(03/02/2020). Solicitante/s: HOLGADO DE JUAN, Miguel Ángel. Inventor/es: HOLGADO DE JUAN,Miguel Ángel.

Combustor para turbina que comprende una pluralidad de cámaras de combustión adosadas formando una configuración anular y con una inclinación orientada según la inclinación de las palas del rotor de la turbina , proporcionando una salida de combustión perpendicular a dichas palas. También comprende al menos un elemento de distribución de combustible con una entrada de combustible y una pluralidad de salidas de combustible , conectadas a una cámara de combustión . La salida de cada cámara de combustión está delimitada lateralmente por unos tabiques inclinados dotados de la misma inclinación que las palas del rotor de la turbina. El aire procedente del compresor se mezcla con la combustión de cada cámara, en la zona de los tabiques inclinados paralelos. Esta configuración aumenta el empuje aplicado a las palas del rotor y por lo tanto su velocidad. Además la invención se refiere a la turbina obtenida que comprende el combustor.

PDF original: ES-2739725_A1.pdf

(09/08/2017). Solicitante/s: Safran Helicopter Engines. Inventor/es: BERTEAU,PATRICK, VERDIER,HUBERT PASCAL, SAVARY,NICOLAS, BERAT,CLAUDE, GRIENCHE,GUY.

Pared anular de cámara de combustión de turbomáquina, teniendo dicha pared un lado frío y un lado caliente, y estando provista de al menos un agujero primario para permitir que un primer caudal de aire que circula por el lado frío de la pared penetre por el lado caliente de la pared para alimentar la combustión de un combustible en el interior de la cámara de combustión , y de una pluralidad de agujeros de refrigeración , teniendo cada uno de ellos un diámetro no superior a 1 mm, para permitir que un segundo caudal de aire que circula por el lado frío de la pared penetre por el lado caliente de la pared para refrigerar el lado caliente de la pared , siendo también apta dicha pluralidad de agujeros de refrigeración para encargarse de la dilución de gases de combustión procedentes de dicho combustión mediante el caudal de aire que penetra por el lado caliente de la pared a través de los agujeros de refrigeración.

PDF original: ES-2640795_T3.pdf

(11/01/2017). Solicitante/s: Safran Helicopter Engines. Inventor/es: BERTEAU,PATRICK, SAVARY,NICOLAS, CARRERE,BERNARD, DUBOURDIEU,JEAN-MARC, NAUDOT,LUDOVIC.

Cámara de combustión anular de turbomáquina que presenta una dirección axial (X), una dirección radial (R) y una dirección acimutal (Y), que comprende una primera pared anular y una segunda pared anular , delimitando cada pared anular al menos una parte del recinto (10a) de la cámara de combustión anular , presentando las primera y segunda paredes elementos complementarios de encajamiento (12d, 14d), presentando la primera pared al menos un primer agujero pasante (12f) mientras que la segunda pared presenta al menos un segundo agujero pasante (14f), comprendiendo la cámara de combustión además al menos un pasador insertado en un par de agujeros que comprende un primer agujero (12f) y un segundo agujero (14f), bloqueando el citado pasador el encajamiento de las primera y segunda paredes , caracterizada por que el citado pasador está formado por un inyector.

PDF original: ES-2670697_T3.pdf