ATBECHDEDKESFRGBGRITLILUNLSEMCPTIESILTLVFIROMKCYALTRBGCZEEHUPLSK..HRIS..MTNORS..SM..................JBDM Ver 0.1.63 (23 May 2017) - 1620000/03267111DEMANDE DE BREVET EUROPEENA320180228EP17175880.820121025frfrfr115970420111026FR2018022820180920180110201802F23R 3/06 20060101AFI20180122BHEP deRINGFÖRMIGE BRENNKAMMERWAND MIT VERBESSERTER KÜHLUNG AN DEN PRIMÄR- UND/ODER VERDÜNNUNGSLUFTLÖCHERNenANNULAR WALL OF A COMBUSTION CHAMBER WITH IMPROVED COOLING AT THE PRIMARY AND/OR DILUTION HOLESfrPAROI ANNULAIRE DE CHAMBRE DE COMBUSTION À REFROIDISSEMENT AMELIORÉ AU NIVEAU DES TROUS PRIMAIRES ET/OU DE DILUTION212790620.4277161820121025SAFRAN AIRCRAFT ENGINES101622926H105790-1230AD12 boulevard du Général Martial Valin75015 ParisFRSafran Helicopter Engines101615871H105790-1230AD164510 BordesFRRULLAUD, Matthieu, Françoisc/o SAFRAN AIRCRAFT ENGINES PI (AJI) Rond-point René Ravaud-Réau77550 Moissy-CramayelFRCARRERE, Bernard, Joseph, Jean-Pierre4 rue Massenet64000 PAUFRVERDIER, Hubert, Pascal11 Rue de Coarraze64800 NAYFRDavid, Alainet al100045889Cabinet Beau de Loménie 158, rue de l'Université75340 Paris Cedex 07FRALATBEBGCHCYCZDEDKEEESFIFRGBGRHRHUIEISITLILTLULVMCMKMTNLNOPLPTRORSSESISKSMTR20180228201809

Paroi annulaire de chambre de combustion (10) de turbomachine, comportant un côté froid (16a, 18a) et un côté chaud (16b, 18b), une pluralité de trous primaires ou de dilution (30) répartis selon une rangée circonférentielle pour permettre à de l'air circulant du côté froid (16a, 18a) de la paroi annulaire de pénétrer du côté chaud (16b, 18b) afin d'assurer la dilution d'un mélange air/carburant ; et une pluralité d'orifices de refroidissement (32) pour permettre à l'air circulant du côté froid (16a, 18a) de la paroi annulaire de pénétrer du côté chaud (16b, 18b) afin de former un film d'air de refroidissement le long de la paroi annulaire, les orifices de refroidissement étant répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres et les axes géométriques de chacun des orifices de refroidissement étant inclinés, dans une direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion, d'un angle d'inclinaison θ1 par rapport à une normale N à la paroi annulaire ; la paroi comportant en outre une pluralité d'orifices additionnels de refroidissement (34) disposés directement en aval des trous de dilution et répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres, les axes géométriques de chacun des orifices additionnels de refroidissement étant disposés dans un plan perpendiculaire à la direction axiale D et inclinés d'un angle d'inclinaison θ2 par rapport à une normale N à la paroi annulaire, et au niveau d'une zone de transition (28B, 30B) formée en aval de la pluralité de rangées d'orifices additionnels, au moins deux rangées d'orifices dont les axes géométriques de chacun des orifices sont inclinés, par rapport à un plan perpendiculaire à la direction axiale D, d'une inclinaison déterminée différente pour chacune des deux rangées.

H105790-1230AD1EP17175880.8SAFRAN AIRCRAFT ENGINES2MN20180126F23RUS2007169484A1SCHUMACHER JURGEN C [US] ET AL20070726X1-7* alinéa [0016] - alinéa [0030]; figures 1-5 *US2011023495A1BRONSON THOMAS J [US] ET AL20110203X1-7* alinéa [0016] - alinéa [0030]; figures 1-5 *US2007084219A1BERNIER DANIEL F P [FR] ET AL BERNIER DANIEL FRANCIS PAUL [FR] ET AL20070419A1* alinéa [0019] - alinéa [0040]; figures 1-3 *US2009084110A1DUDEBOUT RODOLPHE [US] ET AL20090402A1* alinéa [0013] - alinéa [0036]; figures 1-3 *Theis, GilbertMunich20180119US2007169484A120070726CA2575277A120070724EP1811231A220070725US2007169484A120070726US2011023495A120110203EP2280225A220110202US2011023495A120110203US2007084219A120070419EP1777458A120070425FR2892180A120070420US2007084219A120070419US2009084110A120090402AUCUN