최소 단어 이상 선택하여야 합니다.
최대 10 단어까지만 선택 가능합니다.
다음과 같은 기능을 한번의 로그인으로 사용 할 수 있습니다.
NTIS 바로가기국가/구분 | United States(US) Patent 등록 |
---|---|
국제특허분류(IPC7판) |
|
출원번호 | US-0216029 (2016-07-21) |
등록번호 | US-10094572 (2018-10-09) |
우선권정보 | FR-15 57057 (2015-07-24) |
발명자 / 주소 |
|
출원인 / 주소 |
|
대리인 / 주소 |
|
인용정보 | 피인용 횟수 : 0 인용 특허 : 16 |
A combustion chamber for an aircraft turbomachine includes an annular chamber end wall and an annular row of injection systems mounted in the annular chamber end wall. Each injection system includes at least one air inlet swirler and a main fuel injection nozzle to output a fuel stream centered on a
1. A combustion chamber for an aircraft turbomachine, comprising: an annular chamber end wall and two coaxial annular walls connected to each other by said annular chamber end wall and centred on a longitudinal axis of the combustion chamber; andan annular row of injection systems mounted in the ann
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.