ES2298972T3 - Difusor para camara de combustion anular, y camara de combustion y turbopropulsor comprendiendo dicho difusor. - Google Patents
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Abstract
Un difusor para una cámara anular de combustión de cabeza simple, en particular para un turbopropulsor de avión, que comprende un separador (36) que divide los flujos de aire (38) que salen de un compresor en dos venas anulares (40, 42) de difusión, estando formado este separador por una chapa delgada (36) unida a brazos estructurales (44) a paredes de revolución interna (32) y externa (34) del difusor, siendo de alrededor de 12-13º la abertura de cada vena de difusión delimitada por dicha chapa delgada (36) en el difusor, caracterizado porque los inyectores de carburante (30) en la cámara de combustión (24) están en la prolongación de la parte del extremo aguas abajo de la chapa delgada (36) que forma el separador y están orientados con respecto al eje longitudinal (A) de la cámara (24) sensiblemente como esta parte del extremo aguas abajo.
Description
Difusor para cámara de combustión anular, y
cámara de combustión y turbopropulsor comprendiendo dicho
difusor.
El invento se refiere a una difusor para una
cámara anular de combustión, en particular para un motor de avión
tal como un turborreactor o un turbopropulsor, comprendiendo este
difusor un separador que permite dividir el flujo de aire que sale
de un compresor en dos venas anulares de difusión que alimentan la
cámara de combustión.
Ya se conoce un difusor de este tipo para la
alimentación de una cámara de combustión de doble cabeza, es decir
que consta de dos conjuntos anulares concéntricos de inyectores de
carburante. El separado consta de dos superficies de revolución que
divergen aguas abajo desde la entrada del difusor. Esta estructura
es de configuración muy abierta y está destinada a motores de gran
tamaño. No conviene para la alimentación de una cámara de
combustión de cabeza simple, en particular para un motor de
dimensión relativamente reducida.
Se conoce igualmente un difusor que consta de
dos separadores coaxiales dispuestos uno alrededor del otro, para
dividir el flujo de aire que sale del compresor en tres venas
anulares coaxiales, de las cuales la del medio alimenta la cámara
de combustión y aquellas situadas radialmente hacia el interior y
radialmente hacia el exterior alimentan los circuitos de
circunvalación de la cámara de combustión, para la refrigeración de
las paredes de esta y de una turbina dispuesta a la salida de la
cámara de combustión. Este difusor conocido es concebido para un
motor de gran dimensión y no puede ser utilizada en un motor
dimensión relativamente más pequeña. El documento GB 589030 muestra
un difusor de turbopropulsor.
El presente invento tiene por objeto un difusor
de separador, que sea compacto para ser utilizable en un motor de
dimensión relativamente más pequeña que en la técnica anterior, y
que permita dividir de manera óptima el flujo de aire que sale del
compresor en dos venas de difusión que alimentan una cámara de
combustión de cabeza simple, minimizando las pérdidas de carga,
optimizando la repartición de los caudales de alimentación y de
refrigeración de la cámara, y minimizando las perturbaciones
causadas por una eventual toma de aire de avión en el fondo de la
cámara de combustión. El invento está definido por la reivindicación
1.
Propone, a este efecto, un difusor para una
cámara anular de combustión de cabeza simple, en particular para un
turbopropulsor de avión, que comprende un separador que separa el
flujo de aire que sale de un compresor en dos venas anulares de
difusión, estando este separador formado por una chapa delgada unida
por brazos estructurales a paredes de revolución interna y externa
del difusor, siendo de alrededor de 12-13º, la
abertura de cada vena de difusión delimitada por dicha chapa
delgada en el difusor, caracterizado porque los inyectores de
carburante en la cámara de combustión están en la prolongación de la
parte del extremo aguas abajo de la chapa delgada que forma el
separador y están orientados respecto al eje longitudinal de la
cámara sensiblemente como esta parte del extremo aguas abajo.
El difusor de acuerdo con el invento tiene por
ventaja esencial permitir una deceleración máxima del flujo de aire
que sale del compresor en una corta distancia, garantizando a la vez
un flujo sano y estable, es decir sin desprendimiento. La abertura
doblada de este difusor permite una reducción de la longitud del
difusor y una ganancia de masa para el motor.
