CN113944565A - 一种用于改善振动特性的尾喷管结构 - Google Patents

一种用于改善振动特性的尾喷管结构 Download PDF

Info

Publication number
CN113944565A
CN113944565A CN202111214321.8A CN202111214321A CN113944565A CN 113944565 A CN113944565 A CN 113944565A CN 202111214321 A CN202111214321 A CN 202111214321A CN 113944565 A CN113944565 A CN 113944565A
Authority
CN
China
Prior art keywords
spray pipe
thin
nozzle
wall
convergent
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202111214321.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113944565B (zh
Inventor
孙涛
蒋文婷
刘棣
冯引利
李佳琦
莫古云
钟文元
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Institute of Engineering Thermophysics of CAS
Original Assignee
Institute of Engineering Thermophysics of CAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Institute of Engineering Thermophysics of CAS filed Critical Institute of Engineering Thermophysics of CAS
Priority to CN202111214321.8A priority Critical patent/CN113944565B/zh
Publication of CN113944565A publication Critical patent/CN113944565A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113944565B publication Critical patent/CN113944565B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明公开了一种用于改善振动特性的尾喷管结构，涉及航空发动机和燃气轮机结构领域，包括设置在外涵道机匣下游的收敛段喷管和延伸段喷管，通过在收敛段喷管和延伸段喷管的适当部位套设薄壁套筒，利用喷管外壁局部区域设置双层壁结构，最大限度的减少重量增加，从而有效提高尾喷管刚度，调频效果明显，提高尾喷管的寿命和可靠性。当采用这种新型尾喷管结构时，其结构简单，适合批量生产，便于安装、维护和更换，对于航空发动机和燃气轮机有广泛应用前景。

