CN110529257A - 用于燃气涡轮发动机的流体歧管阻尼器 - Google Patents

用于燃气涡轮发动机的流体歧管阻尼器 Download PDF

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Abstract

一种用于燃气涡轮发动机的流体歧管组件，该流体歧管组件包括壁式导管组件，该壁式导管组件在其内限定流体通道。流体通道限定由长度分开的一对端部。连接导管联接到流体通道的端部并联接到流体通道的长度。

Description

用于燃气涡轮发动机的流体歧管阻尼器
技术领域
本主题大体涉及燃气涡轮发动机流体歧管组件。更具体地，本主题涉及用于燃气涡轮发动机流体歧管组件的阻尼结构。
背景技术
燃气涡轮发动机通常包括从联接到多个燃料喷嘴的流体歧管组件接收燃料的燃烧系统。由于燃料通过流体歧管组件的流动或压力，来自燃烧系统的压力振荡和/或通常来自发动机的动态(例如振动，噪音或谐波)，流体歧管组件可在各种发动机操作条件下经历高幅度动态(例如，压力振荡，振动，谐波)。例如，发动机操作条件可包括由航空发动机的着陆/起飞循环(LTO)或工业，船舶，辅助动力单元，涡轮螺旋桨发动机或涡轮轴结构的类似范围限定的那些。发动机操作条件可以包括通常较低动力的点火/启动和怠速操作，通常较高的动力起飞和爬升条件，以及其间的其他动力条件，例如巡航和进近。当发动机在这些和其他各种操作条件下操作时，燃料压力和通过流体歧管组件到燃烧系统的流动变化，这可能导致一个或多个共振条件，其可能扰乱燃料流到燃烧系统并对发动机操作产生不利影响，直至并包括燃烧损失。未减轻的流体歧管组件动力学也可能导致流体歧管组件的结构损坏。
压力振荡通常发生在燃气涡轮发动机的燃烧系统中，由燃烧室内的燃料和空气混合物的燃烧产生。虽然标称压力振荡是燃烧的副产物，但是在稀薄条件下通常操作燃烧系统可能产生增加的压力振荡幅度，例如减少燃烧排放，或者不稳定的热释放和声/压力波动之间的耦合，燃烧系统的整体声学特性和燃烧室内的瞬态流体动态。高幅度的压力振荡可以传播到流体歧管组件。这些压力振荡可能导致强烈的单频或多频主导声波，其可能在燃烧系统内传播并传播到流体歧管组件，从而引起流体歧管组件中的振动，这可能导致流体歧管组件内的燃料的流动或压力的振荡。或者，燃料流或压力的振荡可以从流体歧管组件传播到燃料喷嘴并且加剧燃烧系统内的压力振荡。低频声波(例如在发动机启动期间和/或在低动力到怠速操作条件期间发生的那些)和/或较高频率波(其可能在其他操作条件下发生)可以降低发动机的可操作性裕度，可能增加外部燃烧噪音，振动或谐波，或引起火焰损失。增加的压力振荡通常可能损坏燃烧系统，或加速燃烧系统、流体歧管组件或发动机的结构退化，从而导致发动机故障或增加的发动机维护成本。
因此，需要一种用于阻尼流体歧管组件以衰减发动机处的动态的系统，该系统可减轻可操作裕度的损失，噪声、振动或谐波的增加，或流体歧管、燃烧系统，或发动机的结构退化。
发明内容
本发明的方面和优点将部分地在以下描述中阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过实践本发明来学习。
本公开的一个方面涉及一种用于燃气涡轮发动机的流体歧管组件，该流体歧管组件包括在其中限定流体通道的壁式导管组件。流体通道限定由长度分开的一对端部。连接导管联接到流体通道的端部并联接到流体通道的长度。
在一个实施例中，连接导管基本上垂直于流体通道的长度地联接。
在另一个实施例中，连接导管限定至少一个基本上90度的弯曲部。
在又一个实施例中，壁式导管限定第一直径，并且连接导管至少部分地限定第二直径。第二直径在第一直径的约0.2至约1.5倍之间。
在又一个实施例中，连接导管至少部分地限定锥形几何形状，该锥形几何形状在连接导管处限定多个直径。
在又一个实施例中，连接导管限定参量振荡器。
在各种实施例中，壁式导管组件还包括第一壁式导管，第一壁式导管在其内限定第一流体通道，其中第一流体通道限定由第一长度分开的一对第一端部。壁式导管组件还包括第二壁式导管，第二壁式导管在其内限定第二流体通道，其中第二流体通道限定由第二长度分开的一对第二端部。连接导管联接到第一壁式导管和第二壁式导管，在第一流体通道和第二流体通道之间流体连通。
在一个实施例中，连接导管联接到第一壁式导管的第一端部和第二壁式导管的第二长度。
在另一个实施例中，连接导管联接到第二壁式导管的第二端部和第一壁式导管的第一长度。
在又一个实施例中，第一长度是第二长度的整数倍或分数。
本公开的另一方面涉及一种燃气涡轮发动机，其包括燃烧系统和流体歧管组件。
参考以下描述和所附权利要求，将更好地理解本发明的这些和其他特征，方面和优点。包含在本说明书中并构成其一部分的附图示出了本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
附图说明
在说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本发明的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其参考附图，其中：
图1是结合有流体歧管组件的示例性实施例和阻尼器的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面视图；和
图2-6是图1中所示的发动机的流体歧管组件的示例性实施例。
在本说明书和附图中重复使用的附图标记旨在表示本发明的相同或类似的特征或元件。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。提供每个实施例是为了解释本发明，而不是限制本发明。事实上，对于本领域技术人员来说显而易见的是，在不脱离本发明的范围或精神的情况下，可以在本发明中进行各种修改和变化。例如，作为一个实施例的一部分示出或描述的特征可以与另一个实施例一起使用，以产生又一个实施例。因此，本发明旨在覆盖落入所附权利要求及其等同物的范围内的这些修改和变化。
如本文所使用的，术语“第一”，“第二”和“第三”可以互换使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。
