DE102012204162A1 - Ring combustor bypass - Google Patents
Ring combustor bypass Download PDFInfo
- Publication number
- DE102012204162A1 DE102012204162A1 DE102012204162A DE102012204162A DE102012204162A1 DE 102012204162 A1 DE102012204162 A1 DE 102012204162A1 DE 102012204162 A DE102012204162 A DE 102012204162A DE 102012204162 A DE102012204162 A DE 102012204162A DE 102012204162 A1 DE102012204162 A1 DE 102012204162A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- combustion chamber
- annular combustion
- outer shell
- heat shield
- channels
- 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.)
- Ceased
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
- F23R3/26—Controlling the air flow
-
- 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
- F23R3/08—Arrangement of apertures along the flame tube between annular flame tube sections, e.g. flame tubes with telescopic sections
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)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Die Erfindung betrifft eine Ringbrennkammer (1) für eine Gasturbine mit einer Außenschale (12) die mindestens eine Einlassöffnung (4) für einen Brenner (3) und einen in einen Turbinenraum (8) mündenden Auslass (7) aufweist, wobei in der Außenschale (12) im Bereich des Auslasses (7) verschließbare und im Wesentlichen parallel zur Symmetrieachse (2) der Ringbrennkammer (1) ausgerichtete Kanäle (14) vorgesehen sind, durch die Verdichterendluft in die Ringbrennkammer (1) führbar ist. Die Erfindung betrifft ferner eine Gasturbine.The invention relates to an annular combustion chamber (1) for a gas turbine having an outer shell (12) which has at least one inlet opening (4) for a burner (3) and an outlet (7) opening into a turbine space (8). 12) in the region of the outlet (7) closable and substantially parallel to the axis of symmetry (2) of the annular combustion chamber (1) aligned channels (14) are provided by the Verdichterendluft into the annular combustion chamber (1) can be guided. The invention further relates to a gas turbine.
Description
Die Erfindung betrifft eine Ringbrennkammer mit einem Bypass zur Verringerung der Kohlenmonoxidemissionen im Teillastbetrieb sowie eine Gasturbine mit einer solchen Ringbrennkammer. The invention relates to an annular combustion chamber with a bypass for reducing the carbon monoxide emissions in part-load operation and a gas turbine with such an annular combustion chamber.
Im Teillastbetrieb der Gasturbine fällt die Verbrennungstemperatur in der Brennkammer ab. Dadurch fällt auch die für die Kohlenmonoxidemissionen relevante Primärzonentemperatur unter einen Minimalwert, wodurch verstärkt Kohlenmonoxid erzeugt bzw. ausgestoßen wird. Da dies vermieden werden soll, ist der nutzbare Teillastbereich der Gasturbine begrenzt. In part-load operation of the gas turbine, the combustion temperature drops in the combustion chamber. As a result, the primary zone temperature relevant for the carbon monoxide emissions also falls below a minimum value, whereby carbon monoxide is increasingly generated or expelled. Since this should be avoided, the usable partial load range of the gas turbine is limited.
Aufgabe der Erfindung ist es, eine Ringbrennkammer der eingangs genannten Art bereitzustellen, die eine beträchtliche Vergrößerung des nutzbaren Teillastbereichs ermöglicht. The object of the invention is to provide an annular combustion chamber of the type mentioned, which allows a considerable increase in the usable partial load range.
Die Erfindung löst diese Aufgabe, indem sie vorsieht, dass bei einer derartigen Ringbrennkammer für eine Gasturbine mit einer Außenschale die mindestens eine Einlassöffnung für einen Brenner und einen in einen Turbinenraum mündenden Auslass aufweist, in der Außenschale im Bereich des Auslasses verschließbare und im Wesentlichen parallel zur Symmetrieachse der Ringbrennkammer ausgerichtete Kanäle vorgesehen sind, durch die Verdichterendluft in die Ringbrennkammer führbar ist. The invention solves this problem by providing that in such an annular combustion chamber for a gas turbine with an outer shell which has at least one inlet opening for a burner and an outlet opening into a turbine chamber, closable in the outer shell in the region of the outlet and substantially parallel to Symmetryeachse the annular combustion chamber aligned channels are provided, can be guided by the Verdichterendluft into the annular combustion chamber.