La vena externa de difusión alimenta una parte
del sistema de inyección de carburante de la cámara de combustión,
así como un circuito de circunvalación externo de la cámara de
combustión y eventualmente un circuito de toma de aire para las
necesidades del avión, y la vena interna de difusión alimenta una
parte del sistema de inyección de carburante en la cámara de
combustión y un circuito de circunvalación interno de la cámara de
combustión.
Preferentemente, la chapa delgada tiene una
forma perfilada en sección longitudinal, para reducir las
turbulencias y estelas nefastas aguas abajo y para mejorar la
alimentación del fondo de la cámara.
Los brazos estructurales que unen la chapa
delgada que forma un separador a las paredes de revolución interna
y externa del difusor pueden tener una función de rectificación del
flujo que sale del compresor.
Estos brazos estructurales pueden igualmente
estar perfilados en sección longitudinal, para reducir las pérdidas
de carga del difusor.
Unos rectificadores pueden estar dispuestos
entre la salida del compresor y la entrada del difusor y
eventualmente estar formados en una prolongación aguas arriba de
las paredes de revolución del difusor.
Preferentemente, el difusor según el invento es
del tipo abierto y consta de un escalón situado radialmente entre
el extremo aguas debajo de la pared interna de revolución del
difusor y una carcasa interna de unión, y/o un escalón situado
radialmente entre el extremo aguas debajo de la pared externa de
revolución del difusor y una carcasa externa de unión, formando
estos escalones zonas de recirculación estable de aire, lo que tiene
por efecto hacer al difusor menos sensible a heterogeneidades del
caudal de aire que sale del compresor.
De manera general, la poca longitud del difusor
de acuerdo con el invento asociada a su difusión importante permite
una buena alimentación de una cámara de combustión de cabeza simple
en un motor que tenga dimensiones más pequeñas que en la técnica
anterior, el difusor es capaz de soportar las condiciones
aerodinámicas de entrada heterogéneas a la altura de la vena, es
capaz de limitar las perturbaciones causadas por una toma de aire
del avión al fondo de la cámara, y garantiza pérdidas de carga de
cámara bajas y por lo tanto un mayor rendimiento y un menor consumo
de carburante del motor.
El invento se refiere igualmente a una cámara de
combustión de cabeza simple, en particular para un turbopropulsor
de avión, caracterizada porque comprende un difusor tal como el
descrito anteriormente.
El invento se refiere finalmente a un
turbopropulsor de avión, caracterizado porque comprende un difusor
como el descrito anteriormente.
El invento se comprenderá mejor y otras
características, detalles y ventajas de este aparecerán más
claramente de la lectura de la descripción que sigue, hecha a
título de ejemplo no limitativo con referencia a los dibujos anexos
en los que:
- la figura 1 es una semivista esquemática
parcial en corte axial de un difusor de acuerdo con el invento y de
una cámara de combustión de cabeza simple; y
- las figuras 2 a 4 son semivistas esquemáticas
parciales en corte axial de variantes de realización del difusor de
acuerdo con el invento.
En los dibujos, lo que se encuentra a la
izquierda es aguas arriba o delante y lo que se encuentra a la
derecha es aguas abajo o detrás.
En la figura 1, el difusor 10 de acuerdo con el
invento está dispuesto a la salida de un compresor, no representado,
y está soportado por una pared interna 12 y una pared externa 14
fijadas por las bridas 16, 18 respectivamente sobre una carcasa
interna de turbina y sobre una carcasa externa 20 que consta al
menos de un conducto 22 de toma de aire de avión (aire de
presurización de la cabina, de deshielo de la góndola, etc.) que
desemboca aguas arriba de una cámara de combustión 24 de forma
anular alimentada de aire por el difusor 10 y que alimenta ella
misma a una turbina a alta presión, no representada, dispuesta aguas
abajo de la salida 26 de la cámara de combustión.
La carcasa externa 20 lleva igualmente conductos
28 de alimentación de carburante de inyectores 30 repartidos sobre
una circunferencia alrededor del eje longitudinal A de la cámara de
combustión 24 y del motor.
