passage du débit d'air de refroidissement D à l'intérieur de la chambre de combustion 1. Comme on peut le voir sur cette figure, le fond de chambre 8 est divisé en une portion externe 28 reliée à la paroi axiale externe 2, et en une portion interne 30 reliée à la paroi axiale interne . Bien entendu, ces portions annulaires 28 et 30 sont habituellement formées d'une seule pièce, et leur séparation virtuelle peut alors consister en un cercle C de centre situé sur l'axe principal longitudinal 6, et de rayon R correspondant à un rayon moyen entre un rayon externe et un rayon interne du fond de chambre 8. Sur ce fond de chambre 8, les perforations
26 situées sur la portion externe 28 sont alors pratiquées de manière à diriger une partie Dl du débit d'air de refroidissement D en direction de la paroi axiale externe 2, afin de refroidir l'ensemble de cette portion externe 28, ainsi qu'une portion amont de la paroi axiale externe 2. De la même façon, les perforations 26 situées sur la portion interne 30 sont pratiquées de manière à diriger une autre partie D2 du débit d'air de refroidissement D en direction de la paroi axiale interne 4, afin de refroidir l'ensemble de cette portion interne 30, ainsi qu'une portion amont de la paroi axiale interne 4.
En référence à présent à la figure 3, on peut apercevoir qu'en demi-section axiale, les perforations 26 de la portion externe 28 sont telles que la valeur des angles aigus A formés entre une ligne sensiblement médiane 32 de la demi-section et des directions principales 34 des perforations 26 dans cette demi-section, évolue de façon décroissante en fonction de l'éloignement entre ces perforations 26 et cette ligne sensiblement médiane 32.
En d'autres termes, dans chaque demi- section axiale de la chambre de combustion 1, prise entre deux orifices d'injection 10 quelconques et directement consécutifs, l'inclinaison des perforations 26 par rapport à la paroi axiale externe 2 diminue progressivement au fur et à mesure que ces perforations 26 de la portion externe 28 s'éloignent de la ligne sensiblement médiane 32, cette dernière étant mentionnée essentiellement à titre de référence. En effet, par ligne sensiblement médiane 32 de la demi-section, il est naturellement à comprendre que c'est la ligne virtuelle située à environ égale distance des parties amont des parois axiales externe 2 et interne 4 considérées en demi-section, cette ligne 32 pouvant également être remarquée en ce sens qu'outre le fait de constituer un axe de symétrie de la demi- section représentée, elle sépare virtuellement les portions externe 28 et interne 30 du fond de chambre 8. Il est précisé que dans le mode de réalisation préféré décrit, cette ligne sensiblement médiane 32, passant par le cercle C, est également sensiblement perpendiculaire au fond de chambre 8, dans la mesure où lui-même est sensiblement perpendiculaire aux parois axiales 2 et 4. D'autre part, il est également indiqué que dans la demi-section axiale représentée sur la figure 3, les directions principales 34 des perforations 26 correspondent respectivement à leurs axes principaux, dans le sens où ces perforations 26 sont toutes traversées diamétralement par le plan de section. Cependant, dans toutes autres demi-section axiale où une ou plusieurs perforations 26 peuvent être coupées autrement que diamétralement, chaque direction principale 34 peut alors être considérée comme étant une ligne sensiblement parallèle aux deux segments de droites symbolisant la perforation 26 concernée.
Ainsi, les perforations 26 situées à proximité de la ligne sensiblement médiane 32 peuvent donc être fortement inclinées, par exemple de façon à ce que l'angle aigu A atteigne une valeur d'environ 60°. L'air de refroidissement provenant de ces perforations 26 peut par conséquent s'écouler facilement et directement le long de la surface intérieure 21 de la portion externe 28 du fond de chambre 8, sensiblement radialement jusqu'à la paroi axiale externe 2, sans perturber les réactions de combustion dans la zone primaire 14.
