CN109416180A - 用于涡轮发动机中的燃烧器组件及其装配方法 - Google Patents

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Abstract

一种用于燃气涡轮发动机中的燃烧器组件，包括燃烧器衬套，其限定燃烧室，且包括轴向的燃烧部分和弯曲的过渡部分。燃烧衬套还包括内表面和外表面，以及限定在内表面与外表面之间的第一多个冷却通道。燃烧器组件还包括套筒，其基本上包绕燃烧器衬套，使得环形腔体限定在燃烧器衬套与套筒之间。套筒包括限定为通过套筒的第二多个冷却通道，其构造成将流体导引在燃烧器衬套的外表面上。

Description

用于涡轮发动机中的燃烧器组件及其装配方法
技术领域
本公开的领域大体上涉及涡轮发动机，且更具体地涉及用于涡轮发动机中的燃烧器组件。
背景技术
在燃气涡轮发动机中，在压缩机中加压的空气在燃烧器中与燃料混合，以生成热的燃烧气体。能量最初从高压涡轮(HPT)(其对压缩机供能)中的气体提取，且随后从低压涡轮(LPT)(其在涡轮风扇飞行器发动机应用中对风扇供能，或在涡轮螺旋桨飞行器应用中经由齿轮箱而对螺旋桨供能，或在涡轮轴直升机应用中经由齿轮箱而对转子供能，或针对船舶和/或工业应用而对外部轴供能)中的气体提取。大体上，发动机效率随燃烧气体的温度的升高而提高。然而，升高的气体温度使沿着气体流动路径的多种构件的运行温度升高，这又增加了使这样的构件冷却以促进延长它们的使用寿命的需要。
例如，已知的燃烧器包括环形燃烧衬套，其在燃气涡轮发动机的运行期间需要冷却。而且，用在燃气涡轮发动机中的已知的逆流式燃烧器大体上包括需要额外的冷却的大的表面面积。至少一些燃气涡轮发动机使用紧凑的轴向通流燃烧器来减小需要冷却的表面面积量。然而，至少一些已知的燃气涡轮发动机在压缩机与HPT之间具有有限量的轴向空间。在这样的构造中，轴向通流燃烧器不可配合在分配的空间中，因而需要使用具有减小的表面面积和足够的冷却特征的逆流式燃烧器。
发明内容
在一个实施例中，提供了一种用于燃气涡轮发动机中的逆流式燃烧器组件。燃烧器组件包括燃烧器衬套，其限定燃烧室，且包括轴向的燃烧部分和弯曲的过渡部分。燃烧衬套还包括内表面和外表面，以及限定在内表面与外表面之间的第一多个冷却通道。燃烧器组件还包括套筒，其基本上包绕燃烧器衬套，使得环形腔体限定在燃烧器衬套与套筒之间。套筒包括限定为通过套筒的第二多个冷却通道，其构造成将流体导引在燃烧器衬套的外表面上。
在另一个实施例中，提供了一种涡轮发动机。涡轮发动机包括压缩机和与压缩机联接成流动连通的燃烧器。燃烧器包括至少一个逆流式燃烧器组件，其包括燃烧器衬套，燃烧器衬套限定燃烧室，且包括轴向的燃烧部分和弯曲的过渡部分。燃烧衬套还包括内表面和外表面，以及限定在内表面与外表面之间的第一多个冷却通道。燃烧器组件还包括套筒，其基本上包绕燃烧器衬套，使得环形腔体限定在燃烧器衬套与套筒之间。套筒包括限定为通过套筒的第二多个冷却通道，其构造成将流体导引在燃烧器衬套的外表面上。
在又一个实施例中，提供了一种制造用于燃气涡轮发动机中的逆流式燃烧器组件的方法。该方法包括在燃烧器衬套的内表面与外表面之间形成第一多个冷却通道。燃烧器衬套限定燃烧室，且包括轴向的燃烧部分和弯曲的过渡部分。该方法还包括形成通过套筒的第二多个冷却通道，以及将套筒联接到燃烧器衬套，使得套筒基本上包绕燃烧器衬套，以在燃烧器衬套与套筒之间限定环形腔体。第二多个冷却通道构造成将流体导引在燃烧器衬套的外表面上。
附图说明
图1为示例性涡轮发动机的示意图；
图2为可与图1中显示的涡轮发动机一起使用的示例性燃烧器组件的一部分的放大的横截面视图；
图3为图2中显示的燃烧器组件的一部分在燃烧器组件的弯曲的过渡部分处得到的放大的横截面视图。
具体实施方式
在以下说明书和权利要求书中，将提到许多用语，它们应限定为具有以下含义。
单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数个引用对象，除非上下文另外清楚地规定。
“可选的”或“可选地”意味着随后描述的事件或情形可发生或可不发生，且描述包括事件发生的情况和事件不发生的情况。
如本文中遍及说明书和权利要求书而使用的近似语言可适用于修饰可容许变化的任何定量表示，而不导致其涉及的基本功能的改变。相应地，由一个或多个用语(诸如“大约”、“大致”和“基本上”)修饰的值将不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可对应于用于测量该值的仪器的精度。在这里且遍及说明书和权利要求书，范围限制可组合和/或互换。这样的范围被标识，且包括包含在其中的所有子范围，除非上下文或语言另外指示。
