CN115218214A - 燃烧器稀释孔 - Google Patents

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Abstract

一种燃气涡轮发动机，其包括被构造成用于有效燃烧燃料以产生燃烧气体的燃烧器。发动机包括环形燃烧器，环形燃烧器包括环形壁，环形壁限定通道，通道被构造成沿燃烧气体的流动路径引导热燃烧气体。环形壁具有外部第一表面和内部第二表面。多个稀释孔被限定通过壁。每个稀释孔由稀释孔表面限定，稀释孔表面在入口端和出口端之间延伸。入口端由第一表面限定并且出口端由第二表面限定，使得稀释孔具有会聚且然后发散的横截面轮廓。入口端具有第一几何形状并且出口端具有不同于第一几何形状的第二几何形状。

Description

燃烧器稀释孔
技术领域
本发明大体涉及燃气涡轮发动机的燃烧器，并且更具体地，涉及被构造为减少从燃烧器排放的污染物的稀释孔。
背景技术
在燃气涡轮发动机中，空气在压缩机中被加压并且在燃烧器中与燃料混合，以产生热燃烧气体。热气体向下游流过涡轮级，涡轮级从其中提取能量。高压涡轮为压缩机提供动力。例如，低压涡轮通过为典型涡轮风扇燃气涡轮发动机飞行器发动机应用中的上游风扇提供动力来产生有用功。
燃烧器性能对燃气涡轮发动机的整体性能至关重要。压缩空气在燃烧器中与燃料混合以产生燃料和空气混合物，燃料和空气混合物被点燃以产生燃烧气体。
附加空气通过稀释孔被引入到燃烧器中。附加空气通过稀释孔被引出，以在燃烧器的特定区域中提供预定的燃料与空气比。
发明内容
本文公开的技术被构造为将衬套壁气体温度降低多达500°F并消除热点，因此导致衬套的耐用性提高。附加好处包括轮廓/模式因子的良好可控性和减少NOX的产生。所公开的技术提供了一种燃气涡轮发动机，燃气涡轮发动机包括具有稀释孔的燃烧器，稀释孔具有在可为圆形的入口端和出口端之间延伸的连续变化的轮廓。
根据本文所描述技术的一个方面，一种用于航空航天应用的燃气涡轮发动机，燃气涡轮发动机包括被构造用于有效燃烧燃料以产生燃烧气体的燃烧器，发动机包括：环形燃烧器，环形燃烧器绕轴线设置并且包括环形壁，环形壁限定通道，通道被构造成沿大致平行于轴线的燃烧气体的流动路径引导热燃烧气体；环形壁具有外部第一表面和内部第二表面；多个稀释孔，多个稀释孔被限定通过壁，每个稀释孔由稀释孔表面限定，稀释孔表面在由第一表面限定的入口端和由第二表面限定的出口端之间延伸，使得稀释孔具有会聚且然后发散的横截面轮廓；并且其中，入口端具有第一几何形状并且出口端具有第二几何形状；并且其中第一几何形状不同于第二几何形状。
根据本文所描述技术的另一个方面，一种绕轴线设置的环形燃烧器，燃烧器包括：环形壁，环形壁限定通道，通道被构造成沿大致平行于轴线的燃烧气体的流动路径引导热燃烧气体；环形壁具有外部第一表面和内部第二表面；多个稀释孔，多个稀释孔被限定通过壁，每个稀释孔由稀释孔表面限定，稀释孔表面在由第一表面限定的入口端和由第二表面限定的出口端之间延伸，使得稀释孔具有会聚且然后发散的横截面轮廓；并且其中，入口端具有第一几何形状并且出口端具有第二几何形状；并且其中第一几何形状不同于第二几何形状。
根据本文所描述技术的另一方面，提供了一种用于将稀释空气引入燃烧器的燃烧气体中的方法，燃烧器包括环形壁，环形壁限定通道，通道被构造成沿大致平行于轴线的燃烧气体的流动路径引导热燃烧气体；环形壁具有外部第一表面和内部第二表面；多个稀释孔，多个稀释孔被限定通过壁，每个稀释孔由稀释孔表面限定，稀释孔表面在由第一表面限定的入口端和由第二表面限定的出口端之间延伸，使得稀释孔具有会聚且然后发散的横截面轮廓；并且其中，入口端具有第一几何形状并且出口端具有第二几何形状；并且其中第一几何形状不同于第二几何形状；方法包括以下步骤：生成燃烧气体以沿燃烧气体的流动路径产生燃烧气体；将稀释空气通过稀释孔引入燃烧气体中，使得稀释空气产生以宽轮廓与燃烧气体相交的湍流，以及在燃烧气体中产生湍流。
附图说明
根据优选和示例性实施例，本发明连同其进一步的目的和优点在以下结合附图的详细描述中得到更具体的描述，其中：
图1是根据所公开技术的涡轮风扇燃气涡轮发动机的示例性环形燃烧器的一部分的轴向局部截面图；
图2是根据所公开技术的圆圈2中涉及的图1的燃烧器的稀释孔的放大轴向截面图；