De plus, les perforations 26 situées à proximité de la paroi axiale externe 2 peuvent n'être inclinées que faiblement en direction de cette paroi 2, par exemple de façon à ce que l'angle aigu A atteigne une valeur d'environ 5°. L'air de refroidissement provenant de ces perforations 26 peut alors facilement et directement s'écouler le long de la surface intérieure chaude 22 de la paroi axiale externe 2, sans stagner au niveau de la jonction entre le fond de chambre 8 et cette même paroi axiale 2. En prévoyant une valeur de l'angle aigu A diminuant progressivement en se rapprochant de la paroi axiale externe 2, il est alors possible d'obtenir une partie Dl du débit de refroidissement D très homogène, ne créant pas de discontinuité thermique au niveau des divers constituants de la chambre de combustion 1.
De la même façon et dans le but de se prévaloir des mêmes effets sur la portion interne 30 du fond de chambre 8 ainsi que sur la paroi axiale interne 4, en demi-section axiale, les perforations 26 de la portion interne 30 sont telles que la valeur des angles aigus B formés entre la ligne sensiblement médiane 32 et des directions principales 36 des perforations 26 dans cette demi-section, évolue de façon décroissante en fonction de l'éloignement entre ces perforations 26 et cette ligne sensiblement médiane 32.
De façon similaire à celle rencontrée avec la portion externe 28 du fond de chambre 8, la valeur des angles aigus B formés entre d'une part les directions principales 36 des perforations 26 de la portion interne 30, et d'autre part la ligne sensiblement médiane 32, peut évoluer progressivement d'environ 60° à environ 5°, en se rapprochant de la paroi axiale interne 4. En référence à nouveau à la figure 2, on peut voir que le fond de chambre 8 est muni de secteurs primaires 38 de perforations 26, ces secteurs primaires 38 se situant sensiblement entre deux orifices d'injections 10 directement consécutifs. Comme on peut l'apercevoir sur cette figure, au moins une partie des perforations 26 de chaque secteur primaire 38 (un seul d'entre-eux étant représenté) sont disposées de façon à définir des rangées prenant la forme de lignes courbes centrées sur le centre de l'orifice d'injection 10 à proximité duquel ces perforations 26 se trouvent. De plus, le fond de chambre 8 est également muni de secteurs secondaires 40 de perforations 26, ces secteurs secondaires 40 se situant chacun entre deux secteurs primaires 38 consécutifs, de part et d'autre d'un orifice d'injection 10 selon une direction sensiblement radiale de la chambre de combustion 1.
En d'autres termes, dans cette même direction sensiblement radiale de la chambre de combustion 1, un secteur secondaire 40 se trouve à la fois au-dessus et au-dessous de l'orifice d'injection 10 concerné.
A cet égard, comme cela est représenté sur la figure 4 et de façon similaire à celle décrite ci- dessus, on peut également prévoir qu'en demi-section axiale prise de manière à traverser un orifice d'injection 10, les perforations 26 de la portion externe 28 sont telles que la valeur des angles aigus C formés entre une ligne sensiblement médiane 42 de la demi-section et des directions principales 44 des perforations 26 dans cette demi-section, évolue de façon décroissante en fonction de l'éloignement entre ces perforations 26 et cette ligne sensiblement médiane 42.
De la même façon, les perforations 26 de la portion interne 28 sont alors telles que la valeur des angles aigus D formés entre la ligne sensiblement médiane 42 de la demi-section et des directions principales 46 des perforations 26 dans cette demi- section, évolue de façon décroissante en fonction de l'éloignement entre ces perforations 26 et cette ligne sensiblement médiane 42. Enfin, il est précisé que pour avoir des parties Dl et D2 de débit les plus homogènes possible circonférentiellement, les perforations 26 des secteurs secondaires 38 sont de préférence de dimensions plus importantes que celles des perforations 26 des secteurs primaires 40, en raison de leur présence en nombre inférieur.
Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à la chambre de combustion annulaire 1 qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemple non limitatif.