如本文使用的那样，除非另外指示，否则用语“轴向的”和“轴向地”指代基本上平行于涡轮发动机的中心线而延伸的方向和取向。而且，用语“径向的”和“径向地”指代基本上垂直于涡轮发动机的中心线而延伸的方向和取向。此外，如本文使用的那样，用语“周向的”和“周向地”指代围绕涡轮发动机的中心线而弓形地延伸的方向和取向。
本公开的实施例涉及一种燃烧器组件，其可与涡轮发动机一起使用，以使燃烧器衬套显著冷却，且具体地使逆流式燃烧器组件显著冷却。更确切地说，本文描述的实施例提供了一种燃烧器衬套，其限定燃烧室，且包括轴向的燃烧部分和弯曲的过渡部分。燃烧衬套还包括内表面和外表面，以及限定在内表面与外表面之间的第一多个冷却通道。燃烧器组件还包括套筒，其基本上包绕燃烧器衬套，使得环形腔体限定在燃烧器衬套与套筒之间。套筒包括限定为通过套筒的第二多个冷却通道，其构造成将流体导引在燃烧器衬套的外表面上。
相应地，燃烧器组件描述了用以提供冲击冷却的完全包封的、双壁的、冲击冷却的多孔衬套和套筒，且相比于已知的逆流式燃烧器组件而能够使燃烧器衬套有效地冷却。此外，本文描述的燃烧器组件包括隔板，其形成具有压差的两个单独的冷却区以优化冷却。而且，通过使燃烧器衬套有效地冷却，可显著减少和/或防止热损坏(诸如烧穿或破裂)、热差应力和/或对燃烧器衬套的损伤。
现在参照附图，其中遍及若干视图，同样的数字指代相同的元件，图1为涡轮发动机10的示意图。在示例性实施例中，涡轮发动机10是逆流式燃气涡轮发动机。尽管示例性实施例示出了逆流式燃气涡轮发动机，但本公开不限于这样的发动机，且本领域普通技术人员将理解，当前公开可结合其它涡轮发动机(诸如但不限于常规流涡轮发动机)来使用。
在示例性实施例中，燃气涡轮发动机10包括压缩机15。压缩机15压缩进入的空气流20，且将压缩空气流20输送至燃烧器组件25。燃烧器组件25使空气20与加压燃料流30混合，且点燃组合的混合物，以产生热的燃烧气体流35。热的燃烧气体流35又被导引至高压涡轮40和低压涡轮42。热的燃烧气体流35驱动涡轮40和42，从而产生机械功。在示例性实施例中，在涡轮40中产生的机械功经由第一轴44而驱动压缩机15，且涡轮42经由第二轴45而驱动外部负载50，诸如发电机、螺旋桨、转子或风扇。
图2为示例性燃烧器组件100的一部分的放大的横截面视图。图3为图2中显示的燃烧器组件100的一部分在弯曲的过渡部分处得到的放大的横截面视图。在示例性实施例中，燃烧器组件100用在燃气涡轮发动机10上，且基本上类似于燃烧器组件25。在示例性实施例中，燃烧器组件100与涡轮40和42且与压缩机区段15联接成流动连通。而且，在示例性实施例中，压缩机区段15包括出口16，其与排放腔体102联接成流动连通。腔体102将空气流104从压缩机区段15向下游而向燃烧器组件100引导。
在示例性实施例中，燃烧器组件100包括基本上为环形的圆顶板106，其至少部分地支承多个空气旋流器108，空气旋流器108由对应的多个燃料喷嘴30来供应燃料流。燃烧器组件100还包括联接到圆顶106的燃烧器衬套110，以及联接到衬套110且基本上包绕衬套110的冲击套筒112。更确切地说，在示例性实施例中，冲击套筒112沿径向远离燃烧器衬套110而联接，使得腔体或环形冷却通路114限定在冲击套筒112与燃烧器衬套110之间。
在示例性实施例中，燃烧器衬套110包括限定环形燃烧室118的内表面116，以及至少部分地限定冷却通路114的外表面120。燃烧衬套110还包括靠近旋流器108的入口122和靠近涡轮区段40的出口124，入口122和出口124在它们之间限定沿着燃烧室118的中心线125延伸的弯曲的长度。类似地，套筒112包括靠近旋流器108的入口126和靠近涡轮区段40的出口128，入口126和出口128在它们之间限定弯曲的长度。衬套110和套筒112的长度基本上相似，使得套筒112延伸衬套110的整个距离，以形成完全包封的、双壁的燃烧器组件100。
