DE102015225825A1

DE102015225825A1 - Gas turbine combustor with annular heat shield

Info

Publication number: DE102015225825A1
Application number: DE102015225825.4A
Authority: DE
Inventors: Carsten Clemen; Kay HEINZE
Original assignee: Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Current assignee: Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Priority date: 2015-12-17
Filing date: 2015-12-17
Publication date: 2017-06-22

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Gasturbinenbrennkammer, umfassend einen Brennkammerkopf (104), eine Brennkammerkopfplatte (103), und eine Brennkammerwand (101, 111), gekennzeichnet durch ein einteiliges, ringförmig geschlossenes Hitzeschild (102), welches an der Brennkammerkopfplatte (103) fixiert ist.The invention relates to a gas turbine combustor comprising a combustor head (104), a combustor head plate (103), and a combustor wall (101, 111) characterized by a one-piece, annularly closed heat shield (102) fixed to the combustor head plate (103).

Description

Die Erfindung betrifft eine Gasturbinenbrennkammer mit einem ringförmig geschlossenen Hitzeschild.The invention relates to a gas turbine combustion chamber with an annularly closed heat shield.

Gasturbinenbrennkammern sind aus dem Stand der Technik in unterschiedlichen Ausgestaltungen bekannt. Üblicherweise umfassen Gasturbinenbrennkammern jeweils einen Brennkammerkopf und eine Brennkammerkopfplatte sowie eine oder mehrere Brennkammerwände. An der Brennkammerkopfplatte sind üblicherweise Hitzeschilder als thermischer Schutz vorgesehen. Hierbei ist üblicherweise pro Treibstoffdüsensektor, welche entlang des Umfangs der Brennkammer angeordnet sind, jeweils ein Hitzeschild vorgesehen. Die Hitzeschilder werden mit der Brennkammerkopfplatte verschraubt, wobei die Hitzeschilder eine im Wesentlichen viereckige Form aufweisen und eine Verschraubung mittels vier Bolzen jeweils nahe den Eckbereichen der Hitzeschilder erfolgt. Diese Fixierung von Hitzeschildern hat sich grundsätzlich bewährt. Es gibt allerdings Anwendungsfälle bei klein bauenden Triebwerken, bei denen die Befestigung der Hitzeschilder mittels Schrauben aufgrund von Bauraumproblemen nicht mehr möglich ist. Insbesondere kann aufgrund der kleinen Baugröße eine Montage nicht mehr erfolgen. Trotzdem wäre es wünschenswert, eine kostengünstige Möglichkeit einer Fixierung von Hitzeschildern an Brennkammerkopfplatten zu haben.Gas turbine combustors are known from the prior art in different configurations. Typically, gas turbine combustors each include a combustor head and a combustor head plate and one or more combustor walls. On the combustion chamber head plate usually heat shields are provided as thermal protection. In this case, a heat shield is usually provided per fuel nozzle sector, which are arranged along the circumference of the combustion chamber. The heat shields are screwed to the combustion chamber head plate, wherein the heat shields have a substantially quadrangular shape and a screw connection by means of four bolts takes place each near the corner regions of the heat shields. This fixation of heat shields has proven itself in principle. However, there are applications in small-sized engines, where the attachment of the heat shields by means of screws due to space problems is no longer possible. In particular, due to the small size assembly can not be done. Nevertheless, it would be desirable to have a cost effective way of fixing heat shields to combustor head plates.

Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, bei einfacher und kostengünstiger Herstellbarkeit eine Gasturbinenbrennkammer bereitzustellen, bei der eine einfache und kostengünstige Fixierung eines Hitzeschildes an einer Brennkammerkopfplatte möglich ist. Diese Aufgabe wird durch eine Gasturbinenbrennkammer mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst. Die Unteransprüche zeigen bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung.It is an object of the present invention to provide a gas turbine combustor with simple and cost-effective manufacturability, in which a simple and inexpensive fixation of a heat shield to a combustion chamber head plate is possible. This object is achieved by a gas turbine combustor having the features of claim 1. The dependent claims show preferred developments of the invention.

