CN115539985A - 具有可移动接口稀释开口的燃烧器组件 - Google Patents

具有可移动接口稀释开口的燃烧器组件 Download PDF

Info

Publication number
CN115539985A
CN115539985A CN202210742098.2A CN202210742098A CN115539985A CN 115539985 A CN115539985 A CN 115539985A CN 202210742098 A CN202210742098 A CN 202210742098A CN 115539985 A CN115539985 A CN 115539985A
Authority
CN
China
Prior art keywords
liner
combustor assembly
combustion chamber
assembly
combustor
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
CN202210742098.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN115539985B (zh
Inventor
拉温德拉·山卡尔·加尼格尔
赫兰雅·库马尔·纳斯
拉詹德拉·马哈德奥·旺克哈德
丹尼尔·J·柯特利
迈克尔·安东尼·本杰明
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.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN115539985A publication Critical patent/CN115539985A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN115539985B publication Critical patent/CN115539985B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • F23R3/08—Arrangement of apertures along the flame tube between annular flame tube sections, e.g. flame tubes with telescopic sections
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/005—Selecting particular materials
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/28—Arrangement of seals
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/55—Seals
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00012—Details of sealing devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00017—Assembling combustion chamber liners or subparts
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/005—Combined with pressure or heat exchangers

Abstract

提供了一种燃气涡轮发动机和燃烧器组件，燃烧器组件包括一起至少部分地限定燃烧室的第一衬套和第二衬套，其中第一衬套和第二衬套沿纵向方向被间隙隔开，并且其中第一衬套相对于沿纵向方向通过燃烧室的流体流在第二衬套的前方，并且其中间隙沿周向方向延伸。