衬套110还包括燃烧器部分130和过渡部分132。在示例性实施例中，燃烧器部分130是衬套110的基本上为圆柱形的部分，其相对于发动机10的中心线11而沿轴向定向。过渡部分132是衬套110的弯曲的或更确切地说基本上为环形的部分，其定位在燃烧器部分130的下游。在示例性实施例中，燃料30与空气混合，且在燃烧器部分内点燃，以形成热的燃烧气体，然后通过过渡部分132而将热的燃烧气体向下游导引至涡轮40。如本文描述的那样，衬套110设计成在仍满足规格的同时具有尽可能最小的表面面积。更确切地说，燃烧器部分130包括在圆顶106与过渡点134之间延伸的最小轴向长度L，其不仅使燃料30能够高效地燃烧，而且使燃烧器部分130能够具有将需要冷却的最小的表面面积。类似地，燃烧器部分130在衬套110的径向内部部分与衬套110的径向外部部分之间包括径向高度H。在示例性实施例中，燃烧器部分130的轴向长度L大致是燃烧器部分130的径向高度H的1.0到2.5倍，使得燃烧器部分130仅需要最小的冷却。更确切地说，燃烧器部分130的轴向长度L大致是燃烧器部分130的径向高度H的1.2倍。
在示例性实施例中，套筒112包括限定为通过套筒112的多个冷却通道136。通道136促进将来自腔体102的压缩机放出空气104的一部分导引通过套筒112且到冷却通路114中。在一个实施例中，通道136基本上垂直于套筒112的内表面138和外表面140。备选地，通道136包括通过套筒112的相对于表面138和140的任何取向，以对衬套110提供冲击冷却。而且，通道136围绕套筒112而沿周向隔开，使得通道136沿着套筒112的长度而形成多排。大体上，通道136包括促进如本文描述的套筒112的运行的任何取向和构造。
类似地，衬套110在内表面116与外表面120之间包括限定为通过衬套110的多个冷却通道142。通道142促进将来自冷却通路114内的压缩机放出空气104的至少一部分导引通过衬套110且到燃烧室118中。在示例性实施例中，通道142相对于表面116和120而倾斜地定向，使得当空气离开通道142而进入室118时，空气在内表面116上形成膜。如此，通道142促进对衬套110提供冷却。而且，通道142围绕衬套110而沿周向隔开，使得通道142沿着衬套110的长度而形成多排。大体上，通道142包括促进如本文描述的衬套110的运行的任何取向和构造，但在优选的实施例中，通道142定向成沿室118中的主流的大体方向来引导空气。
在运行期间，涡轮区段40经由轴44而驱动压缩机区段15 (在图1中显示)。当压缩机区段15旋转时，压缩空气104被排放到腔体102中，以用于使涡轮发动机10的构件冷却。更确切地说，空气104经由通道136流过套筒112而到冷却通路114中，使得空气104冲击衬套110的外表面120，以促进使衬套110冷却。在冲击之后，冷却通路114内的空气104基本上在通路114内沿沿着外表面120的第一方向143和不同的第二方向145(在图3中显示)两者而偏转且分散，以提供冷却和/或压力平衡。当空气104沿着外表面120行进时，空气104的至少一部分流过衬套110中的通道142且到燃烧室118中。如以上描述的那样，通道142定向成倾斜地通过衬套110，以提供衬套110的孔对流冷却，且使得空气104在内表面116上形成薄膜，以使内表面116冷却，而不受室118内的热的燃烧气体的影响。
燃烧器衬套110由耐高温金属(诸如但不限于镍铬合金)形成。在另一个实施例中，如本文描述的对衬套110的高效冷却使得能够使用较低耐热性的材料，这降低了构件成本。套筒112由与衬套110相同的金属形成。在另一个实施例中，套筒112由具有较低耐热性的不同的金属形成，因为套筒112不暴露于燃烧气体。大体上，衬套110和套筒112由促进如本文描述的燃烧器组件100的运行的任何金属形成。
在示例性实施例中，燃烧器衬套110包括包括多个稀释开口144a的径向内部部分152，以及包括多个稀释开口144b的径向外部部分154。更确切地说，稀释开口144a和144b在衬套110的燃烧器部分130中形成。在示例性实施例中，衬套110包括单排稀释开口144a和144b。备选地，衬套110包括任何排数和任何图案的稀释开口144a和144b，以促进如本文描述的燃烧器组件100的运行。稀释开口144a和144b彼此沿轴向对齐，且围绕燃烧器部分130的一部分而沿周向隔开。更确切地说，内部部分152上的稀释开口144a相对于外部部分154上的稀释开口144b而沿周向偏移，使得稀释开口144a和144b彼此不相对，以免干扰从其流出的空气流。在示例性实施例中，压缩空气从冷却通路114而被供应至稀释开口144a和144b，且被导引通过稀释开口144a和144b，以完成燃烧反应，且还调节所得的燃烧气体的温度特征。