大体提供流体歧管组件的实施例，其可以减弱跨发动机条件的流体歧管组件动态。本文大体提供的流体歧管组件的各种实施例可以随着流体流动和/或压力在各种发动机条件下变化或随着燃烧动态变化而衰减动态(例如，振动，噪声，谐波等)。
现在参考附图，图1是示例性高旁通涡轮风扇发动机10的示意性局部横截面侧视图，其在本文中被称为“发动机10”，其可以结合本公开的各种实施例。尽管下面参考涡轮风扇发动机进一步描述，但是本公开一般也适用于涡轮机械，包括涡轮喷气发动机，涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴燃气涡轮发动机，包括船用和工业涡轮发动机和辅助动力单元。如图1所示，发动机10具有纵向或轴向中心线轴线12，该轴线12延伸穿过其中以用于参考目的并且通常沿纵向方向L。发动机10还限定了从轴向中心线12延伸的径向方向R和围绕轴向中心线12的周向方向C。通常，发动机10可包括风扇组件14和设置在风扇组件14下游的核心发动机16。
核心发动机16通常可包括基本上管状的外壳18，其限定环形入口20。外壳18以串行流动关系包围或至少部分地形成：压缩机区段，其具有增压器或低压(LP)压缩机22，高压(HP)压缩机24；燃烧系统26；涡轮区段，其包括高压(HP)涡轮28，低压(LP)涡轮30；和喷射排气喷嘴区段32。高压(HP)转子轴34将HP涡轮28驱动地连接到HP压缩机24。低压(LP)转子轴36将LP涡轮30驱动地连接到LP压缩机22。LP转子轴36还可以连接到风扇组件14的风扇轴38。在特定实施例中，如图1所示，LP转子轴36可以通过减速齿轮40连接到风扇轴38，例如以间接驱动或齿轮传动构造。在其他实施例中，发动机10还可包括中压(IP)压缩机和可与中间轴一起旋转的涡轮。
如图1所示，风扇组件14包括多个风扇叶片42，风扇叶片42联接到风扇轴38并且从风扇轴38径向向外延伸。环形风扇壳体或机舱44周向地围绕风扇组件14和/或核心发动机16的至少一部分。在一个实施例中，机舱44可以通过多个周向间隔开的出口导向轮叶或支柱46相对于核心发动机16而被支撑。此外，机舱44的至少一部分可以在核心发动机16的外部分上延伸，以便在它们之间限定旁路气流通道48。
在发动机10的操作期间，由箭头74示意性指示的一定体积的空气通过机舱44和/或风扇组件14的相关入口76进入发动机10。当空气74穿过风扇叶片42时，如箭头78示意性所示的一部分空气被引导或路由到旁路气流通道48中，而如箭头80示意性所示的另一部分空气被引导或路由到LP压缩机22中。当空气80流过LP和HP压缩机22,24朝向燃烧系统26时，空气80逐渐被压缩。如箭头82示意性所示的现在压缩的空气流过燃烧系统26。
发动机10包括通常围绕燃烧系统26的流体歧管组件90，其将加压流体(例如液体或气体燃料)输送到燃烧系统26。流体歧管组件90联接到通过燃烧系统26设置的多个燃料喷嘴，以将燃料输送到发动机10中并与压缩空气82混合并在燃烧系统26内点燃以产生燃烧气体，如箭头86示意性所示。
仍然参考图1，在燃烧系统26中产生的燃烧气体86流入HP涡轮28，从而使HP转子轴34旋转，从而支撑HP压缩机24的操作。然后燃烧气体86被导向通过LP涡轮30，从而使LP转子轴36旋转，从而支撑LP压缩机22的操作和/或风扇轴38的旋转。然后燃烧气体86通过核心发动机16的喷射排气喷嘴区段32排出，以提供推进力。
现在参考图2-3，大体提供流体歧管组件90的示例性示意图。流体歧管组件90包括壁式导管组件100，其中限定了流体通道105。壁式导管组件100在流体通道105处限定一对端部103，该端部103由长度107分开。流体歧管组件90还包括连接导管130，连接导管130联接到端部103和流体通道105的长度107。
在各种实施例中，连接导管130沿着流体通道105的长度107基本上垂直地(例如，在箭头99处示出)联接到壁式导管组件100。例如，连接导管130在壁式导管组件100的端部103处与流体通道105流体连通地联接。连接导管130还沿着壁式导管组件100的长度107与流体通道105流体连通地联接。在各种实施例中，连接导管130联接到端部103，基本上与流体通道105同向。
在各种实施例中，连接导管130可以沿着壁式导管组件100的长度107在流体通道105的基本上任何位置处联接。例如，参考图3，连接导管130可以在壁式导管组件100的端部103处与流体通道105流体连通地联接，例如在p1和p5处示意性地示出。在各种实施例中，连接导管130另外沿着流体通道105的长度107流体连通地联接，例如靠近p2，p3或p4。作为另一个例子，p2和p4可各自限定在距壁式导管组件100的近端103的长度107的大约25％内。作为又一个例子，p3可以限定在距壁式导管组件100的端部103的长度107的大约50％处。这样，在各种实施例中，连接导管130联接到壁式导管组件100的端部103并且沿着长度107在壁式导管组件100的端部103之间。
返回参照图2-3，在一个实施例中，连接导管130在端部103与壁式导管组件100的长度107的附接有连接导管130的部分之间限定至少一个基本上90度的弯曲部97。在各种实施例中，壁式导管组件100限定第一直径109，并且连接导管130至少部分地限定第二直径111。第二直径111是第一直径109的0.2至1.5倍。
在另一实施例中，连接导管130的至少一部分限定锥形几何形状112。例如，连接导管130处的锥形几何形状112可以在连接导管130处朝向壁式导管组件100的端部103和/或长度107限定减小的直径。
在其他各种实施例中，连接导管130限定参量振荡器。例如，在包括流体歧管组件90的发动机10的操作期间，可以至少部分地由于流体流过流体通道105而发生振动。当从流体通道105通过连接导管130向流体通道105垂直于限定共振频率的第一频率f的振动方向地施加足够高的振动幅度时，由于两个振动的非线性相互作用，可以实现频率f振动的分频或倍频(例如，f/2，f，2f等)。例如，流体通道105内的箭头101描绘了相对于箭头102限定第一频率的振动方向，箭头102描绘了垂直方向，在该垂直方向上，高振幅振动(描绘频率f的分频或倍频)被施加到流体通道105。这样，流体振荡经由连接导管130传递回到流体通道105中，从而以非耗散的方式包含或以其他方式减轻流体歧管组件90中的声共振。