Die erfindungsgemäße Gasturbinenbrennkammer mit den Merkmalen des Anspruchs 1 weist den Vorteil auf, dass eine kostengünstige und einfache Montage eines Hitzeschildes an einer Brennkammerkopfplatte möglich ist. Darüber hinaus ergibt sich eine Gewichtseinsparung und eine Reduzierung von Produktionskosten. Da die Gasturbinenbrennkammern üblicherweise bevorzugt in Flugtriebwerken verwendet werden, spielen insbesondere Gewichtseinsparungen eine große Rolle. Dies wird erfindungsgemäß dadurch erreicht, dass die Gasturbinenbrennkammer einen Brennkammerkopf und eine Brennkammerkopfplatte umfasst, wobei ein einteiliges, ringförmig geschlossenes Hitzeschild vorgesehen ist, welches an der Brennkammerkopfplatte fixiert ist. Durch die einteilige Ausgestaltung des Hitzeschildes kann somit eine Fixierung des Hitzeschildes an der Brennkammerkopfplatte optimiert werden. Insbesondere kann eine Anzahl von Fixierungsbereichen zwischen Hitzeschild und Brennkammerkopfplatte reduziert werden. Dadurch können Gewichtseinsparungen und Montagekosteneinsparungen realisiert werden. Weiterhin kann durch die einteilige Ausgestaltung des Hitzeschildes eine Wahl der Fixierungspunkte zwischen Hitzeschild und Brennkammerkopfplatte frei gewählt werden, sodass bei Fixierung des Hitzeschildes an der Brennkammerkopfplatte keine Probleme bei der Montage anderer Bauteile, beispielsweise des Brennkammerkopfes an eine Brennkammerwand, auftreten. Insbesondere kann erfindungsgemäß eine Zugänglichkeit zu den Fixierbereichen des Hitzeschildes an der Brennkammerkopfplatte sichergestellt werden.The gas turbine combustor according to the invention with the features of claim 1 has the advantage that a cost-effective and easy mounting of a heat shield to a combustion chamber head plate is possible. In addition, there is a weight saving and a reduction of production costs. Since the gas turbine combustors are usually preferably used in aircraft engines, in particular weight savings play a major role. This is inventively achieved in that the gas turbine combustor comprises a combustion chamber head and a combustion chamber head plate, wherein a one-piece, annularly closed heat shield is provided, which is fixed to the combustion chamber head plate. Due to the one-piece design of the heat shield, a fixation of the heat shield on the combustion chamber head plate can thus be optimized. In particular, a number of fixing areas between the heat shield and the combustion chamber head plate can be reduced. As a result, weight savings and installation cost savings can be realized. Furthermore, a choice of fixing points between the heat shield and the combustion chamber head plate can be freely selected by the one-piece design of the heat shield, so that no problems in mounting other components, such as the combustion chamber head to a combustion chamber wall when fixing the heat shield on the combustion chamber head plate occur. In particular, according to the invention, accessibility to the fixing areas of the heat shield on the combustion chamber head plate can be ensured.

Vorzugsweise erfolgt die Fixierung des Hitzeschildes an der Brennkammerkopfplatte mittels Gewindebolzen und Muttern. Hierdurch kann eine schnelle und einfache Fixierung des Hitzeschildes ermöglicht werden. Weiterhin kann dadurch insbesondere auch eine leichte Austauschbarkeit des Hitzeschildes sichergestellt werden, ohne dass dazu aufwendige Werkzeuge oder Arbeiten oder der gleichen notwendig sind.Preferably, the fixation of the heat shield to the combustion chamber head plate by means of threaded bolts and nuts. In this way, a quick and easy fixation of the heat shield can be made possible. Furthermore, in particular, an easy interchangeability of the heat shield can be ensured, without the need for expensive tools or work or the same are necessary.

Besonders bevorzugt weist das Hitzeschild erste Bereiche mit einer ersten Materialdicke auf und zweite Bereiche mit einer zweiten Materialdicke auf. Dabei ist die erste Materialdicke größer als die zweite Materialdicke. Durch das Vorsehen von Bereichen mit reduzierter Materialdicke kann insbesondere erreicht werden, dass sich das einteilige, ringförmige Hitzeschild bei thermischen Belastungen spannungsfrei ausdehnen kann. Dadurch wird sichergestellt, dass eine thermische Ausdehnung des ringförmig geschlossenen Hitzeschildes möglich ist, sodass unerwünschte geometrische Verformungen des ringförmigen Hitzeschildes vermieden werden können.Particularly preferably, the heat shield has first areas with a first material thickness and second areas with a second material thickness. The first material thickness is greater than the second material thickness. By providing regions with reduced material thickness, it can be achieved, in particular, that the one-piece, annular heat shield can expand stress-free under thermal loads. This ensures that a thermal expansion of the annular closed heat shield is possible, so that undesirable geometric deformations of the annular heat shield can be avoided.