在示例性实施例中，燃烧器组件100还包括定位在冷却通路114内的隔板146，其沿径向在衬套110与套筒112之间，且沿轴向在燃烧器部分130与过渡部分132之间。在一个实施例中，隔板146与衬套110和套筒112中的一个一体地形成。在另一个实施例中，隔板146为联接在冷却通路114内的单独的构件。而且，在示例性实施例中，隔板146围绕整个衬套110而沿周向延伸。更确切地说，隔板146在整个冷却通路114内沿径向延伸。备选地，隔板146可仅围绕衬套110的径向部分或围绕衬套110的周向部分而延伸。
如以上描述的那样，隔板146沿轴向定位在燃烧器部分130与过渡部分132之间。如此，隔板146限定在冷却通路114内、在隔板146的上游的第一冷却区148，以及在冷却通路114内、在隔板146的下游的第二冷却区150。第一冷却区148与冷却通路114的包绕燃烧器部分130的部分相关联，且第二冷却区150与冷却通路114的包绕过渡部分132的部分相关联。
在示例性实施例中，隔板146防止第一冷却区148内的冷却空气流104的至少一部分向下游行进至第二冷却区150。而且，如以上描述的那样，冷却通路114的在燃烧器部分130的外侧的部分(即第一冷却区148)被供应额外的压缩空气。如此，不允许空气从第一冷却区148流至第二冷却区150的隔板146的阻碍引起第一冷却区148与第二冷却区150之间的压差。更确切地说，第一冷却区148在其中包括冷却空气104的第一压力，且第二冷却区150在其中包括冷却空气104的第二压力，第二压力不同于且低于第一冷却区148内的冷却空气104的压力。
以上描述的燃烧器组件可与涡轮发动机一起使用，以使燃烧器衬套显著冷却，且具体地使逆流式燃烧器组件显著冷却。更确切地说，本文描述的实施例提供了一种燃烧器衬套，其限定燃烧室，且包括轴向的燃烧部分和弯曲的过渡部分。燃烧衬套还包括内表面和外表面，以及限定在内表面与外表面之间的第一多个冷却通道。燃烧器组件还包括套筒，其基本上包绕燃烧器衬套，使得环形腔体限定在燃烧器衬套与套筒之间。套筒包括限定为通过套筒的第二多个冷却通道，其构造成将流体导引在燃烧器衬套的外表面上。
相应地，燃烧器组件描述了完全包封的、双壁的、冲击冷却的多孔衬套和套筒，且相比于已知的逆流式燃烧器组件而能够使燃烧器衬套有效地冷却。此外，本文描述的燃烧器组件包括隔板，其形成具有压差的两个单独的冷却区以优化冷却。而且，通过使燃烧器衬套有效地冷却，可基本上减少和/或防止热损坏(诸如烧穿或破裂)、热差应力和/或对燃烧器衬套的损伤。
以上详细地描述了燃烧器组件的示例性实施例和装配燃烧器组件的方法。燃烧器组件及其装配方法不限于本文描述的具体实施例，而相反，燃烧器组件的构件和/或燃烧器装配的步骤可相对于本文描述的其它构件和/或步骤而独立地且单独地使用。例如，燃烧器组件还可与其它机器和方法组合来使用，且不限于仅与如本文描述的涡轮发动机一起实践。相反，示例性实施例可结合许多其它系统来实施和使用。
尽管本公开的多种实施例的具体特征可在一些附图中显示而在其它附图中未显示，但这仅是为了方便。根据本公开的原理，附图的任何特征可与任何其它附图的任何特征组合来引用和/或要求保护。
本书面描述使用示例来公开本公开(包括最佳模式)，且还使本领域的任何技术人员能够实施本公开(包括制造和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法)。本公开的可取得专利的范围由权利要求书限定，且可包括本领域的技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例具有不异于权利要求书的字面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质性差异的等效结构元件，那么这样的其它示例旨在处于权利要求书的范围内。

Claims (20)

1. 一种用于燃气涡轮发动机中的燃烧器组件，所述燃烧器组件包括：
燃烧器衬套，其限定燃烧室，且包括轴向的燃烧部分和弯曲的过渡部分，其中所述燃烧衬套包括内表面和外表面，以及限定在所述内表面与外表面之间的第一多个冷却通道；以及
套筒，其基本上包绕所述燃烧器衬套，使得环形腔体限定在所述燃烧器衬套与所述套筒之间，其中所述套筒包括限定为通过所述套筒的第二多个冷却通道，所述第二多个冷却通道构造成将流体导引在所述燃烧器衬套的外表面上。
2.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器衬套包括在其间限定第一长度的入口和出口，并且其中，所述套筒包括在其间限定第二长度的入口和出口，所述第二长度基本上等于所述第一长度。