图3示出了根据所公开技术的稀释孔的俯视平面图；
图4示出了根据所公开技术的稀释孔沿图3的线4-4截取的截面图；
图5示出了根据所公开技术的稀释孔沿图3的线5-5截取的截面图；
图6示出了根据所公开技术的一个实施例的定位在稀释孔附近的辅助稀释孔阵列；
图7示出了沿线7-7截取的图6的稀释孔的截面图；
图8示出了根据所公开技术的稀释孔阵列；
图9示出了根据所公开技术的另一个稀释孔阵列；和
图10示出了根据所公开技术的另一个实施例的稀释孔的类似于图5的截面图。
具体实施方式
参考附图，其中相同的附图标记在各个视图中表示相同的元件，图1中示出的公开技术是包括环形燃烧器的示例性涡轮风扇燃气涡轮发动机的一部分，环形燃烧器包括具有会聚稀释孔(即，骤冷孔)的衬套，这将在下面详细描述。传统的离散稀释孔(未示出)是用于将稀释空气引入燃烧器(例如燃烧器10)的传统结构。离散稀释孔具有在稀释孔的轴向后方形成热点的固有问题。此外，传统的离散稀释孔限定再循环区，再循环区的后方在操作期间趋向于吸入热气体并因此导致NOX的产生增加。所公开技术的稀释孔50通过增加稀释孔50后方的燃烧器内的湍流来解决这个问题。应当理解，稀释孔50可以被增材制造。
现在参考图1和2，环形燃烧器10同轴地绕纵向或轴向中心线轴线12适当地安装在壳体内。燃烧器10是单环形燃烧器设计并且包括径向外罩和内罩，外罩和内罩在与外衬和内衬的接合部处从圆顶18轴向向前延伸，以在圆顶18的上游侧上限定环形气室24。
如图1所示，发动机包括合适的压缩机26(例如传统的多级轴流式压缩机)，其被适当地构造为在气流28向下游流过其中时对气流28加压。加压气流28通过合适的扩散器从压缩机26向下游轴向引导，并且通过第一环形入口34被引入气室24中。如上所述的燃烧器10和压缩机26可以具有任何传统构造。
根据本发明，图1所示的燃烧器10包括适当地安装在燃烧器圆顶18中的多个旋流器42。喷嘴41被构造成将燃料注入到旋流器42中，其中燃料在喉部内与气流28的加压空气混合以产生燃料和空气混合物。燃烧器10包括环形燃烧器衬套14，环形燃烧器衬套14在其上游端适当地接合到环形燃烧器圆顶18。衬套14包括具有外部第一表面21和内部第二表面23的壁19。第二内表面23限定通道15，通道15被构造成沿燃烧气体36的流动路径接收和引导由在旋流器42内生成的燃料和空气混合物产生的热燃烧气体。
热燃烧气体共同向下游流过由燃烧器衬套14的第二内表面23限定的通道15。燃烧气体从燃烧器的出口端排放到高压涡轮(未示出)中，高压涡轮从其中提取能量以为压缩机26提供动力。低压涡轮(未示出)设置在高压涡轮的下游，并且被适当地构造用于产生输出功率，例如用于为典型涡轮风扇燃气涡轮发动机飞行器应用中的上游风扇提供动力。
环形燃烧器衬套14包括分别一体接合的前部16和后部17。根据一个实施例，前部16和后部18使用重叠部分机械地接合。在其他实施例中，衬套14在增材制造处理中形成为一个整体并且不具有前部和后部，前部和后部最初是分离的本体，随后机械接合。
现在参考图2-5，衬套14包括壁19，壁19限定通过其中形成的多个稀释孔50。每个稀释孔50从壁19的第一表面21通过壁19延伸到壁19的第二表面23，使得其连接第一表面21和第二表面23。稀释孔50具有由第一表面21限定的入口端52和由第二表面23限定的出口端54。根据所示实施例，每个稀释孔50在入口端52处具有大致圆形形状，并且在出口端54处具有大致椭圆形形状。应当理解，在其他实施例中，入口端52可以具有除圆形之外的各种形状。还应当理解，出口端54可以具有除椭圆形之外的各种形状。
稀释孔表面56由壁19限定在入口端52和出口端54之间。表面56成形为使得稀释孔50具有如图2、5、7和10所示的会聚并且然后发散的横截面轮廓。表面56可以限定多种横截面形状。例如，图10示出了孔50，其中表面56的横截面限定曲线而不是如表面56在图5中限定直线。应该理解的是，在不同的实施例中，表面56可以限定不同于图5的直线和图10的曲线的轮廓。作为示例而非限制，表面56可以限定包括狭槽、凹槽、锯齿以及其组合的形状。