Claims

REVENDICATIONS
1. Chambre de combustion annulaire (1) de turbomachine, ladite chambre (1) comprenant une paroi axiale externe (2), une paroi axiale interne (4) et un fond de chambre (8) reliant lesdites parois axiales (2,4), le fond de chambre (8) disposant d'une pluralité d'orifices d'injection (10) ainsi que d'une pluralité de perforations (26), lesdits orifices d'injection (10) étant destinés à permettre au moins l'injection du carburant à l'intérieur de la chambre de combustion (1) et lesdites perforations (26) étant destinées à autoriser le passage d'un débit d'air de refroidissement (D) apte à refroidir le fond de chambre (8) , caractérisée en ce que le fond de chambre (8) est muni d'une part d'une portion externe (28) sur laquelle les perforations (26) sont pratiquées de manière à diriger une partie (Dl) du débit d'air de refroidissement (D) en direction de la paroi axiale externe (2), et d'autre part d'une portion interne (30) sur laquelle les perforations (26) sont pratiquées de manière à diriger une autre partie (D2) du débit d'air de refroidissement (D) en direction de la paroi axiale interne (4), et en ce que la chambre (1) est conçue de telle sorte qu'en demi-section axiale, prise de façon quelconque entre deux orifices d'injection (10) directement consécutifs, la valeur des angles aigus (A) formés entre une ligne sensiblement médiane de la demi- section (32) située entre la paroi axiale externe (2) et la paroi axiale interne (4), et des directions principales (34), dans cette demi-section, des perforations (26) de la portion externe (28), évolue de façon décroissante en fonction de l'éloignement entre les perforations (26) et cette ligne sensiblement médiane (32), et la valeur des angles aigus (B) formés entre la ligne sensiblement médiane (32) et des directions principales (36) , dans cette demi-section, des perforations (26) de la portion interne (30) , évolue de façon décroissante en fonction de l'éloignement entre les perforations (26) et cette ligne sensiblement médiane (32) .
2. Chambre de combustion annulaire (1) selon la revendication 1, caractérisée en ce que pour deux perforations (26) quelconques directement consécutives de la portion externe (28) , les deux angles aigus (A) formés entre les directions principales (34) de ces perforations (26) et la ligne sensiblement médiane (32) disposent de valeurs différentes, et en ce que pour deux perforations (26) quelconques directement consécutives de la portion interne (30) , les deux angles aigus (B) formés entre les directions principales (36) de ces perforations (26) et la ligne sensiblement médiane (32) disposent de valeurs différentes.
3. Chambre de combustion annulaire (1) selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisée en ce que le fond de chambre (8) est muni de secteurs primaires (38) de perforations (26) ainsi que de secteurs secondaires (40) de perforations (26) , les secteurs primaires (38) se situant sensiblement entre deux orifices d'injections (10) directement consécutifs, et les secteurs secondaires (40) se situant de part et d' autre de chaque orifice d'injection (10), selon une direction sensiblement radiale de ladite chambre de combustion (1) .
4. Chambre de combustion annulaire (1) selon la revendication 3, caractérisée en ce que les perforations (26) des secteurs secondaires (40) sont de dimensions plus importantes que celles des perforations
(26) des secteurs primaires (38) .
EP04767843.8A 2003-06-18 2004-06-18 Chambre de combustion annulaire de turbomachine Expired - Lifetime EP1634021B1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0350232A FR2856467B1 (fr) 2003-06-18 2003-06-18 Chambre de combustion annulaire de turbomachine
PCT/FR2004/050281 WO2004113794A1 (fr) 2003-06-18 2004-06-18 Chambre de combustion annulaire de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP1634021A1 true EP1634021A1 (fr) 2006-03-15
EP1634021B1 EP1634021B1 (fr) 2018-08-29

Family

ID=33484726

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP04767843.8A Expired - Lifetime EP1634021B1 (fr) 2003-06-18 2004-06-18 Chambre de combustion annulaire de turbomachine

Country Status (8)

Country Link
US (1) US7328582B2 (fr)
EP (1) EP1634021B1 (fr)
JP (1) JP2006527834A (fr)
KR (1) KR20060029203A (fr)
CN (1) CN1701203A (fr)
FR (1) FR2856467B1 (fr)
RU (1) RU2351849C2 (fr)
WO (1) WO2004113794A1 (fr)