3.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器部分包括限定为通过所述燃烧器部分的多个稀释开口。
4.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述第一多个冷却通道相对于所述燃烧器衬套的内表面和外表面而倾斜地定向。
5.根据权利要求4所述的燃烧器组件，其特征在于，所述第二多个冷却通道垂直于所述套筒而定向。
6.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器组件进一步包括定位在所述燃烧器衬套与所述套筒之间的所述腔体内的隔板。
7.根据权利要求6所述的燃烧器组件，其特征在于，所述隔板在所述腔体内围绕整个所述燃烧器衬套而沿周向延伸。
8.根据权利要求6所述的燃烧器组件，其特征在于，所述隔板包括所述套筒的一部分。
9.根据权利要求6所述的燃烧器组件，其特征在于，所述隔板沿轴向定位在所述燃烧部分与所述过渡部分之间，使得所述隔板限定在所述腔体内、在所述隔板的上游的第一冷却区，以及在所述腔体内、在所述隔板的下游的第二冷却区，其中所述隔板引起所述第一冷却区与所述第二冷却区之间的压差。
10. 一种涡轮发动机，其包括：
压缩机；以及
与所述压缩机联接成流动连通的燃烧器，所述燃烧器包括至少一个燃烧器组件，其包括：
燃烧器衬套，其限定燃烧室，且包括轴向的燃烧部分和弯曲的过渡部分，其中所述燃烧衬套包括内表面和外表面，以及限定在所述内表面与外表面之间的第一多个冷却通道；以及
套筒，其基本上包绕所述燃烧器衬套，使得环形腔体限定在所述燃烧器衬套与所述套筒之间，其中所述套筒包括限定为通过所述套筒的第二多个冷却通道，所述第二多个冷却通道构造成将流体导引在所述燃烧器衬套的外表面上。
11.根据权利要求10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述燃烧器衬套包括在其间限定第一长度的入口和出口，并且其中，所述套筒包括在其间限定第二长度的入口和出口，所述第二长度基本上等于所述第一长度。
12.根据权利要求10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述燃烧器部分包括径向内部部分和径向外部部分，所述径向内部部分具有限定为通过所述径向内部部分的第一多个沿周向隔开的稀释开口，所述径向外部部分包括限定为通过所述径向外部部分的第二多个沿周向隔开的稀释开口。
13.根据权利要求12所述的涡轮发动机，其特征在于，所述第一多个稀释开口相对于所述第二多个稀释开口而沿周向偏移，且与所述第二多个稀释开口沿轴向对齐。
14.根据权利要求10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机进一步包括定位在所述燃烧器衬套与所述套筒之间的所述腔体内的隔板。
15.根据权利要求14所述的涡轮发动机，其特征在于，所述隔板沿轴向定位在所述燃烧部分与所述过渡部分之间，使得所述隔板限定在所述腔体内、在所述隔板的上游的第一冷却区，以及在所述腔体内、在所述隔板的下游的第二冷却区，其中所述隔板引起所述第一冷却区与所述第二冷却区之间的压差。
16.根据权利要求10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述第一多个冷却通道相对于所述燃烧器衬套的内表面和外表面而倾斜地定向，并且其中，所述第二多个冷却通道垂直于所述套筒而定向。
17.一种制造用于燃气涡轮发动机中的燃烧器组件的方法，所述方法包括：
在燃烧器衬套的内表面与外表面之间形成第一多个冷却通道，其中所述燃烧器衬套限定燃烧室，且包括轴向的燃烧部分和弯曲的过渡部分；
形成通过套筒的第二多个冷却通道；以及
将所述套筒联接到所述燃烧器衬套，使得所述套筒基本上包绕所述燃烧器衬套，以在所述燃烧器衬套与所述套筒之间限定环形腔体，其中所述第二多个冷却通道构造成将流体导引在所述燃烧器衬套的外表面上。
18.根据权利要求17所述的方法，其特征在于，将所述套筒联接到所述燃烧器衬套包括将所述套筒联接到所述燃烧器衬套，使得所述套筒延伸所述燃烧器衬套的整个长度。
19.根据权利要求17所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括将隔板联接在所述燃烧器衬套与所述套筒之间的所述腔体内。