Durch diese Maßnahme kann Verdichterluft in einem Bereich am Ende der Brennkammer eingeführt werden, ohne an der Verbrennung teilzunehmen, d.h., sie wird erst nach dem Verbrennungsprozess wieder dem Luft-Brennstoffgemisch zugeführt. Das bewirkt, dass das fettere Gemisch im Brennraum unter höheren Temperaturen verbrannt werden kann und somit die Kohlenmonoxidemissionen im Teillastbetrieb verringert werden können. By this measure, compressor air can be introduced in an area at the end of the combustion chamber without participating in the combustion, that is, it is returned to the air-fuel mixture only after the combustion process. This means that the greasy mixture in the combustion chamber can be burned at higher temperatures and thus the carbon monoxide emissions can be reduced in part-load operation.
In einer vorteilhaften Ausführungsform umfasst die Ringbrennkammer eine im Bereich des Auslasses im Inneren der Ringbrennkammer an der Außenschale in Umfangsrichtung angeordnete letzte Reihe von Hitzeschildplatten und eine in Richtung der mindestens einen Einlassöffnung neben der letzten Reihe angeordnete vorletzte Reihe von Hitzeschildplatten, wobei zwischen der letzten und vorletzten Reihe von Hitzeschildplatten im Bereich der Kanäle ein Spalt vorgesehen ist. Durch diesen Spalt kann die Verdichterendluft ungestört in die Brennkammer einströmen. In an advantageous embodiment, the annular combustion chamber comprises a last row of heat shield plates arranged in the region of the outlet in the interior of the annular combustion chamber on the outer shell and a penultimate row of heat shield plates arranged in the direction of the at least one inlet opening next to the last row, between the last and penultimate Series of heat shield plates in the region of the channels a gap is provided. Through this gap, the compressor discharge air can flow undisturbed into the combustion chamber.
Weiterhin ist es vorteilhaft, wenn zum Schließen und Öffnen der Kanäle an der Außenseite der Außenschale eine Stellvorrichtung vorgesehen ist, die Ringsegmente umfasst, die einen Ring bilden, der koaxial zur Ringbrennkammer ausgerichtet und bezogen auf die Ringbrennkammer axial verschiebbar ist. Die Ringsegmente haben den Vorteil der einfacheren Montage bzw. Demontage. Furthermore, it is advantageous if, for closing and opening the channels on the outer side of the outer shell, an adjusting device is provided which comprises ring segments which form a ring which is aligned coaxially with the annular combustion chamber and axially displaceable relative to the annular combustion chamber. The ring segments have the advantage of easier assembly and disassembly.
Dabei ist es zweckmäßig, wenn der Ring der Stellvorrichtung stufenlos verschiebbar ist, um je nach Bedarf eine gewünschte Spaltgröße einstellen und somit eine bestimmte Luftmenge aus der Verdichterendluft vor der Verbrennung entnehmen zu können. It is expedient if the ring of the adjusting device is continuously displaceable in order to set as desired a desired gap size and thus to be able to remove a certain amount of air from the Verdichterendluft prior to combustion can.
In einer vorteilhaften Ausführung der Erfindung weisen die Ringsegmente auf ihrer turbinenabgewandten Seite Aufsätze zum Eingriff in die Kanäle auf. Dabei ist es zweckmäßig, wenn die Aufsätze trapezförmig ausgebildet sind. Durch die Aufsätze, insbesondere durch ihre Trapezform lässt sich die durch die Kanäle zu leitende Luftmenge besonders genau einstellen. Die Kanäle können natürlich auch ganz verschlossen werden. Dabei wird der Ring über einen Mechanismus nur in axialer Richtung bewegt. Für einen solchen Mechanismus zur Steuerung und Bewegung der Ringsegmente gibt es verschiedene Möglichkeiten. So kann dies über Motoren, Hebel-, Hydraulikmechanismen, etc. geschehen, die z. B. den Ring auf Schienen oder anderen Bewegungselementen axial verschieben. Wahlweise können diese Mechanismen auch innerhalb oder außerhalb des Gehäuses angebracht sein. In an advantageous embodiment of the invention, the ring segments on their turbine side facing away from essays for engagement in the channels. It is expedient if the essays are trapezoidal. Through the essays, in particular by their trapezoidal shape, the air to be passed through the channels can be set very precisely. The channels can of course be completely closed. The ring is moved by a mechanism only in the axial direction. There are various possibilities for such a mechanism for controlling and moving the ring segments. So this can be done via motors, levers, hydraulic mechanisms, etc., the z. B. axially move the ring on rails or other motion elements. Optionally, these mechanisms may also be mounted inside or outside the housing.