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2881813B1 (fr) * 2005-02-09 2011-04-08 Snecma Moteurs Carenage de chambre de combustion de turbomachine
US7540152B2 (en) * 2006-02-27 2009-06-02 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Combustor
US7654091B2 (en) * 2006-08-30 2010-02-02 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine combustors
US8438853B2 (en) * 2008-01-29 2013-05-14 Alstom Technology Ltd. Combustor end cap assembly
US8763399B2 (en) * 2009-04-03 2014-07-01 Hitachi, Ltd. Combustor having modified spacing of air blowholes in an air blowhole plate
FR2948988B1 (fr) 2009-08-04 2011-12-09 Snecma Chambre de combustion de turbomachine comprenant des orifices d'entree d'air ameliores
FR2958013B1 (fr) 2010-03-26 2014-06-20 Snecma Chambre de combustion de turbomachine a compresseur centrifuge sans deflecteur
FR2964725B1 (fr) * 2010-09-14 2012-10-12 Snecma Carenage aerodynamique pour fond de chambre de combustion
FR2980554B1 (fr) * 2011-09-27 2013-09-27 Snecma Chambre annulaire de combustion d'une turbomachine
US9377198B2 (en) * 2012-01-31 2016-06-28 United Technologies Corporation Heat shield for a combustor
FR3011317B1 (fr) * 2013-10-01 2018-02-23 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion pour turbomachine a admission d'air homogene au travers de systemes d'injection
US10267521B2 (en) 2015-04-13 2019-04-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor heat shield
FR3042023B1 (fr) * 2015-10-06 2020-06-05 Safran Helicopter Engines Chambre de combustion annulaire pour turbomachine
US10808929B2 (en) * 2016-07-27 2020-10-20 Honda Motor Co., Ltd. Structure for cooling gas turbine engine
FR3070751B1 (fr) * 2017-09-01 2022-05-27 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion comportant une repartition amelioree de trous de refroidissement
US11313560B2 (en) 2018-07-18 2022-04-26 General Electric Company Combustor assembly for a heat engine
US12158270B2 (en) * 2022-12-20 2024-12-03 General Electric Company Gas turbine engine combustor with a set of dilution passages

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5307637A (en) * 1992-07-09 1994-05-03 General Electric Company Angled multi-hole film cooled single wall combustor dome plate
DE19502328A1 (de) * 1995-01-26 1996-08-01 Bmw Rolls Royce Gmbh Hitzeschild für eine Gasturbinen-Brennkammer
FR2733582B1 (fr) * 1995-04-26 1997-06-06 Snecma Chambre de combustion comportant une multiperforation d'inclinaison axiale et tangentielle variable
FR2751731B1 (fr) * 1996-07-25 1998-09-04 Snecma Ensemble bol-deflecteur pour chambre de combustion de turbomachine
US6155056A (en) * 1998-06-04 2000-12-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooling louver for annular gas turbine engine combustion chamber
US6145319A (en) * 1998-07-16 2000-11-14 General Electric Company Transitional multihole combustion liner
US6546733B2 (en) * 2001-06-28 2003-04-15 General Electric Company Methods and systems for cooling gas turbine engine combustors
DE10158548A1 (de) * 2001-11-29 2003-06-12 Rolls Royce Deutschland Brennkammerschindel für eine Gasturbine mit mehreren Kühllöchern mit unterschiedlicher Winkelausrichtung
US6751961B2 (en) * 2002-05-14 2004-06-22 United Technologies Corporation Bulkhead panel for use in a combustion chamber of a gas turbine engine