El difusor 10 comprende una pared de revolución
interna 32 rodeada de una pared de revolución externa 34, y una
chapa fina 36 que forma un separador, que se extiende alrededor del
eje longitudinal A del motor entre las paredes 32 y 34 y que divide
el flujo de aire 38 que sale del compresor en dos venas anulares
interna 40 y externa 42. Unos brazos estructurales 44 se extienden
radialmente entre la chapa delgada 36 y las paredes de revolución
32 y 34 para el mantenimiento de la chapa delgada 36 y la
transmisión de esfuerzos en el difusor.
Los inyectores 30 de carburante de la cámara de
combustión están en la prolongación del extremo aguas abajo de la
chapa delgada 36 y tienen la misma orientación que este extremo
aguas abajo en relación con el eje longitudinal A del motor.
Las dos venas interna y externa formadas entre
la chapa delgada 36 y las paredes interna 32 y externa 34 de
revolución del difusor tienen ángulos de abertura que aseguran el
aumento creciente de la sección de paso del aire de la entrada a la
salida del difusor, representando la abertura total del difusor 10
el doble de la abertura óptima de un difusor simple sin separador,
lo que permite asegurar una difusión óptima del flujo de aire que
sale del compresor, en una longitud axial más corta.
La vena radialmente interna 40 que sale del
difusor 10 alimenta el sistema de inyección formado por los
inyectores 30 en la cámara de combustión y un canal anular interno
46 de circunvalación de la cámara de combustión 24, estando formado
este canal interno entre la pared interna 12 del soporte del difusor
10 y una pared anular correspondiente 48 de la cámara de combustión
24 y desembocando aguas abajo hacia un circuito interno de
refrigeración de la turbina. La parte de la vena de difusión 40 que
pasa este canal 46 se divide en un caudal 50 que penetra en la
cámara 24 por orificios de la pared anular interna 48 y en una
caudal 52 dirigido hacia el circuito de refrigeración interno de la
turbina.
La vena de difusión radialmente externa 42
alimenta por una parte el sistema de inyección de la cámara de
combustión 24 y por otra parte una canal anular 54 de circunvalación
externa de la cámara de combustión 24, estando formado este canal
54 entre la carcasa externa 20 y una pared anular externa 56 de la
cámara de combustión. El aire que circula en el canal 54 se divide
en un caudal 58 que penetra en la cámara 24 por orificios de la
pared anular externa 56 y en un caudal 60 que alimenta un conducto
de refrigeración externo de la turbina.
Cuando el circuito de toma de aire de avión está
activado, el conducto de toma 22 es alimentado por una parte 62 de
la vena externa 42 que sale del difusor.
En el modo de realización de la figura 1, la
chapa anular delgada 36 que forma el separado se extiende aguas
arriba sensiblemente hasta el nivel del borde aguas arriba de los
brazos estructurales 44 y aguas abajo sensiblemente hasta el borde
aguas debajo de los brazos estructurales 44 y de las paredes de
revolución 32 y 34 del difusor, terminando en una fondo recto
64.
Las paredes de revolución 32 y 34 de los
difusores son prolongadas aguas arriba más allá de la chapa anular
34 y de los brazos estructurales 44 y están unidas por tabiques
sensiblemente radiales 66 y de rectificación del flujo de aire 38
que sale de la última etapa del compresor.
En la variante de realización de la figura 2,
las paredes de revolución 32 y 34 del difusor 10 están aguas abajo
de los rectificadores no representados y el extremo agua arriba de
la chapa 36 está decalado aguas abajo respecto a los extremos aguas
arriba de las paredes 32 y 34 y de los bordes aguas arriba de los
brazos estructurales 44. La chapa anular 36 está perfilada para
limitar las turbulencias y las estelas detrás de su extremo aguas
abajo que forma un borde de pérdida 68 relativamente delgado. Los
bordes traseros 70 de los brazos estructurales 44 están ligeramente
aguas arriba de los bordes traseros de las paredes de revolución 32
y 34 y del borde de pérdida 68 de la chapa anular 36, o
sensiblemente en el mismo plano que estos bordes traseros.