Die Dicke der zweiten Materialbereiche ist dabei bevorzugt um bis zu 40%, vorzugsweise bis zu 30%, weiter bevorzugt bis zu 20% reduziert.The thickness of the second material regions is preferably reduced by up to 40%, preferably up to 30%, more preferably up to 20%.

Weiter bevorzugt sind die zweiten Materialbereiche mit geringerer Dicke geradlinig vorgesehen. Hierdurch kann am ringförmig geschlossenen Hitzeschild eine gezielte Längenänderung bei thermischer Belastung erreicht werden. Die zweiten Materialbereiche verlaufen dabei besonders bevorzugt, ausgehend von einem Rand des Hitzeschildes, geradlinig und insbesondere in Radialrichtung.More preferably, the second material regions are provided with a smaller thickness in a straight line. As a result, a targeted change in length under thermal stress can be achieved on the annularly closed heat shield. The second material regions run particularly preferably, starting from an edge of the heat shield, straight and in particular in the radial direction.

Weiter bevorzugt verlaufen die zweiten Materialbereiche über die gesamte Breite des Hitzeschildes, d. h. von einem inneren Umfang des ringförmig geschlossenen Hitzeschildes bis zu einem äußeren Umfang.More preferably, the second material areas extend over the entire width of the heat shield, d. H. from an inner circumference of the annular heat shield closed to an outer periphery.

Gemäß einer weiteren bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung weist das Hitzeschild wenigstens einen Schlitz auf. Schlitze unterstützen ebenfalls eine thermische Ausdehnung und Kontraktion des Hitzeschildes ohne Materialschäden am Hitzeschild. Mehrere Schlitze verlaufen besonders bevorzugt in Radialrichtung. Mehrere Schlitze sind weiter bevorzugt an einem Innenumfang des Hitzeschildes und/oder an einem Außenumfang des Hitzeschildes angeordnet. Besonders bevorzugt sind die Schlitze sowohl am Innenumfang als auch am Außenumfang angeordnet und insbesondere in Umfangsrichtung an gleichen Radialpositionen vorgesehen oder in Umfangsrichtung versetzt. According to a further preferred embodiment of the present invention, the heat shield has at least one slot. Slits also support thermal expansion and contraction of the heat shield without material damage to the heat shield. Several slots are particularly preferably in the radial direction. A plurality of slots are more preferably arranged on an inner periphery of the heat shield and / or on an outer periphery of the heat shield. Particularly preferably, the slots are arranged both on the inner circumference and on the outer circumference and provided in particular in the circumferential direction at the same radial positions or offset in the circumferential direction.

Weiter bevorzugt sind zwischen Hitzeschild und Brennkammerkopfplatte die Verschraubungen in Umfangsrichtung abwechselnd an einem inneren Umfang und einem äußeren Umfang des Hitzeschildes vorgesehen.More preferably, between the heat shield and the combustion chamber head plate, the screws are provided in the circumferential direction alternately on an inner periphery and an outer periphery of the heat shield.

Eine besonders einfache und schnelle Montage ist möglich, wenn das Hitzeschild bevorzugt Befestigungsbolzen aufweist, welche an einer Rückseite des Hitzeschildes, d. h. einer zur Brennkammerkopfplatte gerichteten Seite des Hitzeschildes, angebracht sind. Dadurch muss lediglich noch die Mutter auf den Befestigungsbolzen zur Fixierung aufgeschraubt werden.A particularly simple and quick installation is possible if the heat shield preferably has fastening bolts, which on a back of the heat shield, d. H. a directed to the combustion chamber head plate side of the heat shield, are mounted. As a result, only the nut has to be screwed onto the fastening bolt for fixing.

Weiter bevorzugt umfasst der Brennkammerkopf einen inneren und einen äußeren Fixierbereich. Die Brennkammerwand und die Brennkammerkopfplatte sind dabei jeweils am inneren und äußeren Fixierbereich fixiert. Eine Fixierung erfolgt besonders bevorzugt mittels Gewindebolzen und Mutter. Somit kann mit einem Fixiervorgang die Brennkammerwand sowie die Brennkammerkopfplatte am Brennkammerkopf befestigt werden. Vom Montageablauf wird dabei bevorzugt zuerst das Hitzeschild an der Brennkammerkopfplatte fixiert und anschließend Hitzeschild und Brennkammerkopfplatte gemeinsam am Brennkammerkopf befestigt.More preferably, the combustion chamber head comprises an inner and an outer fixing region. The combustion chamber wall and the combustion chamber head plate are respectively fixed to the inner and outer fixing region. A fixation is particularly preferably by means of threaded bolts and nut. Thus, the combustion chamber wall and the combustion head plate can be attached to the combustion chamber head with a fixing operation. From the assembly procedure, the heat shield is preferably first fixed to the combustion chamber head plate and then the heat shield and the combustion chamber head plate are fastened together to the combustion chamber head.

Besonders bevorzugt sind der innere und äußere Fixierbereich am Brennkammerkopf parallel zu einer Mittelachse der Gasturbinenbrennkammer verlaufend. Dadurch ergeben sich vorzugsweise ein innerer zylindrischer Fixierbereich und ein äußerer zylindrischer Fixierbereich. Die Brennkammerwand kann dabei einwandig oder auch zweiwandig oder mehrwandig ausgebildet sein.Particularly preferably, the inner and outer fixing region on the combustion chamber head are parallel to a center axis of the gas turbine combustion chamber. As a result, an inner cylindrical fixing region and an outer cylindrical fixing region preferably result. The combustion chamber wall can be single-walled or two-walled or multi-walled.

Das Hitzeschild ist besonders bevorzugt als Ringscheibe mit konstanter radialer Ringbreite vorgesehen. Fixierbereiche sind weiter bevorzugt entlang des Umfangs in gleichen Abständen am Hitzeschild vorgesehen.The heat shield is particularly preferably provided as an annular disc with a constant radial ring width. Fixing regions are further preferably provided along the circumference at equal intervals on the heat shield.

Die erfindungsgemäße Gasturbinenbrennkammer wird besonders bevorzugt in einem Flugtriebwerk verwendet, insbesondere bei kleinen Flugtriebwerken mit einem kleinen mittleren Radius des Brennkammerkopfes.The gas turbine combustor according to the invention is particularly preferably used in an aircraft engine, in particular in small aircraft engines with a small mean radius of the combustion chamber head.

Nachfolgend werden unter Bezugnahme auf die begleitende Zeichnung bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung im Detail beschreiben. In der Zeichnung sind gleiche bzw. funktional gleiche Teile mit den gleichen Bezugszeichen bezeichnet. In der Zeichnung ist:Hereinafter, preferred embodiments of the invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In the drawing, the same or functionally identical parts are designated by the same reference numerals. In the drawing is:

1 eine schematische Darstellung eines Gasturbinentriebwerks gemäß der vorliegenden Erfindung, 1 a schematic representation of a gas turbine engine according to the present invention,

2 eine schematische Schnittansicht einer erfindungsgemäßen Gasturbinenbrennkammer gemäß einem ersten Ausführungsbeispiel, 2 a schematic sectional view of a gas turbine combustor according to the invention according to a first embodiment,

3 eine schematische Draufsicht auf eine Brennkammerkopfplatte aus Sicht des Brennkammerkopfes in 2, 3 a schematic plan view of a combustion chamber head plate from the perspective of the combustion chamber head in 2 .

4 eine schematische Draufsicht auf ein Hitzeschild von 3 aus Sicht der Brennkammer, 4 a schematic plan view of a heat shield of 3 from the perspective of the combustion chamber,

5 eine schematische Draufsicht der Brennkammerkopfplatte von 3 aus Sicht des Brennkammerkopfes, 5 a schematic plan view of the combustion chamber head plate of 3 from the perspective of the combustion chamber head,

6 eine schematische Draufsicht der Brennkammerkopfplatte aus Sicht des Brennkammerkopfes gemäß einem zweiten Ausführungsbeispiel, 6 a schematic plan view of the combustion chamber head plate from the perspective of the combustion chamber head according to a second embodiment,

7 eine schematische Draufsicht auf eine Brennkammerkopfplatte aus Sicht des Brennkammerkopfes gemäß einem dritten Ausführungsbeispiel der Erfindung, 7 a schematic plan view of a combustion chamber head plate from the perspective of the combustion chamber head according to a third embodiment of the invention,

8 eine schematische Draufsicht auf eine Brennkammerkopfplatte aus Sicht des Brennkammerkopfes gemäß einem vierten Ausführungsbeispiel der Erfindung, 8th a schematic plan view of a combustion chamber head plate from the perspective of the combustion chamber head according to a fourth embodiment of the invention,

9 eine schematische Draufsicht auf eine Brennkammerkopfplatte aus Sicht des Brennkammerkopfes gemäß einem fünften Ausführungsbeispiel der Erfindung, und 9 a schematic plan view of a combustion head plate from the perspective of the combustion chamber head according to a fifth embodiment of the invention, and

10 eine schematische Seitenansicht der Brennkammerkopfplatte mit Hitzeschild von 9. 10 a schematic side view of the combustion chamber head plate with heat shield of 9 ,

Das Gasturbinentriebwerk 10 gemäß 1 ist ein allgemein dargestelltes Beispiel einer Turbomaschine, bei der die Erfindung Anwendung finden kann. Das Triebwerk 10 ist in herkömmlicher Weise ausgebildet und umfasst in Strömungsrichtung hintereinander einen Lufteinlass 11, einen in einem Gehäuse umlaufenden Fan 12, einen Mitteldruckkompressor 13, einen Hochdruckkompressor 14, eine Brennkammer 15, eine Hochdruckturbine 16, eine Mitteldruckturbine 17 und eine Niederdruckturbine 18 sowie eine Abgasdüse 19 und einen Auslasskonus 28, die sämtlich um eine zentrale Triebwerksachse 1 angeordnet sind.The gas turbine engine 10 according to 1 is a generalized example of a turbomachine, in which the invention can be applied. The engine 10 is formed in a conventional manner and comprises in the flow direction one behind the other an air inlet 11 , a circulating in a housing fan 12 , a medium pressure compressor 13 , a high pressure compressor 14 , a combustion chamber 15 , a high-pressure turbine 16 , a medium pressure turbine 17 and a low-pressure turbine 18 and an exhaust nozzle 19 and an outlet cone 28 all around a central engine axis 1 are arranged.

Der Mitteldruckkompressor 13 und der Hochdruckkompressor 14 umfassen jeweils mehrere Stufen, von denen jede eine in Umfangsrichtung verlaufende Anordnung fester stationärer Leitschaufeln 20 aufweist, die allgemein als Statorschaufeln bezeichnet werden und die radial nach innen vom Kerntriebwerksgehäuse 21 in einen ringförmigen Strömungskanal durch die Kompressoren 13, 14 vorstehen. Die Kompressoren weisen weiter eine Anordnung von Kompressorlaufschaufeln 22 auf, die radial nach außen von einer drehbaren Trommel oder Scheibe 26 vorstehen, die mit Naben 27 der Hochdruckturbine 16 bzw. der Mitteldruckturbine 17 gekoppelt sind.The medium-pressure compressor 13 and the high pressure compressor 14 each comprise a plurality of stages, each of which comprises a circumferentially extending array of fixed stationary vanes 20 which are generally referred to as stator blades and which are radially inwardly of the core engine housing 21 in an annular flow channel through the compressors 13 . 14 protrude. The compressors further include an array of compressor blades 22 on, which is radially outward from a rotatable drum or disc 26 project with hubs 27 the high-pressure turbine 16 or the medium-pressure turbine 17 are coupled.

Die Turbinenabschnitte 16, 17, 18 weisen ähnliche Stufen auf, umfassend eine Anordnung von festen Leitschaufeln 23, die radial nach innen vom Gehäuse 21 in den ringförmigen Strömungskanal durch die Turbinen 16, 17, 18 vorstehen, und eine nachfolgende Anordnung von Turbinenrotorschaufeln 24, die nach außen von einer drehbaren Nabe 27 vorstehen. Die Kompressortrommel oder Kompressorscheibe 26 und die darauf angeordneten Schaufeln 22 sowie die Turbinenrotornabe 27 und die darauf angeordneten Turbinenrotorschaufeln 24 drehen sich im Betrieb um die Triebwerksachse 1.The turbine sections 16 . 17 . 18 have similar steps, comprising an array of fixed vanes 23 extending radially inward from the housing 21 into the annular flow channel through the turbines 16 . 17 . 18 projecting, and a subsequent arrangement of turbine rotor blades 24 facing outward from a rotatable hub 27 protrude. The compressor drum or compressor disk 26 and the blades arranged thereon 22 as well as the turbine rotor hub 27 and the turbine rotor blades disposed thereon 24 rotate around the engine axis during operation 1 ,

Nachfolgend wird eine Gasturbinenbrennkammer 100 gemäß einem ersten bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung unter Bezugnahme auf die 2 bis 5 im Detail beschrieben.The following is a gas turbine combustor 100 according to a first preferred embodiment of the invention with reference to the 2 to 5 described in detail.

Wie aus 2 ersichtlich ist, umfasst die Gasturbinenbrennkammer 100 eine äußere Brennkammerwand 101 und eine innere Brennkammerwand 111, welche die eigentliche Brennkammer 15 zwischen sich definieren. Die Brennkammer 15 ist dabei ringförmig um die Triebwerksachse 1 vorgesehen.How out 2 can be seen, includes the gas turbine combustor 100 an outer combustion chamber wall 101 and an inner combustion chamber wall 111 which is the actual combustion chamber 15 to define between themselves. The combustion chamber 15 is ring around the engine axis 1 intended.

Die Gasturbinenbrennkammer 100 umfasst ferner einen Brennkammerkopf 104, an welchem eine Brennkammerkopfplatte 103 fixiert ist. Die Brennkammerkopfplatte 103 weist an ihrer zur Brennkammer 15 gerichteten Seite ein Hitzeschild 102 auf.The gas turbine combustor 100 further includes a combustion head 104 on which a combustion chamber head plate 103 is fixed. The combustion chamber head plate 103 indicates at her to the combustion chamber 15 directed side a heat shield 102 on.

Am Hitzeschild 102 sind Gewindebolzen 107 fixiert, beispielsweise mittels Schweißen. Die Gewindebolzen 107 sind dabei durch Öffnungen 113 in der Brennkammerkopfplatte 103 hindurchgeführt. Das Hitzeschild 102 kann so mittels Muttern 108 an der Brennkammerkopfplatte 103 fixiert werden.At the heat shield 102 are threaded bolts 107 fixed, for example by welding. The threaded bolts 107 are doing through openings 113 in the combustion chamber head plate 103 passed. The heat shield 102 can do so by means of nuts 108 on the combustion chamber head plate 103 be fixed.

Wie insbesondere aus 4 ersichtlich ist, ist das Hitzeschild 102 als ringförmig geschlossenes Hitzeschild vorgesehen. Das Hitzeschild 102 ist somit einstückig als Ringscheibe ausgebildet. Im Hitzeschild 102 sind Brenneröffnungen 110 in Umfangsrichtung in gleichen Abständen angeordnet, in welchen jeweils Brenner (nicht gezeigt) angeordnet sind.As in particular from 4 is visible, is the heat shield 102 provided as a ring-shaped closed heat shield. The heat shield 102 is thus integrally formed as an annular disc. In the heat shield 102 are burner openings 110 arranged in the circumferential direction at equal intervals, in each of which burners (not shown) are arranged.