在入口端52和出口端54之间的预定位置处，横截面轮廓具有区域Xn。随着横截面轮廓的形状从入口端52处的圆形过渡到出口端54处的椭圆形，孔50的区域Xn从入口到出口连续变化。更具体地，入口端52限定跨孔50的第一区域X52，第一区域在包括弦A-A的平面中由表面56和表面21的界面处的圆界定。类似地，出口端54限定跨孔50的第二区域X54，第二区域在包括弦B-B的平面中由表面56和表面23的界面处的椭圆界定。横截面区域Xn在第一区域X52和第二区域X54之间并且平行于第一区域X52和第二区域X54。入口端52的第一区域X52与出口端54的第二区域X54的区域比可以是1或大于1。应该注意的是，即使横截面区域减小，出口54的宽度也会增加到大于入口52的宽度，从而在出口54处产生发散的排放。因此，限定了沿燃烧器轴线(即，流动方向)的会聚轮廓和垂直于燃烧器轴线的发散轮廓。
如本文所用并继续参考图2，术语“会聚横截面”是指这样的横截面，其中定位在跨横截面和入口端52的预定位置处的弦A长于定位在跨出口端54处的横截面的预定位置处的弦B。如本文所用，术语“发散横截面”是指这样的横截面，其中定位在跨横截面和入口端52的预定位置处的弦A短于定位在跨出口端54处的横截面的预定位置处的弦B。如本文所用，术语“椭圆形”是指具有长轴和较短轴的形状，如可以在图6、8和9中的出口端54的描绘中看到的。这些形状包括椭圆，该椭圆限定为规则卵形形状，由在平面中移动以便其与两个其他点(焦点)的距离之和为恒定的点跟踪，或者当圆锥被不与基部相交的斜面切割时产生。这种形状的较长轴也称为主轴。这种形状的较短轴也称为短轴。
图6和7示出了从衬套14和通道15内的稀释孔50的平面图。次级孔61阵列定位在孔50的出口54的下游。每个孔61在限定在孔50的内表面56处的第一次级孔入口端63和限定在壁19的第二表面23处的第二次级孔出口端65之间延伸。以这种方式，每个孔61被构造成使得表面56和表面23除了经由出口孔54流体连接之外还通过每个孔流体连接。每个孔61大体绕轴线67呈圆柱形。孔61定位成使得轴线67和内表面23限定角度α。角度α优选地在约10°和约80°之间。传统燃烧器的一个问题是燃烧器内的气流可能不均匀并产生热点。孔61被构造成解决这个问题，使得孔61被构造成提供增加的稀释流，并且进一步提高流在稀释孔50之后进入燃烧器10的通道15的渗透。燃烧器的一个问题是燃烧器内的气流可能不均匀并产生热点。
现在参考图8和9，稀释孔50可以布置成使得它们以如图8中所示的传统图案径向设置在衬套14周围，使得出口54的长轴大体布置成垂直于燃烧气体36的流动路径(如上所述，燃烧气体36的流动路径大体平行于轴线12)。如图9所示，根据所公开技术，孔50围绕衬套14布置，使得孔50的出口54相对于燃烧气体36的流动路径以角度β定向。优选地，角度β在45°和135°之间。每个稀释孔50可以具有不同的角度β，从而根据需要影响(即，增加或减少)湍流。孔50分布成使得出口54在表面56上限定预定形状，例如扇形。该出口54阵列导致增加稀释，即增加稀释空气与燃烧气体36的流动路径中的热燃烧气体的接触和混合。以这种方式，出口54阵列通过减少产生的污染物(诸如氮氧化物(NOX))的量并有助于产生可预测流动轮廓来解决传统燃烧器的另一个问题。
通过对其操作的描述可以更好地理解当前公开的技术。在操作期间，燃烧器10促进燃料的有效燃烧以产生燃烧气体。在这点上，在燃烧器10的操作期间，空气28被压缩机26、28加压，然后流过环形入口34以进入气室24。高温燃烧气体36被产生并穿过通道15。稀释空气(即，骤冷空气射流)穿过孔50并进入通道15，并且以这种方式限定具有随着出口54的定向而定向的宽侧的羽流。稀释空气与燃烧气体相互作用，产生比传统稀释空气更多的湍流，从而相对于传统设计更好地骤冷热气体。散布排放的稀释空气以产生湍流。
上文已经描述了一种设备，即燃烧器衬套，其包括形成有会聚横截面轮廓的稀释孔，使得经由稀释孔进入燃烧器的气流比传统稀释孔更湍流并且影响更好的混合。其他商业优势包括：稀释孔可以以插入现有燃气涡轮燃烧器衬套的插入件的形式制成并附接到衬套，稀释孔和/或衬套可以附加地制成，有更好的排放，例如NOx。