现在参考图4-6，大体提供流体歧管组件90的其他示例性实施例。关于图4-6提供的示例性实施例基本上类似地构造，例如关于图2-3所描述的。关于图4-6中大体提供的实施例，壁式导管组件100包括第一壁式导管110，第一壁式导管110在其内限定第一流体通道115。第一壁式导管110在第一流体通道115处限定一对第一端部113，第一端部113由第一长度117隔开。壁式导管组件100还包括第二壁式导管120，第二壁式导管120在其内限定第二流体通道125。第二壁式导管120在第二流体通道125处限定一对第二端部123，第二端部123由第二长度127隔开。
应当理解，第一和第二壁式导管110,120的各种实施例可以被构造成例如关于图2-3所示和所述的壁式导管组件100所示出和描述的。此外，第一和第二端部113,123可以构造成例如关于图2-3所示和所述的壁式导管组件100的端部103所示和所述的。更进一步地，第一和第二长度117,127可以被构造成例如关于图2-3所示和所述的壁式导管组件100的长度107所描述的。
仍参照图4-6，连接导管130联接到第一壁式导管110和第二壁式导管120，在第一流体通道115和第二流体通道125之间流体连通。在各种实施例中，例如关于图4所示，连接导管130联接到第二壁式导管120的第二端部123和第一壁式导管110的第一长度117。在一个实施例中，第一壁式导管110可以限定第一长度117，其大于第二壁式导管120的第二长度127。例如，第一长度117可以是第二长度127的两倍或更大。
在其它各种实施例中，例如关于图5所示，连接导管130联接到第一壁式导管110的第一端部113和第二壁式导管120的第二长度127。在一个实施例中，第一壁式导管110可以限定第一长度117，其小于第二壁式导管120的第二长度127。例如，第一长度117可以是第二长度127的一半或更小。
返回参考图4-6，在各种实施例中，第一壁式导管110限定第一直径109，第二壁式导管120限定第二直径111。第二直径111是第一直径109的0.2至1.5倍。
本文总体上示出和描述的流体歧管组件90的实施例可以实施为燃烧系统26的液体和/或气体燃料系统，其提供燃料以与压缩空气82混合以产生燃烧气体86。其他实施例可以实施为涡轮间燃烧器的液体和/或气体燃料系统(例如，在涡轮区段31处)或后燃烧排气或增压器系统(例如，在排气喷嘴32处)，以便使液体和/或气体燃料与图1中所示的燃烧气体86混合并且燃烧。总体提供的流体歧管组件90的实施例可以减轻燃料耦合动态，从而减轻发动机10和燃烧系统26处的耐久性退化。这里总体提供的实施例减轻了流体歧管组件90与燃烧系统26处的燃烧动态之间的声共振(即，在燃烧系统26处燃料和空气混合物燃烧期间产生的振动，声学，噪声等)。流体歧管组件90的实施例通常可在不同操作条件或燃烧动态模式(例如，进入燃烧系统26的空气82的各种压力和/或温度下的燃料/空气混合物)下提供声共振的被动非耗散减轻。
流体歧管组件90的其他实施例可以在发动机10的润滑剂或液压系统处实施，或者在发动机10的空气或气体供应系统处实施(例如，引气，冷却空气，阻尼空气，等)。因此，流过流体歧管组件90的流体的各种实施例可包括液体或气体燃料，通常为润滑剂或油基溶液，液压流体，气体(例如，空气，惰性气体)，水或水基溶液，或其组合。
流体歧管组件90的全部或一部分可以是单个整体部件的一部分，并且可以由本领域技术人员公知的任何数量的处理制造。这些制造处理包括但不限于称为“增材制造”或“3D打印”的制造处理。另外，可以使用任何数量的铸造，机加工，焊接，钎焊或烧结处理，或其任何组合来单独地或整体地构造流体歧管组件90的一个或多个部分，例如但不限于第一壁式导管110，第二壁式导管120和连接导管130。此外，流体歧管组件90可以构成一个或多个单独部件，该一个或多个单独部件机械联接(例如，通过使用螺栓，螺母，铆钉，或螺钉，或焊接或钎焊处理，或其组合)，或者定位在空间中以实现基本相似的几何，空气动力学或热力学结果，好像制造或组装成一个或多个部件一样。合适材料的非限制性实例包括高强度钢，镍和钴基合金，和/或金属或陶瓷基质复合物，或其组合。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等效结构元件，则这些其他示例意图在权利要求的范围内。
本发明的各种特征，方面和优点也可以体现在以下条项中描述的各种技术方案中，这些方案可以以任何组合方式组合：
1.一种用于燃气涡轮发动机的流体歧管组件，其特征在于，所述流体歧管组件包括：
壁式导管组件，所述壁式导管组件在其中限定流体通道，其中所述流体通道限定由长度分开的一对端部；和
连接导管，所述连接导管联接到所述流体通道的所述端部并联接到所述流体通道的所述长度。
2.根据条项1所述的流体歧管组件，其特征在于，其中，所述连接导管基本上垂直于所述流体通道的所述长度被联接。
3.根据条项1所述的流体歧管组件，其特征在于，其中所述连接导管限定至少一个基本上90度的弯曲部。
4.根据条项1所述的流体歧管组件，其中所述壁式导管组件限定第一直径，并且所述连接导管至少部分地限定第二直径，并且其中所述第二直径在所述第一直径的约0.2至约1.5倍之间。
5.根据条项1所述的流体歧管组件，其特征在于，其中，所述连接导管至少部分地限定锥形几何形状，所述锥形几何形状在所述连接导管处限定多个直径。
6.根据条项1所述的流体歧管组件，其特征在于，其中所述连接导管限定参量振荡器。
7.根据条项1所述的流体歧管组件，其特征在于，其中所述壁式导管组件包括：
第一壁式导管，所述第一壁式导管在其中限定第一流体通道，其中所述第一流体通道限定由第一长度分开的一对第一端部；和
第二壁式导管，所述第二壁式导管在其中限定第二流体通道，其中所述第二流体通道限定由第二长度分开的一对第二端部，其中所述连接导管联接到所述第一壁式导管和所述第二壁式导管，在所述第一流体通道和所述第二流体通道之间流体连通。