El difusor 10 de la figura 2 es del tipo abierto
y consta de un primer escalón 72 en el extremo aguas abajo de la
pared de revolución interna 32, entre esta y la pared interna 12 de
fijación del difusor, y un segundo escalón 73 en el extremo aguas
abajo de la pared de revolución externa 34, entre esta y la pared
externa 14 de fijación del difusor.
Estos escalones 72 y 73 permiten disponer de
zonas de recirculación estable entre las paredes interna 32 y
externa 34, y las paredes de las carcasas interna 12 y externa 14,
respectivamente, para mejorar la insensibilidad a las variaciones
de presión, de temperatura y de velocidad sobre la altura de la vena
a la entrada del difusor.
Los brazos estructurales 44 pueden estar ellos
mismos perfilados para limitar las pérdidas de carga en el difusor.
Pueden formar igualmente rectificadores del flujo de aire 38 que
sale de la última etapa del compresor.
En el modo de realización de la figura 3, el
difusor 10 es sensiblemente del mismo tipo que el de la figura 2,
pero la chapa anular delgada 36 que forma el separador no está
perfilada y se termina en su extremo aguas abajo por un fondo recto
64 en el que se pueden disponer perforaciones 74 orientadas aguas
arriba y que desembocan sobre una cara y sobre la otra
alternativamente de la chapa delgada 36.
El fondo recto 64 genera una zona de flujo
"muerto" o de recirculación con un "déficit" de presión.
Es igualmente el origen de pérdidas de presión.
Las perforaciones 74 permiten igualar las
presiones sobre las caras intradós y extradós del separado 36 y
sobre el fondo 64, lo que limita los efectos nefastos anteriormente
mencionados del fondo y ponen bajo presión el flujo detrás del
fondo.
Las perforaciones están realizadas en la
periferia trasera del separador 36 según un paso circunferencial
determinado. El número y las dimensiones de estas perforaciones
están determinados para respetar las limitaciones de fabricación
del separador.
En el modo de realización de la figura 4, el
difusor 10 es sensiblemente del mismo tipo que el de la figura 3,
pero la chapa anular delgada 36 que forma el separador se termina en
su extremo aguas abajo por un fondo recto de bordes achaflanados 76
sobre su periferia, para limitar la zona de recirculación de aire
detrás del fondo y favorecer la apertura de las venas de difusión
40 y 42 para recolocarlas más rápidamente detrás del fondo.
Las características del separador formado por la
chapa anular delgada 36 permiten garantizar una mayor robustez, es
decir un flujo sin desprendimiento ni recirculación, frente a las
heterogeneidades del flujo de aire 38 que sale del compresor, y un
buen equilibrio aerodinámico entre las dos venas 40 y 42 que salen
del difusor y de los flujos de circunvalación de la cámara de
combustión que son menos sensibles a las heterogeneidades del flujo
de aire 38. Las características de funcionamiento de la cámara de
combustión son además mejoradas. El separador permite igualmente
proteger la vena interna 40 en caso de toma de aire de avión.
Claims (12)
1. Un difusor para una cámara anular de
combustión de cabeza simple, en particular para un turbopropulsor
de avión, que comprende un separador (36) que divide los flujos de
aire (38) que salen de un compresor en dos venas anulares (40, 42)
de difusión, estando formado este separador por una chapa delgada
(36) unida a brazos estructurales (44) a paredes de revolución
interna (32) y externa (34) del difusor, siendo de alrededor de
12-13º la abertura de cada vena de difusión
delimitada por dicha chapa delgada (36) en el difusor,
caracterizado porque los inyectores de carburante (30) en la
cámara de combustión (24) están en la prolongación de la parte del
extremo aguas abajo de la chapa delgada (36) que forma el separador
y están orientados con respecto al eje longitudinal (A) de la
cámara (24) sensiblemente como esta parte del extremo aguas
abajo.
2. Un difusor de acuerdo con la reivindicación
1, caracterizado porque la vena externa de difusión (42)
alimenta el sistema de inyección de carburante de la cámara de
combustión (24), un circuito (54) de circunvalación externo de la
cámara de combustión y eventualmente un circuito (22) de toma de
aire para las necesidades del avión.