除非另有明确说明，否则本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的每个特征都可以被用于相同、等效或类似目的的替代特征代替。因此，除非另有明确说明，否则所公开的每个特征仅是等效或类似特征的通用系列的一个示例。
本发明不限于前述实施例的细节。本发明延伸到本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的特征的任何新颖的一个或任何新颖的组合，或延伸到如此公开的任何方法或处理的步骤的任何新颖的一个或任何新颖的组合。
本发明的进一步方面由以下编号条项的主题提供：
1.一种用于航空航天应用的燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括被构造用于有效燃烧燃料以产生燃烧气体的燃烧器，所述发动机包括：环形燃烧器，所述环形燃烧器绕轴线设置并且包括环形壁，所述环形壁限定通道，所述通道被构造成沿大致平行于所述轴线的燃烧气体的流动路径引导热燃烧气体；所述环形壁具有外部第一表面和内部第二表面；多个稀释孔，所述多个稀释孔被限定通过所述壁，每个稀释孔由稀释孔表面限定，所述稀释孔表面在由所述第一表面限定的入口端和由所述第二表面限定的出口端之间延伸，使得所述稀释孔具有会聚且然后发散的横截面轮廓；并且其中，所述入口端具有第一几何形状并且所述出口端具有第二几何形状；并且其中所述第一几何形状不同于所述第二几何形状。
2.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述第二几何形状是椭圆形，并且因此具有长轴。
3.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述第一几何形状是圆形。
4.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述椭圆形的所述长轴相对于所述燃烧气体的流动路径垂直定向。
5.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述椭圆形的所述长轴相对于所述燃烧气体的流动路径在50°和约90°之间定向。
6.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述椭圆形的所述长轴相对于所述燃烧气体的流动路径定向成约75°。
7.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述椭圆形的所述长轴大于所述圆形的直径。
8.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述椭圆形的所述长轴相对于所述燃烧气体的流动路径在50°和约90°之间定向。
9.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括次级孔阵列，所述次级孔阵列被限定通过所述环形壁，使得所述次级孔阵列绕次级孔轴线大致呈圆柱形，并且在由所述稀释孔表面限定的入口和由所述内表面限定的出口之间延伸，其中所述次级孔轴线和所述内表面限定约10°和约80°之间的角度α。
10.一种绕轴线设置的环形燃烧器，所述燃烧器包括：环形壁，所述环形壁限定通道，所述通道被构造成沿大致平行于所述轴线的燃烧气体的流动路径引导热燃烧气体；所述环形壁具有外部第一表面和内部第二表面；多个稀释孔，所述多个稀释孔被限定通过所述壁，每个稀释孔由稀释孔表面限定，所述稀释孔表面在由所述第一表面限定的入口端和由所述第二表面限定的出口端之间延伸，使得所述稀释孔具有会聚且然后发散的横截面轮廓；并且其中，所述入口端具有第一几何形状并且所述出口端具有第二几何形状；并且其中所述第一几何形状不同于所述第二几何形状。
11.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述第二几何形状是椭圆形并且因此具有长轴。
12.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述第一几何形状是圆形。
13.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述椭圆形的长轴相对于所述燃烧气体的流动路径垂直定向。