Description

具有可移动接口稀释开口的燃烧器组件
技术领域
本公开通常涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地，涉及用于燃气涡轮发动机的燃烧器。
背景技术
燃气涡轮发动机通常包括燃烧区段，其被构造为从接收与燃料混合并在燃烧室中点燃的压缩空气流生成燃烧气体。该处理生成热量和压力变化，这需要空气流来调节下游涡轮区段的燃烧气体，或限制由于生成的热量而对燃烧区段造成的损坏。
通常需要燃烧区段来产生高能燃烧气体，同时还限制排放，例如氮氧化物、温室气体、未燃烧的碳氢化合物或烟雾。此外，燃烧区段面临着引入冷却空气以限制燃烧区段和下游涡轮区段的结构的损坏或劣化的挑战。一般来说，实现其中一些挑战需要或导致对实现其他挑战的妥协。此外，应当认识到，燃烧区段的几何形状变化通常会在燃烧区段产生不可预测的影响，例如关于限制排放、限制劣化或限制不期望的压力波动。
因此，需要改进的燃烧区段结构。此外，需要改进的燃烧气体稀释结构以限制燃烧区段结构的退化。
发明内容
本公开的方面和优点将在以下描述中部分阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过本公开的实践而获知。
本公开的方面涉及一种燃气涡轮发动机和燃烧器组件。燃烧器组件包括一起至少部分地限定燃烧室的第一衬套和第二衬套。第一衬套和第二衬套沿纵向方向被间隙隔开。第一衬套相对于沿纵向方向通过燃烧室的流体流在第二衬套的前方。间隙沿周向方向延伸。
本公开的另一方面涉及一种限定纵向方向和周向方向的燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括燃烧器组件，燃烧器组件具有一起至少部分地限定燃烧室的第一衬套和第二衬套。第一衬套和第二衬套沿纵向方向被间隙隔开。第一衬套相对于沿纵向方向通过燃烧室的流体流在第二衬套的前方。间隙沿周向方向延伸。燃烧器组件包括燃烧室的上游端处的隔板组件。第一衬套连接到隔板组件。涡轮喷嘴定位在在燃烧室的下游端，其中第二衬套连接到涡轮喷嘴。
通过参考以下描述和所附权利要求，本公开的这些和其他特征、方面和优点将变得更好理解。结合到本说明书中并构成本说明书的一部分的附图示出了本公开的实施例，并且与说明书一起用于解释本公开的原理。
附图说明
在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的优选实施例的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其中：
图1是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意横截面视图；
图2是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的燃烧区段的横截面侧视图；
图3是根据本公开的方面的燃气涡轮发动机的燃烧区段的燃烧器的实施例的横截面侧视图；
图4是根据本公开的方面的燃气涡轮发动机的燃烧区段的燃烧器的实施例的横截面侧视图；
图5是根据本公开的方面的燃气涡轮发动机的燃烧区段的燃烧器的一部分的立体视图；
图6是根据本公开的方面的图5的燃烧器的一部分的示例性实施例的立体视图；
图7是根据本公开的方面的图5的燃烧器的一部分的示例性实施例的立体视图；
图8是根据本公开的方面的燃气涡轮发动机的燃烧器的示例性实施例的立体视图；
图9是根据本公开的方面的图8的燃烧器的一部分的示例性实施例的立体视图；
图10是根据本公开的方面的图8的燃烧器的一部分的示例性实施例的立体视图；以及
图11-16是根据本公开的方面的燃气涡轮发动机的燃烧器的部分的示意实施例。
在本说明书和附图中重复使用的附图标记旨在表示本公开的相同或相似的特征或元件。
具体实施方式
现在将详细参考本公开的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。每个示例是作为对本公开的解释而不是对本公开的限制来提供的。事实上，对于本领域技术人员来说显而易见的是，在不脱离本公开的范围或精神的情况下，可以对本公开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实施例一起使用以产生又一实施例。因此，本公开旨在涵盖落入所附权利要求及其等同物范围内的这些修改和变化。
本文使用“示例性”一词来表示“用作示例、实例或说明”。本文描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为优于或有利于其他实施方式。此外，除非另有明确说明，否则本文描述的所有实施例都应视为示例性的。
在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有说明，否则此类范围被识别并包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点可以相互独立地组合。
如本文所用，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。
此外，除非另有说明，否则术语“低”、“高”或它们各自的比较级(例如，更低、更高，如果适用)各自指代发动机内的相对速度。例如，“低压涡轮”在通常低于“高压涡轮”的压力下操作。或者，除非另有说明，否则上述术语可以理解为它们的最高级。例如，“低压涡轮”可以指代涡轮区段内的最低最大压力涡轮，并且“高压涡轮”可以指代涡轮区段内的最高最大压力涡轮。
除非本文另有说明，否则术语“联接”、“固定”、“附接到”等是指直接联接、固定或附接，以及通过一个或多个中间部件或特征的间接联接、固定或附接。
本主题涉及用于燃气涡轮发动机的燃烧器。一般而言，燃烧器可包括前衬段和后衬段，后衬段相对于沿纵向方向朝向排气区段的流体流定位在前衬段的下游。在这方面，前衬段和后衬段至少部分地限定燃烧室，燃料和空气混合物在该燃烧室中燃烧以生成燃烧气体。
稀释槽或间隙由前衬段和后衬段的纵向分离形成。该间隙允许高达基本上360度的稀释流体(例如压缩空气)进入燃烧室，用于与燃烧气体快速混合，并改进贫区中的燃烧处理的完成。环形壁或栅栏从后衬段径向延伸到燃烧室中，允许压缩空气更好地渗透到燃烧室中。
在某些实施例中，前衬段连接到上游隔板组件并且后衬段连接到下游涡轮喷嘴。前衬段可以从隔板组件悬臂伸出。后衬段可以从涡轮喷嘴悬臂伸出。稀释槽或间隙形成在前衬段和后衬段的悬臂端之间。
在特定布置中，可移动接口定位在前衬段和后衬段之间。可移动接口可形成浮动插入件，其调节或控制间隙的纵向尺寸并适应前衬段和后衬段的独立热膨胀。
本文提供的实施例允许减少排放，例如富燃燃烧器构造中的氮氧化物(NOx)。由前衬段和后衬段形成的稀释槽或间隙(例如基本上或完全环形的间隙)可以将沿衬套壁的气体温度显着降低500华氏度或更多。附加地或替代地，本文提供的实施例可降低燃烧室(即热点)处和下游的周向温度梯度，并且总体上改善模式因子，从而允许提高耐久性并减少衬套和下游涡轮区段的劣化。可移动接口还可以允许间隙相对于衬套温度变化的调节或可控性，并提供改进的振动响应或阻尼。