Im Hinblick auf die hohen Temperaturen im Betrieb der Ringbrennkammer ist es vorteilhaft, wenn die Aufsätze der Ringsegmente auf ihren dem Heißgas der Verbrennung ausgesetzten Oberflächen eine Wärmedämmschicht (thermal barrier coating, TBC) aufweisen. Aus demselben Grund ist es zweckmäßig, wenn auch das Innere der Außenschale im Bereich des Spaltes zwischen der letzten und der vorletzten Reihe der Hitzeschildplatten, also zwischen den Öffnungen der Kanäle zum Brennkammerinneren hin eine Wärmedämmschicht aufweist. In Ringbrennkammern aus dem Stand der Technik grenzen die letzte und die vorletzte Reihe der Hitzeschildplatten noch aneinander an und das Innere der Außenschale war durch die Hitzeschildplatten ausreichend geschützt. Durch den erfindungsbedingt entstandenen Spalt ist die Außenschale in diesem Bereich den Heißgasen der Verbrennung verstärkt ausgesetzt. In view of the high temperatures during operation of the annular combustion chamber, it is advantageous if the attachments of the ring segments have a thermal barrier coating (TBC) on their surfaces exposed to the hot gas of the combustion. For the same reason, it is expedient if the interior of the outer shell in the region of the gap between the last and the penultimate row of the heat shield plates, ie between the openings of the channels to the combustion chamber interior has a heat-insulating layer. In prior art annular combustion chambers, the last and penultimate rows of heat shield plates still abut each other and the interior of the outer shell was sufficiently protected by the heat shield plates. Due to the gap caused by the invention, the outer shell in this area is more exposed to the combustion gases.
Es ist weiterhin zweckmäßig, wenn die letzte Reihe von Hitzeschildplatten, die von allen Hitzeschildplatten von der Kernzone der Verbrennung am weitesten entfernt liegt, metallisch und die vorletzte Reihe keramisch ist, weil einerseits die Einsatztemperatur von keramischen Werkstoffen deutlich über der maximalen Einsatztemperatur von hochwarmfesten Metalllegierungen liegt und andererseits die hochwarmfesten metallischen Legierungen eine geringere Sprödigkeit und ein besseres Wärme- und Temperaturleitverhalten aufweisen. It is also useful if the last row of heat shield plates, which is the farthest from all heat shield plates of the core zone of combustion, metallic and the penultimate row is ceramic, because on the one hand, the operating temperature of ceramic materials is well above the maximum operating temperature of high temperature metal alloys and on the other hand, the high temperature metallic alloys have less brittleness and better thermal and thermal conductivity.
Mit der Erfindung wird schließlich eine neuartige Gasturbine angegeben, in welche eine erfindungsgemäße Ringbrennkammer integriert ist. With the invention, finally, a novel gas turbine is specified, in which an annular combustion chamber according to the invention is integrated.
Durch die stufenlos einstellbare Stellvorrichtung gemäß der Erfindung zum Einleiten von Verdichterendluft in eine Zone am Ende der Brennkammer, d.h. nachdem die Verbrennung stattgefunden hat, lassen sich Kohlenmonoxidemissionen im Teillastbetrieb verringern, weil sich aufgrund einer fetteren Mischung höhere Verbrennungstemperaturen einstellen. The infinitely adjustable actuator according to the invention for introducing compressor discharge air into a zone at the end of the combustion chamber, i. After the combustion has taken place, carbon monoxide emissions in part-load operation can be reduced because higher combustion temperatures occur due to a richer mixture.
Gegenüber aktuellen Designs erfolgt kein Kühlluftmehrverbrauch im Grundlastbetrieb. Compared to current designs, there is no additional cooling air consumption during base load operation.
Weiterhin lässt sich die Erfindung relativ einfach umsetzen, da die Ringsegmente, beispielsweise zwei Ringhälften, einfache Bauteile sind, die nur axial verschoben werden müssen. Furthermore, the invention can be implemented relatively easily, since the ring segments, for example two ring halves, are simple components which only have to be displaced axially.