14.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述椭圆形的长轴相对于所述燃烧气体的流动路径在50°和约90°之间定向。
15.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述椭圆形的长轴相对于所述燃烧气体的流动路径定向成约75°。
16.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述椭圆形的长轴大于所述圆形的直径。
17.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述椭圆形的长轴相对于所述燃烧气体的流动路径定向成约90°。
18.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括次级孔阵列，所述次级孔阵列被限定通过所述环形壁，使得所述次级孔阵列绕次级孔轴线大致呈圆柱形，并且在由所述稀释孔表面限定的入口和由所述内表面限定的出口之间延伸，其中所述次级孔轴线和所述内表面限定约10°和约80°之间的角度α。
19.一种用于将稀释空气引入燃烧器的燃烧气体中的方法，所述燃烧器包括环形壁，所述环形壁限定通道，所述通道被构造成沿大致平行于所述轴线的燃烧气体的流动路径引导热燃烧气体；所述环形壁具有外部第一表面和内部第二表面；多个稀释孔，所述多个稀释孔被限定通过所述壁，每个稀释孔由稀释孔表面限定，所述稀释孔表面在由所述第一表面限定的入口端和由所述第二表面限定的出口端之间延伸，使得所述稀释孔具有会聚且然后发散的横截面轮廓；并且其中，所述入口端具有第一几何形状并且所述出口端具有第二几何形状；并且其中所述第一几何形状不同于所述第二几何形状；所述方法包括以下步骤：生成燃烧气体以沿燃烧气体的流动路径产生燃烧气体；将稀释空气通过所述稀释孔引入所述燃烧气体中，使得所述稀释空气产生以宽轮廓与所述燃烧气体相交的湍流，以及在所述燃烧气体中产生湍流。
20.根据任何前述条项所述的方法，进一步包括散布排放的稀释空气以产生湍流的步骤。

Claims (10)

1.一种用于航空航天应用的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃气涡轮发动机包括被构造用于有效燃烧燃料以产生燃烧气体的燃烧器，所述发动机包括：
环形燃烧器，所述环形燃烧器绕轴线设置并且包括环形壁，所述环形壁限定通道，所述通道被构造成沿大致平行于所述轴线的燃烧气体的流动路径引导热燃烧气体；
所述环形壁具有外部第一表面和内部第二表面；
多个稀释孔，所述多个稀释孔被限定通过所述壁，每个稀释孔由稀释孔表面限定，所述稀释孔表面在由所述第一表面限定的入口端和由所述第二表面限定的出口端之间延伸，使得所述稀释孔具有会聚且然后发散的横截面轮廓；并且
其中，所述入口端具有第一几何形状并且所述出口端具有第二几何形状；并且其中所述第一几何形状不同于所述第二几何形状。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述第二几何形状是椭圆形，并且因此具有长轴。
3.根据权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述第一几何形状是圆形。
4.根据权利要求3所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述椭圆形的所述长轴相对于所述燃烧气体的流动路径垂直定向。
5.根据权利要求3所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述椭圆形的所述长轴相对于所述燃烧气体的流动路径在50°和约90°之间定向。
6.根据权利要求5所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述椭圆形的所述长轴相对于所述燃烧气体的流动路径定向成约75°。
7.根据权利要求3所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述椭圆形的所述长轴大于所述圆形的直径。