8.根据条项7所述的流体歧管组件，其特征在于，其中所述连接导管联接到所述第一壁式导管的所述第一端部和所述第二壁式导管的所述第二长度。
9.根据条项7所述的流体歧管组件，其特征在于，其中所述连接导管联接到所述第二壁式导管的所述第二端部和所述第一壁式导管的所述第一长度。
10.根据条项7所述的流体歧管组件，其特征在于，其中所述第一长度是所述第二长度的整数倍或分数。
11.一种燃气涡轮发动机，其特征在于，所述发动机包括：
燃烧系统，其中所述燃烧系统包括燃料喷嘴和流体歧管组件，其中所述流体歧管组件通过所述燃料喷嘴向燃烧室提供燃料，所述流体歧管组件包括：
壁式导管组件，所述壁式导管组件在其中限定流体通道，其中所述流体通道限定由长度分开的一对端部，和
连接导管，所述连接导管联接到所述流体通道的所述端部并联接到所述流体通道的所述长度。
12.根据条项11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述连接导管基本上垂直于所述流体通道的所述长度被联接。
13.根据条项11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述连接导管限定至少一个基本上90度的弯曲部。
14.根据条项11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述壁式导管限定第一直径，并且所述连接导管至少部分地限定第二直径，并且其中所述第二直径在所述第一直径的约0.2至约1.5倍之间。
15.根据条项11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述连接导管至少部分地限定锥形几何形状，所述锥形几何形状在所述连接导管处限定多个直径。
16.根据条项11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述连接导管限定参量振荡器。
17.根据条项11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述壁式导管组件包括：
第一壁式导管，所述第一壁式导管在其中限定第一流体通道，其中所述第一流体通道限定由第一长度分开的一对第一端部；和
第二壁式导管，所述第二壁式导管在其中限定第二流体通道，其中所述第二流体通道限定由第二长度分开的一对第二端部，其中所述连接导管联接到所述第一壁式导管和所述第二壁式导管，在所述第一流体通道和所述第二流体通道之间流体连通。
18.根据条项17所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述连接导管联接到所述第一壁式导管的所述第一端部和所述第二壁式导管的所述第二长度。
19.根据条项17所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述连接导管联接到所述第二壁式导管的所述第二端部和所述第一壁式导管的所述第一长度。
20.根据条项17所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述第一长度是所述第二长度的整数倍或分数。

Claims (10)

1.一种用于燃气涡轮发动机的流体歧管组件，其特征在于，所述流体歧管组件包括：
壁式导管组件，所述壁式导管组件在其中限定流体通道，其中所述流体通道限定由长度分开的一对端部；和
连接导管，所述连接导管联接到所述流体通道的所述端部并联接到所述流体通道的所述长度。
2.根据权利要求1所述的流体歧管组件，其特征在于，其中，所述连接导管基本上垂直于所述流体通道的所述长度被联接。
3.根据权利要求1所述的流体歧管组件，其特征在于，其中所述连接导管限定至少一个基本上90度的弯曲部。
4.根据权利要求1所述的流体歧管组件，其中所述壁式导管组件限定第一直径，并且所述连接导管至少部分地限定第二直径，并且其中所述第二直径在所述第一直径的约0.2至约1.5倍之间。
5.根据权利要求1所述的流体歧管组件，其特征在于，其中，所述连接导管至少部分地限定锥形几何形状，所述锥形几何形状在所述连接导管处限定多个直径。
6.根据权利要求1所述的流体歧管组件，其特征在于，其中所述连接导管限定参量振荡器。
7.根据权利要求1所述的流体歧管组件，其特征在于，其中所述壁式导管组件包括：
第一壁式导管，所述第一壁式导管在其中限定第一流体通道，其中所述第一流体通道限定由第一长度分开的一对第一端部；和
第二壁式导管，所述第二壁式导管在其中限定第二流体通道，其中所述第二流体通道限定由第二长度分开的一对第二端部，其中所述连接导管联接到所述第一壁式导管和所述第二壁式导管，在所述第一流体通道和所述第二流体通道之间流体连通。
8.根据权利要求7所述的流体歧管组件，其特征在于，其中所述连接导管联接到所述第一壁式导管的所述第一端部和所述第二壁式导管的所述第二长度。
9.根据权利要求7所述的流体歧管组件，其特征在于，其中所述连接导管联接到所述第二壁式导管的所述第二端部和所述第一壁式导管的所述第一长度。
10.根据权利要求7所述的流体歧管组件，其特征在于，其中所述第一长度是所述第二长度的整数倍或分数。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11506125B2 (en) * 2018-08-01 2022-11-22 General Electric Company Fluid manifold assembly for gas turbine engine

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4402184A (en) * 1980-12-08 1983-09-06 International Harvester Company Gas turbine engines