Description

一种用于改善振动特性的尾喷管结构
技术领域
本发明涉及航空发动机和燃气轮机结构领域，涉及一种用于改善振动特性的尾喷管结构，以解决现有尾喷管设计时通过在喷管上焊接加强箍或加强肋等手段常常无法满足调频需求的技术问题，提高尾喷管的寿命和可靠性。
背景技术
尾喷管位于航空发动机涡轮下游，是排气结构的主要零件。其作用是使涡轮后的燃气继续膨胀，将燃气的部分热能变为动能，使燃气以很高的速度从喷口喷出。尾喷管是收敛形的薄壁锥筒，振动模态密集，当激振频率与尾喷管的固有频率相等时，尾喷管会发生共振。一旦发生强迫共振，很容易使喷管产生高周疲劳，造成尾喷管以至于发动机的故障。发动机在整个工作范围内，尾喷管无法完全避开所有共振。因此在设计阶段来保证尾喷管在经常工作的状态下避开主要有害共振。飞机结构允许的排气位置与发动机之间距离较长，需要延长喷管长度，使得振动特性进一步恶化，为减振设计带来更大的挑战。
为了保证尾喷管可靠的工作，有效的加强刚性是非常必要的。一般加强刚性的方法是在喷管上焊接加强箍或加强肋。但由于尾喷管较薄，加强箍厚度的调整裕度较小，使得频率调整范围也较窄，常常无法满足调频的需求。若重新设计尾喷管必然会延长设计周期，增加设计难度。因此迫切需要提出一种更优的能够改善振动特性的尾喷管结构方案。
发明内容
(一)要解决的技术问题
针对现有技术中的技术缺陷，本发明为解决现有尾喷管设计时通过在喷管上焊接加强箍或加强肋等手段常常无法满足调频需求的技术问题，提供了一种用于改善振动特性的尾喷管结构，通过在收敛段喷管和延伸段喷管的适当部位套设薄壁套筒，利用喷管外壁局部区域设置双层壁结构，从而有效提高尾喷管刚度，调频效果明显，提高尾喷管的寿命和可靠性。当采用这种新型尾喷管结构时，其结构简单，适合批量生产，便于安装、维护和更换，对于航空发动机和燃气轮机有广泛应用前景。
(二)技术方案
本发明为解决其技术问题所采用的技术方案如下：
一种用于改善振动特性的尾喷管结构，包括一收敛段喷管和一延伸段喷管，所述收敛段喷管的前端固定设置在外涵道机匣的下游端，所述延伸段喷管的前端固定设置在所述收敛段喷管的后端，其特征在于，
所述收敛段喷管的前端与后端之间的外壁区域上随形固定套设至少一具有一定轴向长度的第一薄壁套筒，且所述第一薄壁套筒在径向上与所述收敛段喷管的外壁之间具有间隙，所述第一薄壁套筒的前后两端分别与所述收敛段喷管的前后两端之间在轴向上具有间距；
所述延伸段喷管的前端与后端之间的外壁区域上至少随形固定套设一第二薄壁套筒和一第三薄壁套筒，所述第二薄壁套筒、第三薄壁套筒在径向上与所述延伸段喷管的外壁之间具有间隙，所述第二薄壁套筒靠近所述延伸段喷管的前端设置并在轴向上与所述延伸段喷管的前端具有间距，所述第三薄壁套筒靠近所述延伸段喷管的后端设置且其后端基本与所述延伸段喷管的后端平齐，所述第二薄壁套筒与第三薄壁套筒之间在轴向上具有间距。
在进一步地实施方案中，所述延伸段喷管的轴向长度大于所述收敛段喷管，所述延伸段喷管的前端通过紧固件固定设置在所述收敛段喷管的后端。
在进一步地实施方案中，所述第一薄壁套筒、第二薄壁套筒、第三薄壁套筒各自通过设置在其前后两端内壁上的环形凸肋固定设置在喷管外壁上，并保持与喷管外壁之间具有径向间隙。
在进一步地实施方案中，所述收敛段喷管通过其前端面上设置的一前安装边与外涵道机匣固定连接；所述收敛段喷管外壁处沿轴向前后设置2个环形凸肋，两个环形凸肋之间设置一第一薄壁套筒；所述收敛段喷管通过其后端面上设置的一后安装边与延伸段喷管固定连接。
在进一步地实施方案中，所述收敛段喷管通过其前端面上设置的一前安装边与收敛段喷管的后端固定连接；所述延伸段喷管外壁处沿轴向设置4个环形凸肋，用以固定设置所述第二薄壁套筒、第三薄壁套筒。
在进一步地实施方案中，所述收敛段喷管前安装边处设置有多个安装孔和顶丝孔。
在进一步地实施方案中，所述收敛段喷管和延伸段喷管安装边上设置有止口定位结构，并通过卡箍实现固定连接。
在进一步地实施方案中，所述收敛段喷管和延伸段喷管均由高温合金材料制成。
在进一步地实施方案中，所述尾喷管结构上的凸肋数量和尺寸可根据振动设计结果进行优化调整。
在进一步地实施方案中，所述尾喷管结构上的薄壁套筒尺寸可根据振动设计结果进行优化调整。
在进一步地实施方案中，所述尾喷管结构通过设置各所述凸肋和薄壁套筒，在不大幅度增加重量的前提下，增大尾喷管的外径，从而增加尾喷管的刚度，从而增加尾喷管的刚度，避开共振转速，改善其振动特性。
由于在工作范围内延伸段喷管较收敛段喷管更容易产生共振，延伸段喷管仅设计一段薄壁套筒，其共振转速无法调出工作范围，因此根据喷管振型，优化设计凸肋位置，在收敛段喷管的外壁上设置一段薄壁套筒，延伸段喷管的外壁上设置两段薄壁套筒，并可根据实际情况对套筒段数进行优化调整，以满足振动设计要求。
(三)有益效果
同现有技术相比，本发明的用于降低热应力的涡轮导向器结构至少具有以下显著的技术效果：
(1)在尾喷管外壁的局部区域上设置双层壁结构，从而有效提高尾喷管刚度，调频效果明显，提高尾喷管的寿命和可靠性。当采用这种新型尾喷管结构时，其结构简单，适合批量生产，便于安装、维护和更换，对于航空发动机和燃气轮机有广泛应用前景；
(2)尾喷管上的环形凸肋、薄壁套筒的数量和尺寸可根据振动设计结构进行优化调整。
附图说明
图1为本发明实施例的用于用于改善振动特性的尾喷管结构示意图；
图2为本发明实施例的新型尾喷管结构与其他部件连接示意图；
图3为本发明实施例所针对的尾喷管结构减振优化设计前后对比图。
附图标记说明：
收敛段喷管1，延伸段喷管2，前安装边3，第一薄壁套筒4，环形凸肋5，第二薄壁套筒6，第三薄壁套筒7，环形凸肋8，外涵道机匣9，螺栓10，波瓣11。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