现在参考附图，图1是燃气涡轮发动机10的一个实施例的示意横截面视图。在所示实施例中，发动机10被构造为高旁通涡轮风扇发动机。然而，在替代实施例中，发动机10可以被构造为螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴燃气涡轮发动机或任何其他合适类型的燃气涡轮发动机。
如图1所示，发动机10限定纵向方向L、径向方向R和周向方向C。通常，纵向方向L平行于发动机10的纵向中心线12延伸，径向方向R从纵向中心线12正交地向外延伸，并且周向方向C围绕纵向中心线12大致同心地延伸。
通常，发动机10包括至少部分地被环形机舱20包围的风扇14、低压(LP)线轴16和高压(HP)线轴18。更具体地，风扇14可以包括风扇转子22和联接到风扇转子22的多个风扇叶片24(示出了一个)。在这方面，风扇叶片24沿周向方向C彼此间隔开，并且沿径向方向R从风扇转子22向外延伸。此外，LP线轴16和HP线轴18沿纵向中心线12(即，在纵向方向L上)定位在风扇14的下游。如图所示，LP线轴16可旋转地联接到风扇转子22，从而允许LP线轴16旋转风扇14。另外，在周向方向C上彼此间隔开的多个出口导向轮叶或支柱26沿径向方向R在围绕LP线轴16和HP线轴18的外壳体28与机舱20之间延伸。因此，支柱26相对于外壳体28支撑机舱20，使得外壳体28和机舱20限定定位在它们之间的旁通气流通道30。
外壳体28通常以串行流动顺序围绕或包围压缩机区段32、燃烧区段34、涡轮区段36和排气区段38。例如，在一些实施例中，压缩机区段32可以包括LP线轴16的低压(LP)压缩机40和HP线轴18的高压(HP)压缩机42，HP压缩机42沿纵向中心线12定位在LP压缩机40的下游。每个压缩机40、42又可以包括与一排或多排压缩机转子叶片46相互交叉的一排或多排定子轮叶44。此外，在一些实施例中，涡轮区段36包括HP线轴18的高压(HP)涡轮48和LP线轴16的低压(LP)涡轮50，LP涡轮50沿纵向中心线12定位在HP涡轮48的下游。每个涡轮48、50又可以包括与一排或多排涡轮转子叶片54相互交叉的一排或多排定子轮叶52。在特定实施例中，涡轮区段包括定位在燃烧室106下游和涡轮转子叶片54上游的第一定子轮叶组件或涡轮喷嘴52。
此外，LP线轴16包括低压(LP)轴56，而HP线轴18包括围绕LP轴56同心定位的高压(HP)轴58。在这样的实施例中，HP轴58可旋转地联接HP涡轮48的转子叶片54和HP压缩机42的转子叶片46，使得HP涡轮转子叶片54的旋转可旋转地驱动HP压缩机转子叶片46。如图所示，LP轴56直接联接到LP涡轮50的转子叶片54和LP压缩机40的转子叶片46。此外，LP轴56经由齿轮箱60联接到风扇14。在这方面，LP涡轮转子叶片54的旋转可旋转地驱动LP压缩机转子叶片46和风扇叶片24。
在若干实施例中，发动机10可生成推力以推进飞行器。更具体地，在操作期间，空气62进入发动机10的入口部分64。风扇14将空气62的第一部分(由箭头66指示)供应到旁通气流通道30，并且将空气62的第二部分(由箭头68指示)供应到压缩机区段32。空气62的第二部分68首先流过LP压缩机40，其中的转子叶片46逐渐压缩空气62的第二部分68。接着，空气62的第二部分68流过HP压缩机42，其中的转子叶片46继续逐渐压缩空气62的第二部分68。空气62的压缩第二部分68随后被输送到燃烧区段34。在燃烧区段34中，空气62的第二部分68与燃料混合并燃烧，以生成高温高压燃烧气体70。此后，燃烧气体70流过HP涡轮48，HP涡轮转子叶片54从中提取第一部分动能和/或热能。这种能量提取使HP轴58旋转，从而驱动HP压缩机42。燃烧气体70然后流过LP涡轮50，LP涡轮转子叶片54从中提取第二部分动能和/或热能。这种能量提取使LP轴56旋转，从而经由齿轮箱60驱动LP压缩机40和风扇14。然后燃烧气体70通过排气区段38离开发动机10。
提供上述和图1中所示的燃气涡轮发动机10的构造只是为了将本主题置于示例性使用领域中。因此，本主题可以容易地适用于任何方式的燃气涡轮发动机构造，包括其他类型的航空燃气涡轮发动机、船用燃气涡轮发动机、和/或陆基/工业燃气涡轮发动机。
图2是燃气涡轮发动机10的燃烧区段34的一个实施例的横截面视图。如图所示，燃烧区段34包括环形燃烧器组件100。在若干实施例中，燃烧区段34包括压缩机排放壳体118。在这样的实施例中，压缩机排放壳体118在周向方向C上至少部分地围绕或以其他方式包围燃烧器100。在这方面，压缩机排放气室120被限定在压缩机排放壳体118和衬套102、104之间。压缩机排放气室120又被构造为将压缩空气供应到燃烧器100。具体地，如图所示，离开HP压缩机42的空气68通过入口导向轮叶122被引导到压缩机排放气室120中。压缩机排放气室120内的空气68然后通过燃料喷嘴112供应到燃烧器100的燃烧室106，以用于燃烧燃料。
燃烧器组件100包括沿周向方向C环形延伸的内衬102。燃烧器组件100还包括外衬104，外衬104沿径向方向R从内衬102向外定位。外衬104沿周向方向C环形延伸。在这方面，内衬102和外衬104在它们之间限定燃烧室106。每个衬套102、104包括第一衬套或前衬段108和第二衬套或后衬段110，后衬段110相对于流体流(例如燃烧气体70流)通过燃烧器组件100的方向定位在前衬段108的下游。燃烧器组件100包括一个或多个燃料喷嘴112，一个或多个燃料喷嘴112延伸通过在燃烧室106的上游端121处提供壁的隔板组件107。燃料喷嘴112将气体和/或液体燃料和氧化剂(例如空气68)的混合物供应到燃烧室106。燃料和空气混合物在燃烧室106内燃烧以生成燃烧气体70。尽管图2示出了单个环形燃烧器组件100，但在其他实施例中，燃烧区段34可以包括多个燃烧器组件100。其他燃烧器构造包括筒形燃烧器和筒形环形燃烧器。
在若干实施例中，燃烧器组件100包括稀释槽或间隙114，稀释槽或间隙114通过沿前衬段108的纵向方向L与后衬段110的分离而形成。稀释槽或间隙114沿周向方向C至少部分地延伸。前衬段108从隔板组件107沿纵向方向L朝向燃烧室106的下游端123延伸。后衬段110从涡轮喷嘴52沿纵向方向L朝向燃烧室106的上游端121延伸。
在特定实施例中，前衬段108从隔板组件107悬臂伸出，而后衬段110从涡轮喷嘴52悬臂伸出。现在参考图2-3，稀释槽或间隙114定位在前衬段108的后端128和后衬段110的前端127之间。在某些实施例中，靠近稀释槽或间隙114的后衬段110的前端127包括径向延伸的壁或栅栏116。栅栏116邻近稀释槽或间隙114定位并且延伸到燃烧室106中。栅栏116还可以沿周向方向C环形延伸。在某些实施例中，栅栏116可以包括形成部分或基本上环形结构的多个分段弧。