Die Erfindung wird beispielhaft anhand der Zeichnungen näher erläutert. Es zeigen schematisch und nicht maßstäblich: The invention will be explained in more detail by way of example with reference to the drawings. Shown schematically and not to scale:
Die
Gemäß der Erfindung wird die Brennkammeraußenschale
Damit diese Kanäle
Um diese Lufteinströmung in die Ringbrennkammer
Da gemäß der Erfindung die letzte Reihe
Auch die Aufsätze
Claims (10)
Priority Applications (6)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE102012204162A DE102012204162A1 (en) | 2012-03-16 | 2012-03-16 | Ring combustor bypass |
KR1020147025333A KR20140138710A (en) | 2012-03-16 | 2013-03-15 | Annular-combustion-chamber bypass |
EP13710388.3A EP2812636B1 (en) | 2012-03-16 | 2013-03-15 | Annular-combustion-chamber bypass |
US14/382,918 US20150007573A1 (en) | 2012-03-16 | 2013-03-15 | Annular-combustion-chamber bypass |
CN201380013443.8A CN104169649B (en) | 2012-03-16 | 2013-03-15 | Toroidal combustion chamber by-pass collar |
PCT/EP2013/055344 WO2013135859A2 (en) | 2012-03-16 | 2013-03-15 | Annular-combustion-chamber bypass |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE102012204162A DE102012204162A1 (en) | 2012-03-16 | 2012-03-16 | Ring combustor bypass |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE102012204162A1 true DE102012204162A1 (en) | 2013-09-19 |
Family
ID=47901090
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE102012204162A Ceased DE102012204162A1 (en) | 2012-03-16 | 2012-03-16 | Ring combustor bypass |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US20150007573A1 (en) |
EP (1) | EP2812636B1 (en) |
KR (1) | KR20140138710A (en) |
CN (1) | CN104169649B (en) |
DE (1) | DE102012204162A1 (en) |
WO (1) | WO2013135859A2 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN104566463A (en) * | 2014-11-29 | 2015-04-29 | 哈尔滨广瀚燃气轮机有限公司 | Air conditioning device for low-emission combustion chamber of gas turbine |
CN104807043A (en) * | 2014-11-29 | 2015-07-29 | 哈尔滨广瀚燃气轮机有限公司 | Annular combustion chamber of natural gas fuel gas turbine |
DE102015202097A1 (en) * | 2015-02-06 | 2016-08-11 | Siemens Aktiengesellschaft | Ring combustion chamber with bypass segment |
Families Citing this family (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102015205975A1 (en) * | 2015-04-02 | 2016-10-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Umführungs heat shield element |
DE102015215207A1 (en) * | 2015-08-10 | 2017-02-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustion chamber for a gas turbine and heat shield element for lining such a combustion chamber |
EP3320266B1 (en) * | 2015-08-27 | 2019-03-20 | Siemens Aktiengesellschaft | Metal heat shield element with an optimized cooling air function |
CN108131399B (en) * | 2017-11-20 | 2019-06-28 | 北京动力机械研究所 | A kind of engine bearing seat cooling structure |
EP3499125A1 (en) * | 2017-12-12 | 2019-06-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Pipe combustion chamber with ceramic cladding |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE69421896T2 (en) * | 1993-12-22 | 2000-05-31 | Siemens Westinghouse Power Corp., Orlando | Bypass valve for the combustion chamber of a gas turbine |
US6860098B2 (en) * | 2001-04-24 | 2005-03-01 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine combustor having bypass and annular gas passage for reducing uneven temperature distribution in combustor tail cross section |
US20100236249A1 (en) * | 2009-03-20 | 2010-09-23 | General Electric Company | Systems and Methods for Reintroducing Gas Turbine Combustion Bypass Flow |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3958413A (en) * | 1974-09-03 | 1976-05-25 | General Motors Corporation | Combustion method and apparatus |
US5636510A (en) * | 1994-05-25 | 1997-06-10 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine topping combustor |
JP3846169B2 (en) * | 2000-09-14 | 2006-11-15 | 株式会社日立製作所 | Gas turbine repair method |
SE523082C2 (en) * | 2001-11-20 | 2004-03-23 | Volvo Aero Corp | Device at a combustion chamber of a gas turbine for controlling gas inflow to the combustion zone of the combustion chamber |
US7631504B2 (en) * | 2006-02-21 | 2009-12-15 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine engines |
US20110225947A1 (en) * | 2010-03-17 | 2011-09-22 | Benjamin Paul Lacy | System and methods for altering air flow in a combustor |
EP2423596A1 (en) * | 2010-08-27 | 2012-02-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Heat shield element |
GB201200237D0 (en) * | 2012-01-09 | 2012-02-22 | Rolls Royce Plc | A combustor for a gas turbine engine |