根据本发明的一个实施例，本发明的用于改善振动特性的尾喷管结构，其主要结构示意图如图1所示，包括设置在外涵道机匣下游的收敛段喷管1和延伸段喷管2。具体而言，如图1所示，收敛段喷管1通过其前端面上设置的一前安装边3与上游的外涵道机匣固定连接；收敛段喷管1的外壁上沿轴向前后设置2个环形凸肋5，两个环形凸肋5之间设置一具有一定轴向长度的第一薄壁套筒4，且第一薄壁套筒4在径向上与收敛段喷管1的外壁之间具有间隙，第一薄壁套筒4的前后两端分别与收敛段喷管1的前后两端之间在轴向上具有间距；收敛段喷管1通过其后端面上设置的一后安装边3与延伸段喷管2的前端固定连接；延伸段喷管2通过其前端面上设置的一前安装边与收敛段喷管1的后端固定连接；延伸段喷管外壁处沿轴向设置4个环形凸肋8，每两个环形凸肋8之间设置一薄壁套筒，分别为第二薄壁套筒6、第三薄壁套筒7。收敛段喷管1的前安装边3处沿周向设置有多个安装孔和顶丝孔。收敛段喷管1和延伸段喷管2安装边上设置有止口定位结构3，并通过卡箍实现固定连接。收敛段喷管1和延伸段喷管2均由高温合金材料制成。
图2所示为本发明实施例的新型尾喷管结构与其他部件连接示意图，将螺栓10分别穿过外涵道机匣9和收敛段尾喷管1的前安装边3的螺栓孔，并通过止口定位，实现尾喷管与外涵道机匣的连接；外涵道与内流道通过波瓣11进行掺混。尾喷管结构上的凸肋和薄壁套筒的数量和尺寸需要根据振动设计结果进行优化调整。本发明实施例所针对的尾喷管结构减振优化设计前后对比效果如图3所示，采用传统单层尾喷管结构在主要工作区存在2个共振点，通过采用本发明提出的新型双层壁尾喷管结构使得共振点全部调出工作转速范围。
综上，本发明通过尾喷管结构通过设置各凸肋和薄壁套筒，从而增加尾喷管的刚度，避开共振转速，改善其振动特性，提高尾喷管的寿命和可靠性。
此外，需要说明的是，本说明书中所描述的具体实施例，其零、部件的形状、所取名称等可以不同。凡依本发明专利构思所述的构造、特征及原理所做的等效或简单变化，均包括于本发明专利的保护范围内。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，只要不偏离本发明的结构或者超越本权利要求书所定义的范围，均应属于本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种用于改善振动特性的尾喷管结构，包括一收敛段喷管和一延伸段喷管，所述收敛段喷管的前端固定设置在外涵道机匣的下游端，所述延伸段喷管的前端固定设置在所述收敛段喷管的后端，其特征在于，
所述收敛段喷管的前端与后端之间的外壁区域上随形固定套设至少一具有一定轴向长度的第一薄壁套筒，且所述第一薄壁套筒在径向上与所述收敛段喷管的外壁之间具有间隙，所述第一薄壁套筒的前后两端分别与所述收敛段喷管的前后两端之间在轴向上具有间距；
所述延伸段喷管的前端与后端之间的外壁区域上至少随形固定套设一第二薄壁套筒和一第三薄壁套筒，所述第二薄壁套筒、第三薄壁套筒在径向上与所述延伸段喷管的外壁之间具有间隙，所述第二薄壁套筒靠近所述延伸段喷管的前端设置并在轴向上与所述延伸段喷管的前端具有间距，所述第三薄壁套筒靠近所述延伸段喷管的后端设置且其后端基本与所述延伸段喷管的后端平齐，所述第二薄壁套筒与第三薄壁套筒之间在轴向上具有间距。
2.根据上述权利要求所述的一种用于改善振动特性的尾喷管结构，其特征在于，所述延伸段喷管的轴向长度大于所述收敛段喷管，所述延伸段喷管的前端通过紧固件固定设置在所述收敛段喷管的后端。
3.根据上述权利要求所述的一种用于改善振动特性的尾喷管结构，其特征在于，所述第一薄壁套筒、第二薄壁套筒、第三薄壁套筒各自通过设置在其前后两端内壁上的环形凸肋固定设置在喷管外壁上，并保持与喷管外壁之间具有径向间隙。
4.根据上述权利要求所述的一种用于改善振动特性的尾喷管结构，其特征在于，所述收敛段喷管通过其前端面上设置的一前安装边与外涵道机匣固定连接；所述收敛段喷管外壁处沿轴向前后设置2个环形凸肋，两个环形凸肋之间设置一第一薄壁套筒；所述收敛段喷管通过其后端面上设置的一后安装边与延伸段喷管固定连接。
5.根据上述权利要求所述的一种用于改善振动特性的尾喷管结构，其特征在于，所述收敛段喷管通过其前端面上设置的一前安装边与收敛段喷管的后端固定连接；所述延伸段喷管外壁处沿轴向设置4个环形凸肋，用以固定设置所述第二薄壁套筒、第三薄壁套筒。
6.根据上述权利要求所述的一种用于改善振动特性的尾喷管结构，其特征在于，所述收敛段喷管前安装边处设置有多个安装孔和顶丝孔。
7.根据上述权利要求所述的一种用于改善振动特性的尾喷管结构，其特征在于，所述收敛段喷管和延伸段喷管安装边上设置有止口定位结构，并通过卡箍实现固定连接。
8.根据上述权利要求所述的一种用于改善振动特性的尾喷管结构，其特征在于，所述收敛段喷管和延伸段喷管均由高温合金材料制成。
9.根据上述权利要求所述的一种用于改善振动特性的尾喷管结构，其特征在于，所述尾喷管结构上的凸肋数量和尺寸可根据振动设计结果进行优化调整；所述尾喷管结构上的薄壁环尺寸可根据振动设计结果进行优化调整。
10.根据上述权利要求所述的一种用于改善振动特性的尾喷管结构，其特征在于，所述尾喷管结构通过设置各所述凸肋和薄壁套筒，从而增加尾喷管的刚度，避开共振转速，改善其振动特性。
CN202111214321.8A 2021-10-19 2021-10-19 一种用于改善振动特性的尾喷管结构 Active CN113944565B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111214321.8A CN113944565B (zh) 2021-10-19 2021-10-19 一种用于改善振动特性的尾喷管结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111214321.8A CN113944565B (zh) 2021-10-19 2021-10-19 一种用于改善振动特性的尾喷管结构