返回参考图2，在操作期间，压缩空气的一部分(经由箭头71示意性地描绘)被引导绕过燃烧器组件100通过压缩机排放气室120。至少一部分压缩空气通过间隙114进入燃烧室106，例如经由箭头72示意性地描绘。通过间隙114进入燃烧室106的稀释空气72减少或减轻NOx的形成。此外，栅栏116引导稀释空气72沿径向方向R朝向燃烧室106的中心并增加燃烧室106内的湍流，从而允许改进稀释空气72与燃烧气体70的混合，以减轻NOx的形成。应当理解，特定实施例包括从外衬104朝向燃烧室106的中心沿径向方向R向内延伸的栅栏116。在更具体的实施例中，栅栏116从内衬102朝向燃烧室106的中心沿径向方向R向外延伸。
现在参考图4至图16，在各种实施例中，燃烧器组件100包括在前端127处邻接后衬段110的可移动接口115。可移动接口围绕前衬段108的后端128。在某些实施例中，例如本文进一步描述的，可移动接口115联接到前衬段108的后端128。在特定实施例中，可移动接口115可拆卸地联接到后衬段110的前端127。然而，应当理解，可移动接口115的头端117可以钎焊、焊接或以其他方式配合到后衬段110。
可移动接口115包括头端117，该头端117靠近后衬段110的前端127。可移动接口115包括叉端119，该叉端119靠近前衬段108的后端128。相对于远离叉端119并且靠近后衬段110的前端127的头端117，叉端119靠近前衬段108的后端128。头端117形成终端，该终端被构造为沿纵向方向L邻接后衬段110的前端127。叉端119分支成至少部分地围绕前衬段108的后端128的一个或多个纵向延伸段。叉端119形成腔129，前衬段108的后端128定位在腔129处。
在某些实施例中，叉端119和头端117通过沿纵向方向L延伸的构件124连接。可移动接口115可以包括两个或更多个跨间隙114延伸的构件124。每个构件124沿周向方向C分开，以便将基本上环形的稀释槽或间隙114分成弓形区段。稀释槽或间隙114的每个弓形区段沿周向方向C在2度和178度之间延伸。在各种实施例中，可移动接口115形成多个弓形区段，多个弓形区段形成基本环形或360度的间隙114。应当理解，包括构件124的基本上环形的间隙114可以在衬套108、110之间形成高达359度的空间或开口，或至少345度的开口。
在某些实施例中，如图4所示，弹簧130定位在腔129中。可移动接口115经由弹簧130联接到前衬段108的后端128。在各种实施例中，弹簧130沿纵向方向L(图2)延伸，或与通过燃烧室106从前衬段108朝向后衬段110的燃烧气体70流基本同向。弹簧130被构造为沿纵向方向L推动可移动接口115朝向后衬段110。因此，弹簧130可以允许可移动接口115沿纵向方向L膨胀、收缩或以其他方式移动，例如允许基于温度变化或部件(例如前衬段108和后衬段110)之间的温度差异而移动。弹簧130可以防止与穿过燃烧器组件100的热循环和热梯度相关联的不期望应力和疲劳。此外，弹簧130可以允许可移动接口115相对于衬套温度的变化或前衬段108和后衬段110处的温度之间的差异的变化来调整或控制间隙114。弹簧130可以进一步提供改进的振动响应或阻尼。
在各种实施例中，弹簧130在腔129内周向延伸。弹簧130可以形成单个环形件，或者包括多个段或弧。弹簧130可进一步在腔129处形成密封件，以减轻在压缩机排放气室120和燃烧室106之间通过腔129的流动。
在某些实施例中，如图5-10所示，燃烧器组件100附加地或替代地包括定位在腔129中的密封件132，以减轻在压缩机排放气室120和燃烧室106之间通过腔129的流动。密封件132可以包括周向延伸通过腔129的单个环形件。在其他实施例中，密封件可以包括以周向相邻布置的多个段或弧。密封件可包括绳密封件、活塞环、弹簧(例如，在终端分离的环形构件)、垫圈或其他合适的密封装置。在特定实施例中，可移动接口115经由密封件132联接到前衬段108。在某些实施例中，前衬段108经由密封件132和/或弹簧130附接到可移动接口115。密封件132可沿前衬段108环形延伸。在又一特定实施例中，密封件132联接到前衬段108的冷侧，例如靠近压缩机排放气室120并远离燃烧室106的面。
仍然参考图5-10，在各种实施例中，可移动接口115的头端117沿径向方向R延伸。头端117可以特别地沿栅栏116延伸。在某些实施例中，例如图8-10中所描绘的，头端117沿径向方向R向外延伸。在某些实施例中，头端117沿周向方向C环形延伸。构件124连接到头端117并升高到间隙114上方。如此定位的构件124可以减少或减轻稀释空气72相对于进入燃烧室106的稀释空气72的空气动力学相互作用。换句话说，当构件124定位成更远离燃烧室106时，进入燃烧室106的稀释空气72的流动特性可以在周向上更加均匀。在还有的各种实施例中，构件124可用于期望地改变或调节稀释空气72在与燃烧气体70混合时的流动特性。
简要参考图10，提供了可移动接口115的另一个示例性实施例。燃烧器组件100的构造与关于图1-9所描绘和描述的基本类似。在图10中，叉端119还可以形成提供压缩机排放气室120和腔129之间的流体连通的通气开口125。通气开口125可以形成为沿周向方向C相邻布置的多个离散开口。通气开口125可以是沿弧或周向段延伸的槽，或者作为基本上圆形的孔口，或者其他合适的开口。通气开口125可以允许期望量的冷却流体通过腔129，例如以降低腔129内、或叉端119处、或可移动接口115靠近其的其他部分处的温度。
现在参考图11-16，提供了可移动接口115、前衬段108和后衬段110的示例性实施例。关于图11-16提供的示例性实施例的构造与关于图2-10中的一个或多个所描绘和描述的基本类似。在图11中，可移动接口115包括包含头端117的多个构件124，其中每个头端117沿周向方向C彼此分离。
在图12-13中，所提供的示例性实施例被构造为与关于图2-10中的一个或多个所描绘和描述的基本类似。在图12-13中，提供了邻接第二衬套110的头端117的各种示例性几何形状。在图12中，头端117包括大致“T”的几何形状，在该几何形状处，头端117的一部分沿径向方向R向内和向外延伸。在图13中，头端117沿径向方向R向内延伸并邻接栅栏116。在图13中，第二衬套110可以沿径向方向R从第一衬套108偏移。在特定实施例中，第二衬套110沿径向方向R从第一衬套108向外偏移，并且构件124连接到叉端119的径向向外部分，以将第一衬套108相对径向向内放置在叉端119内。然而，应该理解的是，其他实施例可以经由连接到叉端119的径向向内部分的构件124将第二衬套110沿径向方向R从第一衬套108向内偏移，以将第一衬套108相对径向向外放置在叉端119内。
在图14-15中，构件124还可以包括一个或多个弯曲部或半径126，例如以在可移动接口115的头端117和叉端119之间形成弹簧。在特定实施例中，构件124可以包括具有不同于头端117和/或叉端119的第一热膨胀系数的第一材料，头端117和/或叉端119具有具有第二热膨胀系数的第二材料。第一热膨胀系数可以被构造为允许相对于第二膨胀系数实质上更大的变化或移动。更进一步，具有一个或多个弯曲部或半径126的构件124可以在可移动接口115处形成弹簧，例如以允许如上所述的间隙114的可控性或调整和/或改进的振动响应和阻尼。
在图16中，提供了立体视图，其中密封件132和弹簧130各自包括在腔129中，如上所述。可移动接口115可以包括在各个周向部分处定位在腔129中的多个弹簧。密封件132可以环形延伸，例如以抑制压缩机排放气室120和腔129之间的流动。在又一个实施例中，可移动接口115可以包括通气开口125，例如关于图10所描绘和描述的。通气开口可以允许受控或计量的流体流从压缩机排放气室120进入腔129。在某些实施例中，通气开口125的定位可以对应于离散弹簧130的定位，例如以允许受控量的冷却流体从压缩机排放气室120热连通到弹簧130。
本文提供的燃烧器组件100可以部分地、整体地或以包括但不限于纯金属、镍合金、铬合金、钛、钛合金、镁、镁合金、铝、铝合金和镍或钴基超合金(例如，可从SpecialMetals Corporation获得的名称为
Figure BDA0003718454440000091
的那些)、复合材料、金属基复合材料或陶瓷基复合材料(CMC)，或其组合，或适用于高应力、高温环境的其它材料的材料的某种组合形成。在某些实施例中，第一衬套或前衬段108和第二衬套或后衬段110均由金属片、铸件、锻件、叠层、增材制造处理或用于燃烧器的其他合适的制造处理形成。如本文所述的衬套和相应部件可以形成为相应的一体部分，或者紧固、粘合或以其他方式形成在一起，这可以适用于燃烧器和涡轮区段。在各种实施例中，前衬段108可以包括第一材料，后衬段110可以包括第二材料，并且可移动接口115可以包括第三材料，其中每种材料包括彼此不同的热膨胀系数。可移动接口115可形成浮动插入件，其调节或控制间隙114的纵向尺寸并适应前衬段108和后衬段110的独立热膨胀。
该书面描述使用示例来公开优选实施例，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本公开，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。本公开的可专利范围由权利要求限定，并且可以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区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质性差异的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。
本公开的进一步方面由以下条项的主题提供：
1.一种限定纵向方向和周向方向的燃烧器组件，所述燃烧器组件包括：第一衬套和第二衬套，所述第一衬套和所述第二衬套一起至少部分地限定燃烧室，其中所述第一衬套和所述第二衬套沿所述纵向方向被间隙隔开，并且其中所述第一衬套相对于沿所述纵向方向通过所述燃烧室的流体流在所述第二衬套的前方，并且其中所述间隙沿所述周向方向延伸。
2.根据本文中任何一个或多个条项所述的燃烧器组件，其中，所述第二衬套在所述燃烧室的下游端处连接到涡轮喷嘴，并且其中所述第一衬套在所述燃烧室的上游端处连接到隔板组件。
3.根据本文中任何一个或多个条项所述的燃烧器组件，其中，所述第二衬套从所述涡轮喷嘴悬臂伸出。
4.根据本文中任何一个或多个条项所述的燃烧器组件，其中，所述间隙沿所述周向方向环形延伸。
5.根据本文中任何一个或多个条项所述的燃烧器组件，所述燃烧器组件包括：可移动接口，所述可移动接口在前端处邻接所述第二衬套，其中所述可移动接口围绕所述第一衬套的后端。
6.根据本文中任何一个或多个条项所述的燃烧器组件，其中，所述可移动接口联接到所述第一衬套的所述后端。
7.根据本文中任何一个或多个条项所述的燃烧器组件，其中，所述可移动接口包括相对于叉端靠近所述第二衬套的所述前端的头端，并且其中所述叉端相对于所述头端靠近所述第一衬套的所述后端。
8.根据本文中任何一个或多个条项所述的燃烧器组件，其中，所述第一衬套的所述后端定位在腔中，腔由所述可移动接口的所述叉端限定。
9.根据本文中任何一个或多个条项所述的燃烧器组件，所述燃烧器组件包括弹簧，所述弹簧定位在所述腔中，其中所述可移动接口经由所述弹簧联接到所述第一衬套的所述后端。
10.根据本文中任何一个或多个条项所述的燃烧器组件，其中，所述弹簧沿所述纵向方向从所述第一衬套朝向所述第二衬套延伸。
11.根据本文中任何一个或多个条项所述的燃烧器组件，其中，所述弹簧被构造为沿所述纵向方向推动所述可移动接口朝向所述第二衬套。
12.根据本文中任何一个或多个条项所述的燃烧器组件，所述燃烧器组件包括：密封件，所述密封件定位在所述腔中，其中所述可移动接口经由所述密封件联接到所述第一衬套。
13.根据本文中任何一个或多个条项所述的燃烧器组件，其中，所述密封件沿所述第一衬套环形延伸。
14.根据本文中任何一个或多个条项所述的燃烧器组件，其中，所述密封件联接到所述第一衬套的冷侧。
15.根据本文中任何一个或多个条项所述的燃烧器组件，其中，所述可移动接口包括沿所述纵向方向延伸的构件，其中所述构件包括靠近所述第二衬套的所述前端的头端，并且其中所述构件包括靠近所述第一衬套的所述后端的叉端。
16.根据本文中任何一个或多个条项所述的燃烧器组件，其中，所述可移动接口包括两个或更多个构件。
17.根据本文中任何一个或多个条项所述的燃烧器组件，其中，所述第一衬套和所述第二衬套各自环形延伸，并且其中，所述构件将所述间隙形成为弓形区段，其中所述弓形区段沿所述周向方向在2度和178度之间延伸。
18.根据本文中任何一个或多个条项所述的燃烧器组件，其中，所述第一衬套、所述第二衬套和所述可移动接口可彼此隔开。
19.根据本文中任何一个或多个条项所述的燃烧器组件，其中，所述可移动接口形成开口，所述开口提供所述腔与围绕所述燃烧器组件的压缩机排放气室之间的流体连通。
20.根据本文中任何一个或多个条项所述的燃烧器组件，其中，所述可移动接口在所述第一衬套和所述第二衬套之间的间隙中环形延伸。
21.一种限定纵向方向和周向方向的燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括燃烧器组件，所述燃烧器组件包括一起至少部分地限定燃烧室的第一衬套和第二衬套，其中所述第一衬套和所述第二衬套沿所述纵向方向被间隙隔开，并且其中所述第一衬套相对于沿所述纵向方向通过所述燃烧室的流体流在所述第二衬套的前方，并且其中所述间隙沿所述周向方向延伸，并且其中所述燃烧器组件包括所述燃烧室的上游端处的隔板组件，其中所述第一衬套连接到所述隔板组件；以及涡轮喷嘴，所述涡轮喷嘴在所述燃烧室的下游端，其中所述第二衬套连接到所述涡轮喷嘴。
22.一种燃气涡轮发动机，包括根据本文中任何一个或多个条项所述的燃烧器组件。

Claims (10)

1.一种燃烧器组件，所述燃烧器组件限定纵向方向和周向方向，其特征在于，所述燃烧器组件包括：
第一衬套和第二衬套，所述第一衬套和所述第二衬套一起至少部分地限定燃烧室，其中所述第一衬套和所述第二衬套沿所述纵向方向被间隙隔开，并且其中所述第一衬套相对于沿所述纵向方向通过所述燃烧室的流体流在所述第二衬套的前方，并且其中所述间隙沿所述周向方向延伸。
2.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，其中，所述第二衬套在所述燃烧室的下游端处连接到涡轮喷嘴，并且其中所述第一衬套在所述燃烧室的上游端处连接到隔板组件。
3.根据权利要求2所述的燃烧器组件，其特征在于，其中，所述第二衬套从所述涡轮喷嘴悬臂伸出。
4.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，其中，所述间隙沿所述周向方向环形延伸。
5.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器组件包括：
可移动接口，所述可移动接口在前端处邻接所述第二衬套，其中所述可移动接口围绕所述第一衬套的后端。
6.根据权利要求5所述的燃烧器组件，其特征在于，其中，所述可移动接口联接到所述第一衬套的所述后端。
7.根据权利要求5所述的燃烧器组件，其特征在于，其中，所述可移动接口包括头端，所述头端相对于叉端靠近所述第二衬套的所述前端，并且其中所述叉端相对于所述头端靠近所述第一衬套的所述后端。
8.根据权利要求7所述的燃烧器组件，其特征在于，其中，所述第一衬套的所述后端定位在腔中，所述腔由所述可移动接口的所述叉端限定。
9.根据权利要求8所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器组件包括：
弹簧，所述弹簧定位在所述腔中，其中所述可移动接口经由所述弹簧联接到所述第一衬套的所述后端。
10.根据权利要求9所述的燃烧器组件，其特征在于，其中，所述弹簧沿所述纵向方向从所述第一衬套朝向所述第二衬套延伸。
CN202210742098.2A 2021-06-30 2022-06-28 具有可移动接口稀释开口的燃烧器组件 Active CN115539985B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US17/363,088 2021-06-30
US17/363,088 US11725817B2 (en) 2021-06-30 2021-06-30 Combustor assembly with moveable interface dilution opening

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN115539985A true CN115539985A (zh) 2022-12-30
CN115539985B CN115539985B (zh) 2024-04-19

Family

ID=84724373

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210742098.2A Active CN115539985B (zh) 2021-06-30 2022-06-28 具有可移动接口稀释开口的燃烧器组件

Country Status (2)

Country Link
US (1) US11725817B2 (zh)
CN (1) CN115539985B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20230296250A1 (en) * 2022-03-21 2023-09-21 General Electric Company Turbine engine combustor and combustor liner

Citations (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3965066A (en) * 1974-03-15 1976-06-22 General Electric Company Combustor-turbine nozzle interconnection
DE3535443C1 (de) * 1985-10-04 1986-11-20 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Brennkammer fuer ein Gasturbinentriebwerk,insbesondere Ringbrennkammer,mit mindestes einer Luftzufuhrbuchse
US5407319A (en) * 1993-03-11 1995-04-18 Rolls-Royce Plc Sealing structures for gas turbine engines
US5417545A (en) * 1993-03-11 1995-05-23 Rolls-Royce Plc Cooled turbine nozzle assembly and a method of calculating the diameters of cooling holes for use in such an assembly
US5749218A (en) * 1993-12-17 1998-05-12 General Electric Co. Wear reduction kit for gas turbine combustors
US20140123619A1 (en) * 2012-11-08 2014-05-08 General Electric Company Combustor assembly
US20140248120A1 (en) * 2013-03-01 2014-09-04 Rolls-Royce Corporation Bi-metal strip-seal
CN104160215A (zh) * 2012-01-31 2014-11-19 通用电气公司 用于可移除构件的适配器组件
US20160258624A1 (en) * 2015-02-04 2016-09-08 Rolls-Royce Plc Combustion chamber and a combustion chamber segment
EP3067627A1 (en) * 2015-03-12 2016-09-14 General Electric Technology GmbH Mounting and dismounting device for a liner of a gas turbine and a related method
CN106482158A (zh) * 2015-09-02 2017-03-08 通用电气公司 用于涡轮发动机的活塞环组件
CN107035531A (zh) * 2015-12-30 2017-08-11 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的耐磨框架衬套接头组件
CN107075961A (zh) * 2014-10-28 2017-08-18 西门子公司 供用于涡轮发动机中的位于过渡道和第一排叶片组件之间的密封组件
CN107120683A (zh) * 2016-02-25 2017-09-01 通用电气公司 燃烧器组件
CN107152699A (zh) * 2016-03-04 2017-09-12 通用电气公司 套筒组件及其制造方法
CN107763664A (zh) * 2016-08-18 2018-03-06 通用电气公司 用于涡轮发动机的燃烧器组件
CN108729959A (zh) * 2017-04-21 2018-11-02 通用电气公司 用于燃气涡轮燃烧器衬套的压力调节活塞密封件
CN110494693A (zh) * 2017-04-13 2019-11-22 通用电气公司 单腔捕获涡流燃烧器
US20200025003A1 (en) * 2018-03-03 2020-01-23 Rolls-Royce Plc Rear outer discharge nozzle
US20200024993A1 (en) * 2018-03-06 2020-01-23 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine combustion arrangement and a gas turbine engine

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1605310A (en) * 1975-05-30 1989-02-01 Rolls Royce Nozzle guide vane structure
US4232527A (en) 1979-04-13 1980-11-11 General Motors Corporation Combustor liner joints
US4458481A (en) * 1982-03-15 1984-07-10 Brown Boveri Turbomachinery, Inc. Combustor for regenerative open cycle gas turbine system
JPH09195799A (ja) 1996-01-17 1997-07-29 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃焼器のスプリングシール装置
US6347508B1 (en) * 2000-03-22 2002-02-19 Allison Advanced Development Company Combustor liner support and seal assembly
JP3600912B2 (ja) 2001-09-12 2004-12-15 川崎重工業株式会社 燃焼器ライナのシール構造
US7527469B2 (en) 2004-12-10 2009-05-05 Siemens Energy, Inc. Transition-to-turbine seal apparatus and kit for transition/turbine junction of a gas turbine engine
US8336312B2 (en) * 2009-06-17 2012-12-25 Siemens Energy, Inc. Attenuation of combustion dynamics using a Herschel-Quincke filter
US8491259B2 (en) 2009-08-26 2013-07-23 Siemens Energy, Inc. Seal system between transition duct exit section and turbine inlet in a gas turbine engine
US8276391B2 (en) * 2010-04-19 2012-10-02 General Electric Company Combustor liner cooling at transition duct interface and related method
US20120180500A1 (en) * 2011-01-13 2012-07-19 General Electric Company System for damping vibration in a gas turbine engine
WO2013022367A1 (en) * 2011-08-11 2013-02-14 General Electric Company System for injecting fuel in a gas turbine engine
US10801729B2 (en) 2015-07-06 2020-10-13 General Electric Company Thermally coupled CMC combustor liner
US10816212B2 (en) * 2016-04-22 2020-10-27 Rolls-Royce Plc Combustion chamber having a hook and groove connection
US10683766B2 (en) 2016-07-29 2020-06-16 Siemens Energy, Inc. Static wear seals for a combustor transition
GB201613299D0 (en) * 2016-08-02 2016-09-14 Rolls Royce Plc A method of assembling an annular combustion chamber assembly
US10830069B2 (en) * 2016-09-26 2020-11-10 General Electric Company Pressure-loaded seals
US10677465B2 (en) 2017-05-16 2020-06-09 General Electric Company Combustor mounting assembly having a spring finger for forming a seal with a fuel injector assembly
GB201720254D0 (en) * 2017-12-05 2018-01-17 Rolls Royce Plc A combustion chamber arrangement
JP7149807B2 (ja) 2018-11-01 2022-10-07 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
US11028706B2 (en) * 2019-02-26 2021-06-08 Rolls-Royce Corporation Captured compliant coil seal

Patent Citations (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3965066A (en) * 1974-03-15 1976-06-22 General Electric Company Combustor-turbine nozzle interconnection
DE3535443C1 (de) * 1985-10-04 1986-11-20 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Brennkammer fuer ein Gasturbinentriebwerk,insbesondere Ringbrennkammer,mit mindestes einer Luftzufuhrbuchse
US5407319A (en) * 1993-03-11 1995-04-18 Rolls-Royce Plc Sealing structures for gas turbine engines
US5417545A (en) * 1993-03-11 1995-05-23 Rolls-Royce Plc Cooled turbine nozzle assembly and a method of calculating the diameters of cooling holes for use in such an assembly
US5749218A (en) * 1993-12-17 1998-05-12 General Electric Co. Wear reduction kit for gas turbine combustors
CN104160215A (zh) * 2012-01-31 2014-11-19 通用电气公司 用于可移除构件的适配器组件
US20140123619A1 (en) * 2012-11-08 2014-05-08 General Electric Company Combustor assembly
US20140248120A1 (en) * 2013-03-01 2014-09-04 Rolls-Royce Corporation Bi-metal strip-seal
CN107075961A (zh) * 2014-10-28 2017-08-18 西门子公司 供用于涡轮发动机中的位于过渡道和第一排叶片组件之间的密封组件
US20160258624A1 (en) * 2015-02-04 2016-09-08 Rolls-Royce Plc Combustion chamber and a combustion chamber segment
EP3067627A1 (en) * 2015-03-12 2016-09-14 General Electric Technology GmbH Mounting and dismounting device for a liner of a gas turbine and a related method
CN106482158A (zh) * 2015-09-02 2017-03-08 通用电气公司 用于涡轮发动机的活塞环组件
CN107035531A (zh) * 2015-12-30 2017-08-11 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的耐磨框架衬套接头组件
CN107120683A (zh) * 2016-02-25 2017-09-01 通用电气公司 燃烧器组件
CN107152699A (zh) * 2016-03-04 2017-09-12 通用电气公司 套筒组件及其制造方法
CN107763664A (zh) * 2016-08-18 2018-03-06 通用电气公司 用于涡轮发动机的燃烧器组件
CN110494693A (zh) * 2017-04-13 2019-11-22 通用电气公司 单腔捕获涡流燃烧器
CN108729959A (zh) * 2017-04-21 2018-11-02 通用电气公司 用于燃气涡轮燃烧器衬套的压力调节活塞密封件
US20200025003A1 (en) * 2018-03-03 2020-01-23 Rolls-Royce Plc Rear outer discharge nozzle
US20200024993A1 (en) * 2018-03-06 2020-01-23 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine combustion arrangement and a gas turbine engine

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
周刚;: "一种带有孔板的辅助燃烧室的设计", 中国科技信息, no. 02, 12 January 2018 (2018-01-12), pages 79 - 80 *

Also Published As

Publication number Publication date
US11725817B2 (en) 2023-08-15
CN115539985B (zh) 2024-04-19
US20230003382A1 (en) 2023-01-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
AU2021257969B2 (en) Fuel nozzle assembly
CN113790463B (zh) 蜗壳驻涡燃烧器组件
CN111927628B (zh) 用于涡轮机的热交换器
US20190024895A1 (en) Combustor dilution structure for gas turbine engine
CN111197764B (zh) 环形同心燃料喷嘴组件
AU2019271951B2 (en) Combustion section and fuel injector assembly for a heat engine
US11788725B2 (en) Trapped vortex combustor for a gas turbine engine with a driver airflow channel
CN110848730B (zh) 用于热发动机的流动控制壁
US11112117B2 (en) Fuel nozzle cooling structure
AU2019271950B2 (en) Fuel injector assembly for a heat engine
US10724740B2 (en) Fuel nozzle assembly with impingement purge
CN115539985B (zh) 具有可移动接口稀释开口的燃烧器组件
US20190368381A1 (en) Combustion System Deflection Mitigation Structure
WO2018190926A1 (en) Single cavity trapped vortex combustor
US11221143B2 (en) Combustor and method of operation for improved emissions and durability
CN113864818A (zh) 燃烧器空气流动路径
US20190049113A1 (en) Purge cooling structure for combustor assembly
US11149692B2 (en) Deflection mitigation structure for combustion system

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