8.根据权利要求7所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述椭圆形的所述长轴相对于所述燃烧气体的流动路径定向成约90°。
9.根据权利要求7所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括次级孔阵列，所述次级孔阵列被限定通过所述环形壁，使得所述次级孔阵列绕次级孔轴线大致呈圆柱形，并且在由所述稀释孔表面限定的入口和由所述内表面限定的出口之间延伸，其中所述次级孔轴线和所述内表面限定约10°和约80°之间的角度α。
10.一种绕轴线设置的环形燃烧器，其特征在于，所述燃烧器包括：
环形壁，所述环形壁限定通道，所述通道被构造成沿大致平行于所述轴线的燃烧气体的流动路径引导热燃烧气体；
所述环形壁具有外部第一表面和内部第二表面；
多个稀释孔，所述多个稀释孔被限定通过所述壁，每个稀释孔由稀释孔表面限定，所述稀释孔表面在由所述第一表面限定的入口端和由所述第二表面限定的出口端之间延伸，使得所述稀释孔具有会聚且然后发散的横截面轮廓；并且
其中，所述入口端具有第一几何形状并且所述出口端具有第二几何形状；并且其中所述第一几何形状不同于所述第二几何形状。
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Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1590734A (zh) * 2003-08-29 2005-03-09 三菱重工业株式会社 燃气轮机燃烧室
CN101105292A (zh) * 2006-07-14 2008-01-16 通用电气公司 在涡轮机中便于减少NOx排放物的方法和装置
CN101629642A (zh) * 2008-07-16 2010-01-20 西门子公司 具有流体控制阀的涡轮机和具有泄放孔的旋流器
US20120297778A1 (en) * 2011-05-26 2012-11-29 Honeywell International Inc. Combustors with quench inserts
US8387397B2 (en) * 2009-01-27 2013-03-05 General Electric Company Flow conditioner for use in gas turbine component in which combustion occurs
CN104373961A (zh) * 2013-08-16 2015-02-25 阿尔斯通技术有限公司 喷燃器布置及用于操作喷燃器布置的方法
CN205079262U (zh) * 2014-03-31 2016-03-09 斯奈克玛 涡轮发动机燃烧室的环形壁、包括其的燃烧室和涡轮发动机
US20170298743A1 (en) * 2016-04-14 2017-10-19 General Electric Company Component for a turbine engine with a film-hole
US20180058223A1 (en) * 2016-08-31 2018-03-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gas turbine
CN110268195A (zh) * 2016-12-23 2019-09-20 通用电气公司 壁轮廓冷却通道中使用的基于特征的冷却

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3545202A (en) * 1969-04-02 1970-12-08 United Aircraft Corp Wall structure and combustion holes for a gas turbine engine
FR2668246B1 (fr) 1990-10-17 1994-12-09 Snecma Chambre de combustion munie d'un dispositif de refroidissement de sa paroi.