3. Un difusor de acuerdo con la reivindicación 1
ó 2, caracterizado porque la vena interna de difusión (40)
alimenta el sistema de inyección de carburante de la cámara de
combustión y un circuito (46) de circunvalación interno de esta
cámara.
4. Un difusor de acuerdo con una de las
reivindicaciones anteriores, caracterizado porque la chapa
delgada (36) tiene una forma perfilada en sección longitudinal.
5. Un difusor de acuerdo con una de las
reivindicaciones 1 a 3, caracterizado porque la chapa delgada
(36) consta de una fondo (64) en su extremo aguas abajo, en el que
se forman perforaciones (74) que se extienden aguas arriba y que
desembocan sobre una y otra cara alternativamente de la chapa
delgada, para el equilibrado de las presiones de una y otra parte
del separador y al nivel del fondo (64).
6. Un difusor de acuerdo con las
reivindicaciones 1 a 3 y 5, caracterizado porque la chapa
delgada (36) consta de un fondo recto de bordes achaflanados (76)
en su periferia aguas abajo para favorecer la apertura de la venas
de difusión (40, 42).
7. Un difusor de acuerdo con una de las
reivindicaciones anteriores, caracterizado porque los brazos
estructurales (44) forman rectificadores del flujo de aire (38) que
sale del compresor.
8. Un difusor de acuerdo con una de la
reivindicaciones 1 a 6, caracterizado porque unos
rectificadores (66) están dispuestos entre la salida del compresor
y la entrada del difusor (10), por ejemplo entre las prolongaciones
aguas arriba de las paredes de revolución interna y externa del
difusor.
9. Un difusor de acuerdo con una de las
reivindicaciones anteriores, caracterizado porque los brazos
estructurales (44) están perfilados, para reducir las pérdidas de
carga del difusor.
10. Un difusor de acuerdo con una de las
reivindicaciones anteriores, caracterizado porque es de tipo
abierto y consta de un escalón (72) situado entre el extremo aguas
abajo de la pared de revolución interna (32) del difusor y una
pared interna (12) de soporte, y/o un escalón (73) situado entre el
extremo aguas abajo de la pared de revolución externa (34) del
difusor y una pared externa (14) del soporte, formando estos
escalones zonas de recirculación estable del aire a la salida del
difusor.
11. Una cámara de combustión de cabeza simple,
en particular para un turbopropulsor de avión, caracterizada
porque comprende un difusor de acuerdo con una de las
reivindicaciones anteriores.
12. Un turbopropulsor de avión,
caracterizado porque comprende un difusor de acuerdo con una
de las reivindicaciones 1 a 10.
Applications Claiming Priority (2)
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|---|---|---|---|---|
| GB2445952B (en) | 2007-01-25 | 2011-07-20 | Siemens Ag | A gas turbine engine |
| FR2920525B1 (fr) * | 2007-08-31 | 2014-06-13 | Snecma | Separateur pour alimentation de l'air de refroidissement d'une turbine |
| FR2922995B1 (fr) | 2007-10-31 | 2009-12-04 | Snecma | Chambre de combustion annulaire de moteur a turbine a gaz. |
| JP5134680B2 (ja) * | 2008-02-27 | 2013-01-30 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン及びガスタービンの車室開放方法 |
| FR2945589B1 (fr) * | 2009-05-14 | 2015-08-07 | Snecma | Diffuseur. |
| US8387358B2 (en) * | 2010-01-29 | 2013-03-05 | General Electric Company | Gas turbine engine steam injection manifold |
| GB201001974D0 (en) * | 2010-02-08 | 2010-03-24 | Rolls Royce Plc | An outlet guide vane structure |
| US20120027578A1 (en) * | 2010-07-30 | 2012-02-02 | General Electric Company | Systems and apparatus relating to diffusers in combustion turbine engines |
| US9388710B2 (en) | 2012-10-01 | 2016-07-12 | General Electric Company | Exhaust diffuser arrangement for a turbine system and method of redirecting a flow |
| CN103868099B (zh) * | 2012-12-13 | 2016-02-10 | 中航商用航空发动机有限责任公司 | 航空发动机燃烧室及其航空发动机 |