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113944565A true CN113944565A (zh) 2022-01-18
CN113944565B CN113944565B (zh) 2022-06-28

Family

ID=79331283

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111214321.8A Active CN113944565B (zh) 2021-10-19 2021-10-19 一种用于改善振动特性的尾喷管结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113944565B (zh)

Citations (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4706886A (en) * 1984-08-27 1987-11-17 Rockwell International Corporation Extendible rocket-engine nozzle
US5067316A (en) * 1988-11-21 1991-11-26 Societe Europeene De Propulsion Rocket engine expansion nozzle with complementary annular nozzle
US20090071164A1 (en) * 2007-05-21 2009-03-19 Bernard James Renggli Fluted chevron exhaust nozzle
FR2930972A1 (fr) * 2008-05-07 2009-11-13 Airbus France Sas Turbomachine a double flux pour aeronef a emission de bruit reduite
US20100237165A1 (en) * 2009-03-23 2010-09-23 Southern Methodist University Generation of a pulsed jet by jet vectoring through a nozzle with multiple outlets
CN102251879A (zh) * 2011-06-09 2011-11-23 北京航空航天大学 差动式可调单边膨胀喷管
US8375699B1 (en) * 2012-01-31 2013-02-19 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle with wall thickness distribution
CN103256122A (zh) * 2011-12-29 2013-08-21 罗尔公司 用于可变面积风扇喷管的主密封件
WO2014150426A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle with wall thickness distribution
CN104453496A (zh) * 2014-10-17 2015-03-25 北京航天益森风洞工程技术有限公司 试验段手动舱门结构
CN104929807A (zh) * 2015-06-08 2015-09-23 北京航天动力研究所 一种火箭发动机复合材料喷管对接法兰结构
CN105422313A (zh) * 2015-12-09 2016-03-23 南京航空航天大学 带有整流器的微型涡扇发动机分开排气装置
CN105756806A (zh) * 2014-12-19 2016-07-13 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种带有加力燃烧功能的轴对称喷管
CA2957457A1 (en) * 2016-03-14 2017-09-14 General Electric Company Doubler attachment system
CN108678871A (zh) * 2017-12-26 2018-10-19 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种用于推力转向喷气发动机的喷管隔热结构
CN110985232A (zh) * 2019-12-19 2020-04-10 石尚娟 一种航空发动机尾喷管
CN111997779A (zh) * 2020-09-02 2020-11-27 南昌航空大学 一种相连深波谷交变波瓣喷管
CN112761810A (zh) * 2021-01-15 2021-05-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机喷管及其扩张片拉杆结构