US5263314A (en) * 1992-09-28 1993-11-23 General Motors Corporation Fuel leakage protection system for gas turbine engine
CN203847250U (zh) * 2012-11-14 2014-09-24 通用电气公司 涡轮机和涡轮机的分级燃烧系统
CN104379879A (zh) * 2012-06-15 2015-02-25 通用电气公司 流体管道
US20150322862A1 (en) * 2014-05-07 2015-11-12 Rolls-Royce Plc Fuel manifold and fuel injector arrangement for a combustion chamber
CN204984607U (zh) * 2014-05-02 2016-01-20 通用电气公司 燃料供应系统和燃气涡轮系统
CN106338085A (zh) * 2015-07-07 2017-01-18 通用电气公司 燃气涡轮发动机、及其所用的燃烧器筒组件以及制造方法
US20170254541A1 (en) * 2014-09-12 2017-09-07 Siemens Aktiengesellschaft Burner comprising a fluidic oscillator, for a gas turbine, and a gas turbine comprising at least one such burner

Family Cites Families (75)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US867757A (en) 1906-11-09 1907-10-08 Conservierungs Ges Fuer Nahrungs Und Genussmittel Mit Beschraenkter Haftung Deutsche Pitch substitute and process for making the same.
US3501914A (en) * 1967-07-14 1970-03-24 Exxon Research Engineering Co Hydrocarbon fuel powered vehicle employing emulsified fuel
US3416320A (en) * 1967-07-14 1968-12-17 Exxon Research Engineering Co Turbo-jet propulsion method using emulsified fuels and demulsification
FR2122308B1 (zh) * 1971-01-19 1976-03-05 Snecma Fr
US3793838A (en) 1972-09-05 1974-02-26 Gen Electric Augmenter fuel injection mounting system
US3991561A (en) * 1975-06-19 1976-11-16 Curtiss-Wright Corporation Dual-fuel feed system for a gas turbine engine
US4862693A (en) 1987-12-10 1989-09-05 Sundstrand Corporation Fuel injector for a turbine engine
US5119636A (en) * 1989-12-21 1992-06-09 Sundstrand Corporation Fuel injector for a turbine engine
US5168698A (en) 1991-04-22 1992-12-08 General Electric Company Fuel manifold system for gas turbine engines
US5211005A (en) * 1992-04-16 1993-05-18 Avco Corporation High density fuel injection manifold
US5273249A (en) 1992-11-12 1993-12-28 General Electric Company Slide joint bracket
US5369952A (en) 1993-07-20 1994-12-06 General Electric Company Variable friction force damper
DE19815914B4 (de) * 1998-04-09 2005-05-04 Alstom Verteiler
US6367240B1 (en) * 1998-06-22 2002-04-09 General Electric Company Air manifold system
US6339924B1 (en) * 1999-12-20 2002-01-22 General Electric Company Method and apparatus for encapsulating gas turbine engine fuel connections
US6487860B2 (en) * 2000-12-08 2002-12-03 General Electric Company Turbine engine fuel supply system
US6536457B2 (en) 2000-12-29 2003-03-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Fluid and fuel delivery systems reducing pressure fluctuations and engines including such systems