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO2004113794A1 *

Also Published As

Publication number Publication date
WO2004113794A1 (fr) 2004-12-29
EP1634021B1 (fr) 2018-08-29
US7328582B2 (en) 2008-02-12
RU2351849C2 (ru) 2009-04-10
JP2006527834A (ja) 2006-12-07
FR2856467A1 (fr) 2004-12-24
RU2005107793A (ru) 2005-11-20
FR2856467B1 (fr) 2005-09-02
CN1701203A (zh) 2005-11-23
KR20060029203A (ko) 2006-04-05
US20070056289A1 (en) 2007-03-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1634021B1 (fr) Chambre de combustion annulaire de turbomachine
EP1777458B1 (fr) Amélioration des performances d'une chambre de combustion par multiperforation des parois
EP1489359B1 (fr) Chambre de combustion annulaire de turbomachine
EP2524169B1 (fr) Chambre de combustion multi-percee a ecoulements tangentiels contre giratoires
FR2968030A1 (fr) Turbine basse-pression de turbomachine d'aeronef, comprenant un distributeur sectorise de conception amelioree
CA2504171C (fr) Ensemble a anneau fixe d`une turbine a gaz
CA2848629C (fr) Chambre annulaire de combustion d'une turbomachine
EP2683930B1 (fr) Injecteur pour le mélange de deux ergols comprenant au moins un élément d'injection a structure tricoaxiale
WO2014195650A1 (fr) Chargement pyrotechnique et generateur de gaz comprenant un tel chargement
FR2594939A1 (fr) Structure d'accroche-flamme pour systeme de rechauffe de turboreacteur
EP0676024B1 (fr) Buse de chalumeau a gaz
EP0552089B1 (fr) Dispositif de pulvérisation d'un liquide, notamment d'un combustible liquide dans un brûleur
EP4240958A1 (fr) Fixation d'un cône d'éjection dans une turbine de turbomachine
EP0823027B1 (fr) Pompe centrifuge a entrainement magnetique
EP4042070B1 (fr) Canne de prévaporisation pour une chambre de combustion de turbomachine
EP3847342B1 (fr) Boîtier d'alimentation en air sous pression d'un dispositif de refroidissement par jets d'air
WO2019063935A1 (fr) Paroi d'injection pour une chambre de combustion de moteur-fusee
FR3072713A1 (fr) Secteur d'anneau de turbine pour turbomachine d'aeronef
FR3071553A1 (fr) Plaque d'injection pour une chambre de combustion
EP2209981B1 (fr) Tuyère propulsive de détente d'un jet supersonique de gaz avec un flux secondaire d'écran
EP0010501A1 (fr) Soupape, notamment pour moteurs à combustion interne, du type à champignon et refroidie par circulation forcée d'un fluide réfrigérant
EP4111036A1 (fr) Pale de distributeur pour turbomachine, distributeur, turbomachine et procédé de fabrication associés
FR3088412A1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine, turbomachine associee
WO2014053760A1 (fr) Fond de chambre annulaire pour chambre de combustion de turbomachine d'aeronef, muni de perforations permettant un refroidissement par flux giratoire
FR3067264A1 (fr) Element d'injection de gaz pour unite de craquage catalytique fluide et systeme de distribution de gaz equipe de cet element d'injection.

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: 20050302

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

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

DAX Request for extension of the european patent (deleted)
RIN1 Information on inventor provided before grant (corrected)

Inventor name: SALAN, YVES

Inventor name: SANDELIS, DENIS

17Q First examination report despatched

Effective date: 20160303

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

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

Free format text: STATUS: GRANT OF PATENT IS INTENDED

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20180308

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

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

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

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

Free format text: STATUS: THE PATENT HAS BEEN GRANTED

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

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

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: EP

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: REF

Ref document number: 1035566

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20180915

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FG4D

Free format text: LANGUAGE OF EP DOCUMENT: FRENCH

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R096

Ref document number: 602004053119

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: SE

Ref legal event code: TRGR

REG Reference to a national code

Ref country code: NL

Ref legal event code: MP

Effective date: 20180829

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

Ref country code: BG

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20181129

Ref country code: NL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20180829

Ref country code: GR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20181130

Ref country code: FI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20180829

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: MK05

Ref document number: 1035566

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20180829

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 FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20180829

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

Ref country code: EE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20180829

Ref country code: PL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20180829

Ref country code: CZ

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20180829

Ref country code: AT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20180829

Ref country code: RO

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20180829

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

Ref country code: SK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20180829

Ref country code: DK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20180829

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R097

Ref document number: 602004053119

Country of ref document: DE

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: 20190531

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

Ref country code: SI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20180829

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

Ref country code: MC

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20180829

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: PL

REG Reference to a national code

Ref country code: BE

Ref legal event code: MM

Effective date: 20190630

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

Ref country code: TR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20180829

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

Ref country code: IE

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

Effective date: 20190618

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

Ref country code: CH

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

Effective date: 20190630

Ref country code: BE

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

Effective date: 20190630

Ref country code: LI

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

Effective date: 20190630

Ref country code: LU

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

Effective date: 20190618

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

Ref country code: PT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20181229

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

Ref country code: CY

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20180829

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

Ref country code: HU

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT; INVALID AB INITIO

Effective date: 20040618

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

Ref country code: IT

Payment date: 20230523

Year of fee payment: 20

Ref country code: FR

Payment date: 20230523

Year of fee payment: 20

Ref country code: DE

Payment date: 20230523

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: 20230523

Year of fee payment: 20

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

Ref country code: GB

Payment date: 20230523

Year of fee payment: 20

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R071

Ref document number: 602004053119

Country of ref document: DE

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: 20240617

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: 20240617