CHAMBRE DE COMBUSTION DE TURBOMACHINE A VOLUME CONSTANT (Brevets)

Titre

CHAMBRE DE COMBUSTION DE TURBOMACHINE A VOLUME CONSTANT

N° et date de publication de la demande

WO2021009439 - 21/01/2021

Type de la demande

A1

N° et date de dépôt

PCT/FR2020051211 - 08/07/2020

N° et date de priorité

FR1907970 - 15/07/2019

Classification CIB

F23R 7/00 ; F02C 5/12

Classification CPC

F02C 5/12 ; F23R 7/00 ; F23R 7/00 ; F02C 5/12 ; F02C 5/12 ; F23R 7/00

Famille de brevets

EP3999779A1 ; CN114127396A ; US2022260012A1 ; WO2021009439A1 ; FR3098859A1

Abrégé

L'invention concerne une chambre de combustion (14) de turbomachine (10) d'aéronef présentant un axe principal (A) et comportant : - un corps (20) de révolution coaxial à l'axe principal (A) dans lequel une pluralité de tubes de combustion (18) sont formés, lesdits tubes de combustion (18) s'étendant principalement selon la direction de l'axe principal (A) du corps (20) et étant répartis en couronne autour dudit axe principal (A), - un premier disque rotatif (22) perforé qui est monté au niveau d'une première extrémité axiale (20A) du corps (20) et qui est mobile en rotation autour de l'axe principal (A) pour ouvrir ou fermer de manière sélective une première extrémité de chacun desdits tubes de combustion (18), et - un deuxième disque rotatif (24) perforé qui est monté au niveau d'une deuxième extrémité axiale (20B) du corps (20) et qui est mobile en rotation autour de l'axe principal (A) pour ouvrir ou fermer de manière sélective une deuxième extrémité de chacun desdits tubes de combustion (18), caractérisée en ce que le corps (20) comporte une pluralité de segments de refroidissement (28) qui s'étendent principalement selon la direction de l'axe principal (A), qui sont répartis en couronne autour dudit axe principal (A) et autour des tubes de combustion (18).