GB2373319B (en) * 2001-03-12 2005-03-30 Rolls Royce Plc Combustion apparatus
US6553767B2 (en) 2001-06-11 2003-04-29 General Electric Company Gas turbine combustor liner with asymmetric dilution holes machined from a single piece form
DE10214570A1 (de) 2002-04-02 2004-01-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Mischluftloch in Gasturbinenbrennkammer mit Brennkammerschindeln
US6711900B1 (en) * 2003-02-04 2004-03-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor liner V-band design
US7726131B2 (en) 2006-12-19 2010-06-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Floatwall dilution hole cooling
US20090142548A1 (en) * 2007-10-18 2009-06-04 David Bruce Patterson Air cooled gas turbine components and methods of manufacturing and repairing the same
US8739546B2 (en) 2009-08-31 2014-06-03 United Technologies Corporation Gas turbine combustor with quench wake control
WO2015030927A1 (en) 2013-08-30 2015-03-05 United Technologies Corporation Contoured dilution passages for a gas turbine engine combustor
EP3018415B1 (en) 2014-11-07 2020-01-01 United Technologies Corporation Combustor dilution hole cooling
US20160178199A1 (en) 2014-12-17 2016-06-23 United Technologies Corporation Combustor dilution hole active heat transfer control apparatus and system
US10132498B2 (en) 2015-01-20 2018-11-20 United Technologies Corporation Thermal barrier coating of a combustor dilution hole
US10094564B2 (en) 2015-04-17 2018-10-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor dilution hole cooling system
US10386072B2 (en) 2015-09-02 2019-08-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled dilution hole bosses for gas turbine engine combustors
US10753283B2 (en) 2017-03-20 2020-08-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor heat shield cooling hole arrangement
US10551066B2 (en) 2017-06-15 2020-02-04 United Technologies Corporation Combustor liner panel and rail with diffused interface passage for a gas turbine engine combustor
US10408453B2 (en) 2017-07-19 2019-09-10 United Technologies Corporation Dilution holes for gas turbine engines
US10267520B2 (en) 2017-08-11 2019-04-23 United Technologies Corporation Float wall combustor panels having airflow distribution features
US11137140B2 (en) 2017-10-04 2021-10-05 Raytheon Technologies Corporation Dilution holes with ridge feature for gas turbine engines

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1590734A (zh) * 2003-08-29 2005-03-09 三菱重工业株式会社 燃气轮机燃烧室
CN101105292A (zh) * 2006-07-14 2008-01-16 通用电气公司 在涡轮机中便于减少NOx排放物的方法和装置
CN101629642A (zh) * 2008-07-16 2010-01-20 西门子公司 具有流体控制阀的涡轮机和具有泄放孔的旋流器
US8387397B2 (en) * 2009-01-27 2013-03-05 General Electric Company Flow conditioner for use in gas turbine component in which combustion occurs
US20120297778A1 (en) * 2011-05-26 2012-11-29 Honeywell International Inc. Combustors with quench inserts
CN104373961A (zh) * 2013-08-16 2015-02-25 阿尔斯通技术有限公司 喷燃器布置及用于操作喷燃器布置的方法
CN205079262U (zh) * 2014-03-31 2016-03-09 斯奈克玛 涡轮发动机燃烧室的环形壁、包括其的燃烧室和涡轮发动机
US20170298743A1 (en) * 2016-04-14 2017-10-19 General Electric Company Component for a turbine engine with a film-hole
US20180058223A1 (en) * 2016-08-31 2018-03-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gas turbine
CN110268195A (zh) * 2016-12-23 2019-09-20 通用电气公司 壁轮廓冷却通道中使用的基于特征的冷却

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