Patent Citations (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4706886A (en) * 1984-08-27 1987-11-17 Rockwell International Corporation Extendible rocket-engine nozzle
US5067316A (en) * 1988-11-21 1991-11-26 Societe Europeene De Propulsion Rocket engine expansion nozzle with complementary annular nozzle
US20090071164A1 (en) * 2007-05-21 2009-03-19 Bernard James Renggli Fluted chevron exhaust nozzle
FR2930972A1 (fr) * 2008-05-07 2009-11-13 Airbus France Sas Turbomachine a double flux pour aeronef a emission de bruit reduite
US20100237165A1 (en) * 2009-03-23 2010-09-23 Southern Methodist University Generation of a pulsed jet by jet vectoring through a nozzle with multiple outlets
CN102251879A (zh) * 2011-06-09 2011-11-23 北京航空航天大学 差动式可调单边膨胀喷管
CN103256122A (zh) * 2011-12-29 2013-08-21 罗尔公司 用于可变面积风扇喷管的主密封件
US8375699B1 (en) * 2012-01-31 2013-02-19 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle with wall thickness distribution
WO2014150426A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle with wall thickness distribution
CN104453496A (zh) * 2014-10-17 2015-03-25 北京航天益森风洞工程技术有限公司 试验段手动舱门结构
CN105756806A (zh) * 2014-12-19 2016-07-13 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种带有加力燃烧功能的轴对称喷管
CN104929807A (zh) * 2015-06-08 2015-09-23 北京航天动力研究所 一种火箭发动机复合材料喷管对接法兰结构
CN105422313A (zh) * 2015-12-09 2016-03-23 南京航空航天大学 带有整流器的微型涡扇发动机分开排气装置
CA2957457A1 (en) * 2016-03-14 2017-09-14 General Electric Company Doubler attachment system
CN108678871A (zh) * 2017-12-26 2018-10-19 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种用于推力转向喷气发动机的喷管隔热结构
CN110985232A (zh) * 2019-12-19 2020-04-10 石尚娟 一种航空发动机尾喷管
CN111997779A (zh) * 2020-09-02 2020-11-27 南昌航空大学 一种相连深波谷交变波瓣喷管
CN112761810A (zh) * 2021-01-15 2021-05-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机喷管及其扩张片拉杆结构

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
廖超等: "液体火箭发动机喷管简化建模及模型修正", 《推进技术》 *
艾延廷等: "加筋肋薄壁机匣振动及强度综合优化设计", 《机械设计与制造》 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN113944565B (zh) 2022-06-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10822973B2 (en) Shroud for a gas turbine engine
JP5991865B2 (ja) ガスタービンエンジンおよびガスタービンエンジン用の一体型ケース／ステータセグメント
EP2236756A2 (en) Gas turbine having seal assembly with side plate and seal
EP3211311B1 (en) Combuster assembly
KR20050033648A (ko) 연결 도관을 위한 열적으로 자유로운 후방 프레임
JP6450529B2 (ja) ディフューザ・ストラット・フェアリング
JP6360140B2 (ja) 燃焼器アセンブリ
EP3276263A1 (en) A combustion chamber
US8734089B2 (en) Damper seal and vane assembly for a gas turbine engine
JP2019178861A (ja) 燃焼器アセンブリ
US10655502B2 (en) Stator assembly with retention clip for gas turbine engine
JP6360139B2 (ja) 燃焼器アセンブリ
CN113944565B (zh) 一种用于改善振动特性的尾喷管结构
US10612780B2 (en) Combustion chamber arrangement
WO2016068862A1 (en) Gas turbine engine
JP7271232B2 (ja) 環状燃焼器ライナの遷移ゾーン用の内側冷却シュラウド
US10227952B2 (en) Gas path liner for a gas turbine engine
EP4013997A1 (en) Axial retention assembly for combustor components of a gas turbine engine
EP3999778B1 (en) Axial retention assembly for combustor components of a gas turbine engine
JP5725929B2 (ja) ガスタービン
US20240229738A1 (en) Aircraft engine exhaust mixer
US10215039B2 (en) Ducting arrangement with a ceramic liner for delivering hot-temperature gases in a combustion turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant