CN1573051A - 一种未焊接在室壁上的火花塞密封装置 - Google Patents

一种未焊接在室壁上的火花塞密封装置 Download PDF

Info

Publication number
CN1573051A
CN1573051A CNA2004100600308A CN200410060030A CN1573051A CN 1573051 A CN1573051 A CN 1573051A CN A2004100600308 A CNA2004100600308 A CN A2004100600308A CN 200410060030 A CN200410060030 A CN 200410060030A CN 1573051 A CN1573051 A CN 1573051A
Authority
CN
China
Prior art keywords
supporting mass
bobbin
collar
locular wall
periphery
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.)
Pending
Application number
CNA2004100600308A
Other languages
English (en)
Inventor
迪迪埃·埃尔南德斯
马里奥·德索萨
帕特里斯·科马雷
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.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA Moteurs SA
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 SNECMA Moteurs SA filed Critical SNECMA Moteurs SA
Publication of CN1573051A publication Critical patent/CN1573051A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/264—Ignition
    • F02C7/266—Electric
    • 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
    • F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
    • 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
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Portable Nailing Machines And Staplers (AREA)
  • Spark Plugs (AREA)
  • Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Abstract

提供了一种燃烧室，其包括：布置于外壳(6)径向内侧的室壁(5)；用来点燃空气燃料混合物的火花塞(3)，其安装在外壳上并且包括具有自由端(3a)的本体(2)，该自由端布置在穿通室壁(5)形成的孔(8)中并且留有适应于外壳与室壁之间相对位移的大间隙；以及置于本体与孔的周边(8a)之间的密封装置(1)，其包括被本体穿过的环形火花塞导向件(10)，该火花塞导向件可滑动地安装在环形支承体(12)的径向外端上，该环形支承体的基部固定在周边(8a)上。支承体固定在筒管(20)的径向外部，该筒管穿过孔并且在径向内端设有套环(21)，套环抵靠在室壁的内表面上，此外，设有用于套环的冷却回路(23，33，52)。

Description

一种未焊接在室壁上的火花塞密封装置
技术领域
本发明涉及一种燃烧室，其包括：一个径向布置于外壳内部的室壁；一个用来点燃空气燃料混合物的火花塞，该火花塞位于所述外壳上，并且包括一个带有自由端的本体，所述自由端以很大的间隙布置在一个穿通所述室壁的孔中，以适应于所述外壳和所述室壁之间的相对移动；以及一个设于所述本体和所述孔的周边之间的密封装置，所述密封装置包括一个环形火花塞导向件，所述本体穿过此导向件，该火花塞导向件可滑动地安置于一个环形支承体的径向外端，环形支承体的基部固定在所述周边上。
背景技术
在传统燃烧室中，室壁是由金属制作的，火花塞导向件的支承体同样是用与室壁的金属相容的金属制作的。支承体的基部围绕着孔焊接到室壁的外表面。
为了提高航空发动机的性能，需要提高燃烧室中的温度，随着该温度的增加，再使用金属制作的室壁就不可行了。这就意味着火花塞导向件支承体不能被焊接到室壁上了。当室壁由包含嵌入到陶瓷基体的碳纤维的复合材料制成时，上述问题就特别重要了。
US 6351949在其图2中示出了一个上面介绍特定类型的燃烧室，其中火花塞导向件支承体的基部呈现为通过焊接在孔周围以被固定到室壁的外表面上。上述文件还示出了用于将空气引入燃烧室中的可拆卸装置，所述可拆卸装置包括：一个圆柱形套筒，其穿过室壁上的孔，并且设有一个套环抵靠在室壁的内表面上，以及用于将所述套筒机械地牢固布置在室壁外表面上的装置。套筒由耐高温的金属材料制成，优选由陶瓷材料制成。上述文件并未指出火花塞导向件可以在其径向内端包含一个套环，用于以同样的方式固定抵靠在室壁上。此外，安装这样一个改进的支承体是不可能的，因为火花塞导向件是由支承体的端部支撑的，而所述端部的直径比所述支承体的基部的直径大，而且所述孔的直径比套筒的直径以及端部的直径都要小。
发明内容
本发明的目的是提出另外一种用于将火花塞导向件支承体固定到室壁之上的装置，该装置适应于彼此不相容或具有不同膨胀系数的部件。
本发明的燃烧室的特征在于：所述支承体被固定在筒管的径向外部，所述筒管穿过所述孔并且在径向内端设有套环，所述套环抵靠在室壁的内表面上，此外，设有用于所述套环的冷却回路。
所述筒管因此而可以由不同于室壁材料的材料制成，特别地，如果设有冷却回路，则可以用与套筒金属相容的金属制成。
有益的结构是，所述冷却回路包括：凹槽，它们形成在筒管的外周中，并且形成在套环上的与室壁相抵靠着的表面上；以及流道，它们形成在所述支承体中并且向外敞开在所述凹槽中。
为了便于安装，筒管在其外周设有销，其至少与形成在孔的外周中的凹口相咬合。
这种配置使得套环的定位变得轻而易举，而不会使套环错误地抵靠在室壁的内表面上。若是套环的曲率与室壁的曲率相匹配，就特别有益了。
最有益的结构是，支承体通过焊接而固定在筒管的外部。
在本发明的第一实施例中，孔的周边被夹持在套环与支承体的基部之间，所述支承体环绕着筒管的外部。
接下来，所述流道由穿通支承体的壁的孔眼构成，支承体的基部设有凹口，筒管的销的端部咬合在所述凹口中。
这种配置使得可以精确地将支承体定位在筒管上，以使孔眼向外敞开在所述凹槽中。
在本发明的第二实施例中，筒管通过螺母而被固定在孔的周边上，所述螺母夹在室壁与支承体的基部之间。
在这种情况下，所述流道由形成于支承体的基部中的沟槽构成。
附图说明
通过下面以示例的方式结合附图所作的描述，本发明的其它改进和特征将会展示出来，在附图中：
图1是在包含燃烧室轴线的平面上所作的局部剖视图，燃烧室包含一个带有构成本发明第一实施例的密封装置的火花塞；
图2示出了本发明的密封装置的第二实施例；以及
图3是构成本发明第一实施例的密封装置的分解透视图。
具体实施方式
图1至3中示出了布置在火花塞3的本体2上的密封装置1，火花塞3用来点燃具有轴线X的燃烧室的封闭腔4中的空气燃料混合物，封闭腔4在径向外侧由室壁5限定，而本身位于携带着火花塞3的外壳6的内侧。外壳6和室壁5因此在两者之间限定出一个环形流道7，在其中有空气流F1吹过，所述空气流F1来自压缩机并用以冷却室壁，并且可以冷却外壳和涡轮，同时也向封闭腔4中提供稀释空气。
火花塞3的径向内端3a以相当大的间隙J布置在穿通室壁5形成的孔8中。间隙J被确定为足够大，以允许外壳6和室壁5之间由于膨胀而产生的相对位移。
密封装置1包含一个环绕火花塞的本体2的环形火花塞导向件10，其被制作成圆盘状，并可滑动地安装在环形容腔11中，该环形容腔11设在一个环形支承体12的径向外部，所述环形支承体12固定在孔8的周边8a上。
环形容腔11由焊接到环形边缘14上的盖13限定，环形边缘14被形成在支承体12的上表面15的周边上。火花塞导向件10的高度和环形容腔11相对于火花塞轴线的径向延伸尺寸显著大于火花塞导向件10的直径，从而在火花塞和室壁5相对位移时，火花塞导向件能在环形容腔中自由移动。
火花塞导向件10的支承体12被固定到筒管20的径向外部上，优选通过焊接而固定，所述筒管20的直径与孔8的直径相匹配，并在其径向内端设有一个套环21，用于抵靠在孔8的周边8a的内表面上。
如图3清楚地显示，筒管20和套环21上设有凹槽23，以接收用来冷却筒管20、最主要的是用来冷却套环21的冷却空气流，所述套环因被置于燃烧室的封闭腔4之中而承受高温。在图3中，还可以看到筒管20的基部在其外周设有销24，同时孔8的周边8a设有凹口25。销24用于咬合在凹口25中。这种配置可以确保筒管20以一个预定的角位置安装在孔8中，以使套环21的上表面精确地按压在周边8a的内表面上，套环的此表面根据环绕孔8的燃烧室壁5的曲率而被成形。
凹槽23被规则地布置在筒管20的外周，它们沿轴向几乎延伸通过筒管20的整个高度，并且径向延伸到套环21上的用于按压燃烧室壁5内表面的表面上。
凹槽23通过设在支承体12中的流道而被供给冷却空气。
在本发明的第一实施例中，如图1和3所示，支承体12包含一个套筒30，其环绕着筒管20并且具有一个按压在周边8a的外表面上的基部31，从而将孔8的周边8a夹持在套环21和基部31之间。
如图3所示，支承体12的基部31也具有一个凹口32，凹口32咬合着销24的顶端。此布置使得支承体12以单一的角位置安置在筒管20上，并且也确保筒管20以单一的角位置安置在孔8中。
套筒30设有通风孔眼33，它们必须以与凹槽23对准的方式向外敞开。由于销24被插入到凹口32，因此不论凹槽23的分布和形状如何，装配时孔眼33均会被自动地置于面向凹槽23的位置，凹槽23的分布和形状可能并不均匀且取决于需要冷却程度不同的区域。
容易理解密封装置1的第一实施例是如何被安装的。所述筒管20被从封闭腔4插入到孔8中，从而被置于孔8中。销24与凹口25相配合以确定筒管20的角位置。接下来，支承体12被从室壁5的外侧安置就位于筒管20上。销24和凹口32之间的配合确保支承体12被以特定角度定位。然后，支承体12通过焊接而被固定到筒管20上。接下来，火花塞导向件10被置于支承体12的上表面15上，盖13通过焊接而被固定到边缘14上。此后，火花塞导向件10就能在容腔11中自由移动。火花塞导向件10在其径向外部区域设有一个径向向外张开的锥筒40，在火花塞3被安置就位于外壳6中时，所述锥筒40确保火花塞导向件10安置在容腔11中。
图2示出了本发明的第二实施例，其与上述第一实施例的不同之处在于，第二实施例的支承体12没有设置套筒30，套筒30被替换为一个含有凹口的螺母50，该螺母与形成在筒管20的外周上的螺纹相配合，筒管上仍然设有凹槽23和定位销24。
孔8的周边8a被夹持在套环21和螺母50之间。在此情况下，支承体12的高度较小，并且通过焊接而被固定到筒管20的径向外端上。用于供应给凹槽23的空气在支承体12和螺母50的上表面之间的空间流动。支承体12的下表面也可以设有径向凹槽。为了控制空气的流动速度，支承体12可以在其下表面上设置一个外周边缘51，所述外周边缘布置在螺母50周围并且形成有沟槽52，用于向凹槽23供应空气。一个弹性垫圈53可以夹在周边8a的外表面和螺母50之间，以适应于室壁5的曲率。

Claims (9)

1.一种燃烧室，包括：布置于外壳(6)径向内侧的室壁(5)；用来点燃空气燃料混合物的火花塞(3)，所述火花塞安装在所述外壳(6)上，并且包括具有自由端(3a)的本体(2)，所述自由端(3a)布置在穿通所述室壁(5)形成的孔(8)中，并且留有允许所述外壳(6)与所述室壁(5)之间相对位移的足够大间隙；以及置于所述本体(2)与所述孔(8)的周边(8a)之间的密封装置(1)，所述密封装置包括被所述本体(2)穿过的环形火花塞导向件(10)，所述火花塞导向件可滑动地安装在环形支承体(12)的径向外端上，所述环形支承体的基部固定在所述周边(8a)上，
其特征在于，所述支承体(12)被固定在筒管(20)的径向外部，所述筒管(20)穿过所述孔(8)，并在径向内端设有套环(21)，所述套环抵靠在室壁(5)的内表面上，此外，设有用于所述套环(21)的冷却回路(23，33，52)。
2.根据权利要求1所述的燃烧室，其特征在于，所述冷却回路包括：凹槽(23)，它们形成在筒管(20)的外周中，并且形成在套环(21)上的与室壁(5)相抵靠着的表面上；以及流道(33，52)，它们形成在所述支承体(12)中并且向外敞开在所述凹槽(23)中。
3.根据权利要求2所述的燃烧室，其特征在于，筒管(20)在其外周设有销(24)，其至少与形成在孔(8)的外周中的凹口(25)相咬合。
4.根据权利要求3所述的燃烧室，其特征在于，支承体(12)通过焊接而固定在筒管(20)的外部。
5.根据权利要求3或4所述的燃烧室，其特征在于，孔(8)的周边(8a)被夹持在套环(21)与支承体(12)的基部(31)之间，所述支承体(12)环绕着筒管(20)的外部。
6.根据权利要求5所述的燃烧室，其特征在于，所述流道由穿通支承体(12)的壁的孔眼(33)构成。
7.根据权利要求6所述的燃烧室，其特征在于，支承体(12)的基部(31)设有凹口(32)，筒管(20)的销(24)的端部咬合在所述凹口(32)中。
8.根据权利要求3或4所述的燃烧室，其特征在于，筒管(20)通过螺母(50)而被固定在孔(8)的周边(8a)上，所述螺母夹在室壁(5)与支承体(12)的基部之间。
9.根据权利要求8所述的燃烧室，其特征在于，所述流道由形成于支承体(12)的基部中的沟槽(52)构成。
CNA2004100600308A 2003-06-20 2004-06-21 一种未焊接在室壁上的火花塞密封装置 Pending CN1573051A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR03/07511 2003-06-20
FR0307511A FR2856466B1 (fr) 2003-06-20 2003-06-20 Dispositif d'etancheite de bougie non soude sur la paroi de chambre

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN1573051A true CN1573051A (zh) 2005-02-02

Family

ID=33396827

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNA2004100600308A Pending CN1573051A (zh) 2003-06-20 2004-06-21 一种未焊接在室壁上的火花塞密封装置

Country Status (9)

Country Link
US (1) US7101173B2 (zh)
EP (1) EP1489360B1 (zh)
JP (1) JP4056992B2 (zh)
CN (1) CN1573051A (zh)
CA (1) CA2470069C (zh)
DE (1) DE602004000790T2 (zh)
ES (1) ES2264095T3 (zh)
FR (1) FR2856466B1 (zh)
RU (1) RU2332578C2 (zh)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102155329A (zh) * 2011-03-30 2011-08-17 重庆长安汽车股份有限公司 一种发动机凸轮轴盖与气缸盖罩的密封结构
CN105593601A (zh) * 2013-10-04 2016-05-18 斯奈克玛 设置有用于减少由火花塞产生的尾流的空气偏转设备的涡轮机燃烧室
CN106253592A (zh) * 2015-06-08 2016-12-21 通用电气公司 用于发电机的用于密封流体冷却导管的原位方法
CN110500611A (zh) * 2018-05-16 2019-11-26 赛峰航空器发动机 用于涡轮发动机燃烧室的组件
CN111095709A (zh) * 2017-09-12 2020-05-01 烙克赛克有限公司 延伸框架
CN113123878A (zh) * 2019-12-30 2021-07-16 通用电气公司 不同α的可变面积计量
CN113494362A (zh) * 2020-04-08 2021-10-12 中国航发商用航空发动机有限责任公司 点火电嘴安装组件、燃烧室以及航空发动机

Families Citing this family (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7546739B2 (en) * 2005-07-05 2009-06-16 General Electric Company Igniter tube and method of assembling same
FR2891350A1 (fr) * 2005-09-29 2007-03-30 Snecma Sa Dispositif de guidage d'un element dans un orifice d'une paroi de chambre de combustion de turbomachine
US8479490B2 (en) * 2007-03-30 2013-07-09 Honeywell International Inc. Combustors with impingement cooled igniters and igniter tubes for improved cooling of igniters
FR2920032B1 (fr) * 2007-08-13 2014-08-22 Snecma Diffuseur d'une turbomachine
US20090293486A1 (en) * 2007-10-26 2009-12-03 Honeywell International, Inc. Combustors with igniters having protrusions
FR2925147B1 (fr) * 2007-12-14 2012-07-13 Snecma Dispositif de guidage d'un element dans un orifice d'une paroi de chambre de combustion de turbomachine
FR2927367B1 (fr) * 2008-02-11 2010-05-28 Snecma Dispositif de montage d'une bougie d'allumage dans une chambre de combustion de moteur a turbine a gaz
US8454350B2 (en) * 2008-10-29 2013-06-04 General Electric Company Diluent shroud for combustor
GB0918169D0 (en) * 2009-10-19 2009-12-02 Rolls Royce Plc Fuel injector mounting system
US8726631B2 (en) * 2009-11-23 2014-05-20 Honeywell International Inc. Dual walled combustors with impingement cooled igniters
DE102011016917A1 (de) * 2011-04-13 2012-10-18 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammer mit einer Halterung einer Dichtung für ein Anbauteil
US9157638B2 (en) * 2012-01-31 2015-10-13 General Electric Company Adaptor assembly for removable components
FR2988436B1 (fr) * 2012-03-26 2015-12-04 Snecma Dispositif de guidage d'une bougie d'allumage
US9249978B2 (en) * 2012-07-03 2016-02-02 Alstom Technology Ltd Retaining collar for a gas turbine combustion liner
US8683805B2 (en) * 2012-08-06 2014-04-01 General Electric Company Injector seal for a gas turbomachine
FR2996284B1 (fr) 2012-10-02 2019-03-15 Safran Aircraft Engines Fond de chambre annulaire pour chambre de combustion de turbomachine d'aeronef, muni de perforations permettant un refroidissement par flux giratoire
US9587831B2 (en) 2012-11-27 2017-03-07 United Technologies Corporation Cooled combustor seal
US20140186160A1 (en) * 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Slider seal
EP2971967B1 (en) 2013-03-14 2018-03-21 Rolls-Royce Corporation Inverted cap igniter tube
US9989254B2 (en) * 2013-06-03 2018-06-05 General Electric Company Combustor leakage control system
FR3009341B1 (fr) * 2013-08-05 2018-03-09 Safran Aircraft Engines Dispositif d'etancheite entre deux parties d'une machine comportant deux pieces, formant traversee coulissante et coupelle de retenue
US10156189B2 (en) * 2014-01-28 2018-12-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor igniter assembly
US10443848B2 (en) * 2014-04-02 2019-10-15 United Technologies Corporation Grommet assembly and method of design
FR3022613B1 (fr) * 2014-06-24 2019-04-19 Safran Helicopter Engines Bossage pour chambre de combustion.
FR3022480A1 (fr) * 2014-06-24 2015-12-25 Turbomeca Machine pour sertir un bossage de chambre de combustion.
DE102014214775A1 (de) * 2014-07-28 2016-01-28 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fluggasturbine mit einer Dichtung zur Abdichtung einer Zündkerze an der Brennkammerwand einer Gasturbine
US20160115874A1 (en) * 2014-10-28 2016-04-28 Solar Turbines Incorporated Liner grommet assembly
FR3033028B1 (fr) * 2015-02-25 2019-12-27 Safran Helicopter Engines Chambre de combustion de turbomachine comportant une piece penetrante avec ouverture
US10145559B2 (en) 2015-12-15 2018-12-04 General Electric Company Gas turbine engine with igniter stack or borescope mount having noncollinear cooling passages
US20180030899A1 (en) * 2016-07-27 2018-02-01 Honda Motor Co., Ltd. Structure for supporting spark plug for gas turbine engine
US11242804B2 (en) 2017-06-14 2022-02-08 General Electric Company Inleakage management apparatus
US11022308B2 (en) * 2018-05-31 2021-06-01 Honeywell International Inc. Double wall combustors with strain isolated inserts

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2693082A (en) * 1951-04-04 1954-11-02 Gen Motors Corp Gas turbine fuel igniter
GB1402540A (en) * 1971-10-05 1975-08-13 Lucas Industries Ltd Mounting arrangements for fuel sprayers
US3990834A (en) * 1973-09-17 1976-11-09 General Electric Company Cooled igniter
US6351949B1 (en) * 1999-09-03 2002-03-05 Allison Advanced Development Company Interchangeable combustor chute
US6499993B2 (en) * 2000-05-25 2002-12-31 General Electric Company External dilution air tuning for dry low NOX combustors and methods therefor
US6557350B2 (en) * 2001-05-17 2003-05-06 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine igniter tubes
US6715279B2 (en) * 2002-03-04 2004-04-06 General Electric Company Apparatus for positioning an igniter within a liner port of a gas turbine engine
US6920762B2 (en) * 2003-01-14 2005-07-26 General Electric Company Mounting assembly for igniter in a gas turbine engine combustor having a ceramic matrix composite liner

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102155329A (zh) * 2011-03-30 2011-08-17 重庆长安汽车股份有限公司 一种发动机凸轮轴盖与气缸盖罩的密封结构
CN105593601A (zh) * 2013-10-04 2016-05-18 斯奈克玛 设置有用于减少由火花塞产生的尾流的空气偏转设备的涡轮机燃烧室
CN105593601B (zh) * 2013-10-04 2018-08-10 斯奈克玛 设置有用于减少由火花塞产生的尾流的空气偏转设备的涡轮机燃烧室
CN106253592A (zh) * 2015-06-08 2016-12-21 通用电气公司 用于发电机的用于密封流体冷却导管的原位方法
CN106253592B (zh) * 2015-06-08 2020-03-24 通用电气公司 用于发电机的用于密封流体冷却导管的原位方法
CN111095709A (zh) * 2017-09-12 2020-05-01 烙克赛克有限公司 延伸框架
CN110500611A (zh) * 2018-05-16 2019-11-26 赛峰航空器发动机 用于涡轮发动机燃烧室的组件
CN110500611B (zh) * 2018-05-16 2023-02-17 赛峰航空器发动机 用于涡轮发动机燃烧室的组件
CN113123878A (zh) * 2019-12-30 2021-07-16 通用电气公司 不同α的可变面积计量
CN113494362A (zh) * 2020-04-08 2021-10-12 中国航发商用航空发动机有限责任公司 点火电嘴安装组件、燃烧室以及航空发动机
CN113494362B (zh) * 2020-04-08 2022-12-16 中国航发商用航空发动机有限责任公司 点火电嘴安装组件、燃烧室以及航空发动机

Also Published As

Publication number Publication date
CA2470069C (fr) 2012-03-20
US7101173B2 (en) 2006-09-05
FR2856466A1 (fr) 2004-12-24
DE602004000790D1 (de) 2006-06-08
RU2332578C2 (ru) 2008-08-27
EP1489360B1 (fr) 2006-05-03
JP4056992B2 (ja) 2008-03-05
US20050028528A1 (en) 2005-02-10
JP2005009856A (ja) 2005-01-13
ES2264095T3 (es) 2006-12-16
CA2470069A1 (fr) 2004-12-20
EP1489360A1 (fr) 2004-12-22
FR2856466B1 (fr) 2005-08-26
RU2004118676A (ru) 2006-01-10
DE602004000790T2 (de) 2007-05-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN1573051A (zh) 一种未焊接在室壁上的火花塞密封装置
RU2435107C2 (ru) Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель
CA2629184C (en) Interface between a combustor and fuel nozzle
KR101617915B1 (ko) 연소기관용 예비 챔버 장치
CN101855427B (zh) 内燃机的预燃室装置
EP2620613B2 (en) Sealing structure for turbocharger housing
CA2478606C (en) Fixing system of a flame pipe or liner
US20040200223A1 (en) Multi-axial pivoting combustor liner in gas turbine engine
EP2700796A1 (en) Pre-combustion chamber of an internal combustion engine and method of operating the same
US20170108225A1 (en) Device for mounting a spark plug in a combustion engine of a gas turbine engine
CN104220702B (zh) 涡轮发动机，例如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机
CZ20023458A3 (en) Compensation element for a fuel injection valve
US10309654B2 (en) Structure for cooling gas turbine engine
US9057341B2 (en) Engine cylinder mid-stop
US9859688B1 (en) Remanufactured sparkplug and sparkplug remanufacturing method
CN111502861B (zh) 一种发动机燃烧室
US5765833A (en) Brush igniter seal
US10539328B2 (en) Structure for supporting nozzle guide of gas turbine engine
US20140352275A1 (en) Inverted cap igniter tube
CN113494362B (zh) 点火电嘴安装组件、燃烧室以及航空发动机
JPH0486371A (ja) 内燃機関の空気燃料噴射装置
EP2674679A2 (en) Cross fire tube retention system for a gas turbine engine
US4691673A (en) Ceramic auxiliary combustion chamber
US11248797B2 (en) Axial stop configuration for a combustion liner
EP3795803B1 (en) Self-centering seal and method of using same

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
AD01 Patent right deemed abandoned
C20 Patent right or utility model deemed to be abandoned or is abandoned