| US10337406B2 (en) | 2013-02-28 | 2019-07-02 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for handling pre-diffuser flow for cooling high pressure turbine components |
| WO2014158243A1 (en) | 2013-03-14 | 2014-10-02 | Rolls-Royce Corporation | Multi-passage diffuser with reactivated boundry layer |
| FR3022597B1 (fr) * | 2014-06-18 | 2016-07-22 | Snecma | Diffuseur a triple flux pour module de turbomachine comprenant des dispositifs de canalisation d'air entre les deux parois de separation du diffuseur |
| US20170044979A1 (en) * | 2015-08-14 | 2017-02-16 | United Technologies Corporation | Pre-diffuser with high cant angle |
| RU2670858C9 (ru) * | 2017-11-17 | 2018-11-13 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя |
| RU2696884C2 (ru) * | 2018-01-11 | 2019-08-07 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (варианты) |
| RU2679337C1 (ru) * | 2018-01-11 | 2019-02-07 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Способ повышения тягово-экономических характеристик сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (варианты) |
| CN111425887B (zh) * | 2019-01-10 | 2021-10-15 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 燃气轮机燃烧室及燃气轮机 |
| CN113983494B (zh) * | 2021-09-22 | 2022-10-21 | 南京航空航天大学 | 一种扩压比智能可调的燃气轮机主燃烧室多通道扩压器 |
| FR3130879B1 (fr) * | 2021-12-22 | 2024-11-08 | Safran Aircraft Engines | Sous-ensemble de turbomachine comportant un col de cygne a configuration amelioree et turbomachine comportant un tel sous-ensemble |
| CN116557905B (zh) * | 2023-05-06 | 2024-07-23 | 清华大学 | 环形扩压器及燃烧室 |
| US20250216078A1 (en) * | 2023-12-29 | 2025-07-03 | Rtx Corporation | Separating airflows within a turbine engine |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB589030A (en) * | 1944-03-21 | 1947-06-10 | Power Jets Res Dev Ltd | Improvements in or relating to gas diffusers |
| US4380895A (en) * | 1976-09-09 | 1983-04-26 | Rolls-Royce Limited | Combustion chamber for a gas turbine engine having a variable rate diffuser upstream of air inlet means |
| US4458479A (en) * | 1981-10-13 | 1984-07-10 | General Motors Corporation | Diffuser for gas turbine engine |
| SU1032866A1 (ru) * | 1981-11-18 | 1995-02-09 | В.И. Фетисов | Диффузор камеры сгорания газотурбинного двигателя |
| US5165850A (en) * | 1991-07-15 | 1992-11-24 | General Electric Company | Compressor discharge flowpath |
| US5211003A (en) * | 1992-02-05 | 1993-05-18 | General Electric Company | Diffuser clean air bleed assembly |
| FR2706534B1 (fr) * | 1993-06-10 | 1995-07-21 | Snecma | Diffuseur-séparateur multiflux avec redresseur intégré pour turboréacteur. |
| DE19503567A1 (de) * | 1995-02-03 | 1996-08-08 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Ringdiffusor für eine Gasturbinen-Brennkammer |
| US5901548A (en) * | 1996-12-23 | 1999-05-11 | General Electric Company | Air assist fuel atomization in a gas turbine engine |
| US6286317B1 (en) * | 1998-12-18 | 2001-09-11 | General Electric Company | Cooling nugget for a liner of a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity |
| GB9917957D0 (en) * | 1999-07-31 | 1999-09-29 | Rolls Royce Plc | A combustor arrangement |
| US6540162B1 (en) * | 2000-06-28 | 2003-04-01 | General Electric Company | Methods and apparatus for decreasing combustor emissions with spray bar assembly |
| US6651439B2 (en) * | 2001-01-12 | 2003-11-25 | General Electric Co. | Methods and apparatus for supplying air to turbine engine combustors |
| US6564555B2 (en) * | 2001-05-24 | 2003-05-20 | Allison Advanced Development Company | Apparatus for forming a combustion mixture in a gas turbine engine |
| GB0229307D0 (en) * | 2002-12-17 | 2003-01-22 | Rolls Royce Plc | A diffuser arrangement |
| RU40670U1 (ru) * | 2004-06-25 | 2004-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
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