20.根据权利要求17所述的方法，其特征在于，将隔板联接在所述燃烧器衬套与所述套筒之间的所述腔体内包括将所述隔板沿轴向联接在所述燃烧部分与所述过渡部分之间，使得所述隔板限定在所述腔体内、在所述隔板的上游的第一冷却区，以及在所述腔体内、在所述隔板的下游的第二冷却区，其中所述隔板引起所述第一冷却区与所述第二冷却区之间的压差。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11859819B2 (en) 2021-10-15 2024-01-02 General Electric Company Ceramic composite combustor dome and liners

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3111414B1 (fr) * 2020-06-15 2022-09-02 Safran Helicopter Engines Production par fabrication additive de pièces complexes

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5758504A (en) * 1996-08-05 1998-06-02 Solar Turbines Incorporated Impingement/effusion cooled combustor liner
US20020116929A1 (en) * 2001-02-26 2002-08-29 Snyder Timothy S. Low emissions combustor for a gas turbine engine
US20040211188A1 (en) * 2003-04-28 2004-10-28 Hisham Alkabie Noise reducing combustor
US20140311152A1 (en) * 2009-04-09 2014-10-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Reverse flow ceramic matrix composite combustor
CN102644935B (zh) * 2011-02-18 2015-09-23 通用电气公司 涡轮发动机和用于涡轮发动机中的燃烧器组件

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3844116A (en) 1972-09-06 1974-10-29 Avco Corp Duct wall and reverse flow combustor incorporating same
US4573315A (en) 1984-05-15 1986-03-04 A/S Kongsberg Vapenfabrikk Low pressure loss, convectively gas-cooled inlet manifold for high temperature radial turbine
US4719748A (en) * 1985-05-14 1988-01-19 General Electric Company Impingement cooled transition duct
FR2670869B1 (fr) 1990-12-19 1994-10-21 Snecma Chambre de combustion comportant deux enceintes successives.
US5687572A (en) * 1992-11-02 1997-11-18 Alliedsignal Inc. Thin wall combustor with backside impingement cooling
US7036316B2 (en) * 2003-10-17 2006-05-02 General Electric Company Methods and apparatus for cooling turbine engine combustor exit temperatures
US7950233B2 (en) * 2006-03-31 2011-05-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor
US8646276B2 (en) * 2009-11-11 2014-02-11 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine with enhanced cooling
US8443610B2 (en) 2009-11-25 2013-05-21 United Technologies Corporation Low emission gas turbine combustor
US9625153B2 (en) 2010-11-09 2017-04-18 Opra Technologies B.V. Low calorific fuel combustor for gas turbine
US9080770B2 (en) * 2011-06-06 2015-07-14 Honeywell International Inc. Reverse-flow annular combustor for reduced emissions
US8864492B2 (en) 2011-06-23 2014-10-21 United Technologies Corporation Reverse flow combustor duct attachment
US9182122B2 (en) * 2011-10-05 2015-11-10 General Electric Company Combustor and method for supplying flow to a combustor
KR101556532B1 (ko) 2014-01-16 2015-10-01 두산중공업 주식회사 냉각슬리브를 포함하는 라이너, 플로우슬리브 및 가스터빈연소기
EP2960436B1 (en) * 2014-06-27 2017-08-09 Ansaldo Energia Switzerland AG Cooling structure for a transition piece of a gas turbine
US9976487B2 (en) * 2015-12-22 2018-05-22 General Electric Company Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5758504A (en) * 1996-08-05 1998-06-02 Solar Turbines Incorporated Impingement/effusion cooled combustor liner
US20020116929A1 (en) * 2001-02-26 2002-08-29 Snyder Timothy S. Low emissions combustor for a gas turbine engine
US20040211188A1 (en) * 2003-04-28 2004-10-28 Hisham Alkabie Noise reducing combustor
US20140311152A1 (en) * 2009-04-09 2014-10-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Reverse flow ceramic matrix composite combustor
CN102644935B (zh) * 2011-02-18 2015-09-23 通用电气公司 涡轮发动机和用于涡轮发动机中的燃烧器组件

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11859819B2 (en) 2021-10-15 2024-01-02 General Electric Company Ceramic composite combustor dome and liners

Also Published As

Publication number Publication date
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US10690345B2 (en) 2020-06-23
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