DE102012204103A1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-09-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Heat shield element for a compressor air bypass around the combustion chamber |
-
2012
- 2012-03-16 DE DE102012204162A patent/DE102012204162A1/en not_active Ceased
-
2013
- 2013-03-15 KR KR1020147025333A patent/KR20140138710A/en not_active Application Discontinuation
- 2013-03-15 CN CN201380013443.8A patent/CN104169649B/en not_active Expired - Fee Related
- 2013-03-15 US US14/382,918 patent/US20150007573A1/en not_active Abandoned
- 2013-03-15 EP EP13710388.3A patent/EP2812636B1/en not_active Not-in-force
- 2013-03-15 WO PCT/EP2013/055344 patent/WO2013135859A2/en active Application Filing
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE69421896T2 (en) * | 1993-12-22 | 2000-05-31 | Siemens Westinghouse Power Corp., Orlando | Bypass valve for the combustion chamber of a gas turbine |
US6860098B2 (en) * | 2001-04-24 | 2005-03-01 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine combustor having bypass and annular gas passage for reducing uneven temperature distribution in combustor tail cross section |
US20100236249A1 (en) * | 2009-03-20 | 2010-09-23 | General Electric Company | Systems and Methods for Reintroducing Gas Turbine Combustion Bypass Flow |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN104566463A (en) * | 2014-11-29 | 2015-04-29 | 哈尔滨广瀚燃气轮机有限公司 | Air conditioning device for low-emission combustion chamber of gas turbine |
CN104807043A (en) * | 2014-11-29 | 2015-07-29 | 哈尔滨广瀚燃气轮机有限公司 | Annular combustion chamber of natural gas fuel gas turbine |
DE102015202097A1 (en) * | 2015-02-06 | 2016-08-11 | Siemens Aktiengesellschaft | Ring combustion chamber with bypass segment |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN104169649B (en) | 2016-11-09 |
WO2013135859A3 (en) | 2013-11-14 |
US20150007573A1 (en) | 2015-01-08 |
EP2812636B1 (en) | 2016-06-29 |
KR20140138710A (en) | 2014-12-04 |
WO2013135859A2 (en) | 2013-09-19 |
CN104169649A (en) | 2014-11-26 |
EP2812636A2 (en) | 2014-12-17 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2812636B1 (en) | Annular-combustion-chamber bypass | |
EP1005620B1 (en) | Thermal shield component with recirculation of cooling fluid | |
EP2809994B1 (en) | Heat-shield element for a compressor-air bypass around the combustion chamber | |
WO2005019730A1 (en) | Heat shield arrangement for a hot gas-guiding component, particularly for a combustion chamber of a gas turbine | |
EP0928396A1 (en) | Thermal shield component with cooling fluid recirculation and heat shield arrangement for a component circulating hot gas | |
CH697920A2 (en) | Turbine engine with a combustor liner with wirbelluftgekühltem rear end and cooling methods. | |
EP3132202B1 (en) | Bypass heat shield element | |
EP2230458A1 (en) | Burner assembly for fluid fuels and method for producing a burner assembly | |
WO2013060663A2 (en) | Gas turbine | |
WO2009086982A1 (en) | Compressor for a gas turbine | |
EP2808611A1 (en) | Injector for introducing a fuel-air mixture into a combustion chamber | |
DE102015113146A1 (en) | Systems and devices related to gas turbine combustors | |
WO2010108983A1 (en) | Sealing plate and rotor blade system | |
EP2271876B1 (en) | Burner arrangement for liquid fuels and method for producing a burner arrangement | |
DE112014006619T5 (en) | Gas turbine combustion chamber and provided with the same gas turbine | |
EP1422479B1 (en) | Chamber for the combustion of a fluid combustible mixture | |
EP2270397A1 (en) | Gas turbine combustor and gas turbine | |
EP1221571B1 (en) | Cooled combustion apparatus | |
EP1707758B1 (en) | Shell Element for a Combustion Chamber and Combustion Chamber | |
EP2808612A1 (en) | Gas turbine combustion chamber with tangential late lean injection | |
EP3926238B1 (en) | Gas turbine module with combustion chamber air bypass | |
DE102010045712B4 (en) | Turbo machine housing | |
DE102012221941A1 (en) | Double walled exhaust manifold for discharging exhaust gas of internal combustion engine of motor vehicle, has fluid channel with channel input arranged in region of exhaust outlet of exhaust manifold | |
EP2199681A1 (en) | Gas turbine combustion chamber and gas turbine | |
EP2261565A1 (en) | Gas turbine reactor and gas turbines |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
R012 | Request for examination validly filed | ||
R002 | Refusal decision in examination/registration proceedings | ||
R003 | Refusal decision now final |
Effective date: 20130926 |