US7234304B2 (en) 2002-10-23 2007-06-26 Pratt & Whitney Canada Corp Aerodynamic trip to improve acoustic transmission loss and reduce noise level for gas turbine engine
US7302802B2 (en) 2003-10-14 2007-12-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Aerodynamic trip for a combustion system
US7350357B2 (en) 2004-05-11 2008-04-01 United Technologies Corporation Nozzle
US7337875B2 (en) 2004-06-28 2008-03-04 United Technologies Corporation High admittance acoustic liner
GB0425794D0 (en) 2004-11-24 2004-12-22 Rolls Royce Plc Acoustic damper
FR2881813B1 (fr) 2005-02-09 2011-04-08 Snecma Moteurs Carenage de chambre de combustion de turbomachine
US8024934B2 (en) 2005-08-22 2011-09-27 Solar Turbines Inc. System and method for attenuating combustion oscillations in a gas turbine engine
EP1832812A3 (de) 2006-03-10 2012-01-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Gasturbinenbrennkammerwand mit Dämpfung von Brennkammerschwingungen
US7856830B2 (en) 2006-05-26 2010-12-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Noise reducing combustor
GB0610800D0 (en) 2006-06-01 2006-07-12 Rolls Royce Plc Combustion chamber for a gas turbine engine
DE102006026969A1 (de) 2006-06-09 2007-12-13 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammerwand für eine mager-brennende Gasturbinenbrennkammer
US8037688B2 (en) 2006-09-26 2011-10-18 United Technologies Corporation Method for control of thermoacoustic instabilities in a combustor
CA2733280C (en) * 2007-08-09 2014-05-27 Optimum Power Technology L.P. Pulsation attenuation
US20100126607A9 (en) * 2007-09-28 2010-05-27 Shade W Norm Branching Device for a Pulsation Attenuation Network
US10174875B2 (en) * 2007-09-28 2019-01-08 Aci Services, Inc. Branching device for a pulsation attenuation network
FR2927003B1 (fr) * 2008-02-06 2010-09-24 Snecma Detection du colmatage d'un filtre d'un fluide
JP5010502B2 (ja) 2008-02-28 2012-08-29 三菱重工業株式会社 ガスタービン制御方法及び装置
WO2009149990A1 (de) * 2008-06-09 2009-12-17 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum spülen eines brennstoffsystems einer gasturbine und zugehöriges brennstoffsystem
US8234873B2 (en) 2008-08-28 2012-08-07 Woodward, Inc. Multi passage fuel manifold and methods of construction
US8037690B2 (en) * 2008-12-17 2011-10-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel manifold for gas turbine engine
MY161500A (en) * 2009-01-12 2017-04-14 Optimum Power Tech L P Apparatuses, systems and methods for improved performance of apressurized system
RU2508506C2 (ru) * 2009-09-01 2014-02-27 Дженерал Электрик Компани Способ и установка для ввода текучей среды в камеру сгорания газотурбинного двигателя
FR2958016B1 (fr) 2010-03-23 2017-03-24 Snecma Methode de reduction des instabilites de combustion par le choix du positionnement d'un prelevement d'air sur une turbomachine
FR2958014B1 (fr) 2010-03-23 2013-12-13 Snecma Chambre de combustion a injecteurs decales longitudinalement sur une meme couronne
US9310079B2 (en) 2010-12-30 2016-04-12 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Combustion liner with open cell foam and acoustic damping layers
DE102011014670A1 (de) 2011-03-22 2012-09-27 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Segmentierter Brennkammerkopf
WO2012127959A1 (ja) 2011-03-22 2012-09-27 三菱重工業株式会社 音響ダンパ、燃焼器およびガスタービン
US9341375B2 (en) * 2011-07-22 2016-05-17 General Electric Company System for damping oscillations in a turbine combustor
EP2559942A1 (de) 2011-08-19 2013-02-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Brennkammerkopf einer Gasturbine mit Kühlung und Dämpfung
US20130283799A1 (en) 2012-04-25 2013-10-31 Solar Turbines Inc. Resonance damper for damping acoustic oscillations from combustor
GB201209658D0 (en) 2012-05-31 2012-07-11 Rolls Royce Plc Acoustic panel
FR2994217B1 (fr) * 2012-08-06 2018-05-04 Safran Helicopter Engines Rampe d'injection modulaire a double circuit
US20140083111A1 (en) 2012-09-25 2014-03-27 United Technologies Corporation Gas turbine asymmetric fuel nozzle combustor
WO2014052221A1 (en) 2012-09-28 2014-04-03 United Technologies Corporation Fuel distribution within a gas turbine engine combustor
GB201218815D0 (en) * 2012-10-19 2012-12-05 Airbus Operations Ltd Aircraft fuel system with fuel return from engine
IN2015DN03238A (zh) 2012-10-24 2015-10-02 Alstom Technology Ltd
EP2959132B1 (en) * 2013-02-20 2020-09-09 United Technologies Corporation Self-purging fuel injector system for a gas turbine engine
US20140245746A1 (en) 2013-03-04 2014-09-04 General Electric Company Combustion arrangement and method of reducing pressure fluctuations of a combustion arrangement
GB2515028A (en) 2013-06-11 2014-12-17 Rolls Royce Plc An acoustic damper and an engine having an acoustic damper
GB2516286B (en) 2013-07-18 2016-08-17 Rolls Royce Plc A duct and method for damping pressure waves caused by thermoacoustic instability
EP2910751B1 (en) 2014-02-19 2016-12-21 United Technologies Corporation Fuel manifold for a gas turbine engine
EP3137756B1 (fr) * 2014-04-28 2018-04-18 Safran Aircraft Engines Circuit d'alimentation en fluide de géometries variables de turbomachine sans pompe volumétrique
US20150315968A1 (en) * 2014-05-02 2015-11-05 General Electric Company Fuel supply system
US10267523B2 (en) 2014-09-15 2019-04-23 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Combustor dome damper system
GB201515859D0 (en) * 2015-09-08 2015-10-21 Rolls Royce Plc Debris separator
US10087845B2 (en) * 2015-11-30 2018-10-02 General Electric Company Pressure damping device for fuel manifold
US10082083B2 (en) * 2015-12-22 2018-09-25 General Electric Company False start drain system with vertical header
US11118784B2 (en) * 2016-01-28 2021-09-14 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Heat exchanger integrated with fuel nozzle
US20170248318A1 (en) 2016-02-26 2017-08-31 General Electric Company Pilot nozzles in gas turbine combustors
US11092084B2 (en) * 2016-05-26 2021-08-17 General Electric Company Fuel delivery system for a gas turbine engine
FR3054856B1 (fr) * 2016-08-03 2018-09-07 Airbus Operations Sas Turbomachine comportant un systeme de gestion thermique
US20180058404A1 (en) * 2016-08-29 2018-03-01 Parker-Hannifin Corporation Fuel injector assembly with wire mesh damper
US11459959B2 (en) * 2016-09-16 2022-10-04 General Electric Company Method for starting a gas turbine
US10526972B2 (en) * 2016-12-07 2020-01-07 Rolls-Royce Corporation Segmented fuel delivery system
US10415480B2 (en) * 2017-04-13 2019-09-17 General Electric Company Gas turbine engine fuel manifold damper and method of dynamics attenuation
US10801412B2 (en) * 2017-12-21 2020-10-13 Raytheon Technologies Corporation Pressure zone spraybars
US10605171B2 (en) * 2018-04-10 2020-03-31 Delavan Inc. Fuel nozzle manifold systems for turbomachines
US11506125B2 (en) * 2018-08-01 2022-11-22 General Electric Company Fluid manifold assembly for gas turbine engine

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4402184A (en) * 1980-12-08 1983-09-06 International Harvester Company Gas turbine engines
US5263314A (en) * 1992-09-28 1993-11-23 General Motors Corporation Fuel leakage protection system for gas turbine engine
CN104379879A (zh) * 2012-06-15 2015-02-25 通用电气公司 流体管道
CN203847250U (zh) * 2012-11-14 2014-09-24 通用电气公司 涡轮机和涡轮机的分级燃烧系统
CN204984607U (zh) * 2014-05-02 2016-01-20 通用电气公司 燃料供应系统和燃气涡轮系统
US20150322862A1 (en) * 2014-05-07 2015-11-12 Rolls-Royce Plc Fuel manifold and fuel injector arrangement for a combustion chamber
US20170254541A1 (en) * 2014-09-12 2017-09-07 Siemens Aktiengesellschaft Burner comprising a fluidic oscillator, for a gas turbine, and a gas turbine comprising at least one such burner
CN106338085A (zh) * 2015-07-07 2017-01-18 通用电气公司 燃气涡轮发动机、及其所用的燃烧器筒组件以及制造方法

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Publication number Publication date
US11156162B2 (en) 2021-10-26
US20190360402A1 (en) 2019-11-28
CN110529257B (zh) 2022-08-23

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