Wie insbesondere aus 2 ersichtlich ist, ist die Brennkammerkopfplatte 103 mit einem Brennkammerkopf 104 und der äußeren und inneren Brennkammerwand 101, 111 verbunden. Hierbei ist eine Schraubverbindung vorgesehen, umfassend Bolzen 105 mit Gewinde und Muttern 106. Wie in 2 dargestellt, weisen am inneren und äußeren Umfang der Brennkammerkopf 104, die Brennkammerkopfplatte 103 und die äußere und innere Brennkammerwand 101, 111 jeweils parallel in Richtung der Triebwerksachse 1 verlaufende Endbereiche auf, an welchen die Bolzen 105 durch entsprechend vorgesehene Öffnungen hindurch gesteckt sind und mittels Muttern 106 fixiert sind. Genauer umfasst der Brennkammerkopf innere Fixierbereiche 104a und äußere Fixierbereiche 104b. Die Bolzen 105 sind dabei in Radialrichtung des Brennkammerkopfs 104 (vgl. 2) vorgesehen. Die Bolzen 105 können in Umfangsrichtung an der inneren und äußeren Brennkammerwand jeweils versetzt angeordnet sein.As in particular from 2 is apparent, is the combustion chamber head plate 103 with a combustion chamber head 104 and the outer and inner combustion chamber wall 101 . 111 connected. In this case, a screw connection is provided, comprising bolts 105 with thread and nuts 106 , As in 2 shown, have at the inner and outer periphery of the combustion chamber head 104 , the combustion chamber head plate 103 and the outer and inner combustion chamber walls 101 . 111 each parallel to the engine axis 1 extending end portions on which the bolt 105 through appropriately provided openings are inserted through and nuts 106 are fixed. More specifically, the combustion chamber head includes inner fixing regions 104a and outer fixation areas 104b , Bolts 105 are in the radial direction of the combustion chamber head 104 (see. 2 ) intended. Bolts 105 can be arranged offset in the circumferential direction of the inner and outer combustion chamber wall in each case.

Wie weiterhin aus 5 und 3 ersichtlich ist, sind die Gewindebolzen 107 in Umfangsrichtung abwechselnd an einem in Radialrichtung äußeren Bereich des Hitzeschildes 102 und einem in Radialrichtung inneren Bereich des Hitzeschildes 102 vorgesehen. In 3 sind gestrichelt virtuelle Segmentierungen 109 eingezeichnet, wobei die Gewindebolzen 107 auf der Segmentierung 109 abwechselnd am inneren und äußeren Umfang angeordnet sind. Hierdurch ergibt sich pro virtuellem Segment eine Diagonalanordnung der Gewindebolzen 107. Dadurch kann eine besonders stabile Fixierung des Hitzeschildes 102 an der Brennkammerkopfplatte 103 ermöglicht werden. Somit wird je virtuellem Segment eine Diagonalanordnung der Gewindebolzen 107 erreicht. Alternativ kann die Anordnung der Gewindebolzen 107 auch an einem Mittelkreis des Hitzeschildes gespiegelt sein.How to continue 5 and 3 it can be seen, are the threaded bolts 107 in the circumferential direction alternately on a radially outer portion of the heat shield 102 and a radially inner portion of the heat shield 102 intended. In 3 are dashed virtual segmentations 109 drawn, the threaded bolts 107 on the segmentation 109 are arranged alternately on the inner and outer periphery. This results in a diagonal arrangement of the threaded bolts per virtual segment 107 , This allows a particularly stable fixation of the heat shield 102 on the combustion chamber head plate 103 be enabled. Thus, each virtual segment is a diagonal arrangement of the threaded bolt 107 reached. Alternatively, the arrangement of the threaded bolt 107 also be mirrored at a center circle of the heat shield.

Somit kann, wie insbesondere aus den 3 und 5 ersichtlich ist, eine Verschraubung des Brennkammerkopfes 104 an der Brennkammerkopfplatte 103 und den Brennkammerwänden 101, 111 neben einer Verschraubung des Hitzeschildes 102 an der Brennkammerkopfplatte 103 angeordnet werden. Dadurch kann eine einfache Montage ermöglicht werden. Wie ferner aus den 3 und 5 ersichtlich ist, kann im Vergleich mit einer im Stand der Technik notwendigen Vielzahl von Verschraubungen von Hitzeschildsegmenten an der Brennkammerkopfplatte eine große Anzahl von Gewindebolzen 107 und Muttern 108 eingespart werden. Hierdurch ergibt sich eine signifikante Gewichtsreduzierung. Wie aus 3 ersichtlich ist, können somit gemäß der Erfindung bei Betrachtung von zwei virtuellen Segmentierungen 109 diese mit drei Gewindebolzen 107 fixiert werden. Im Stand der Technik werden für die Fixierung von zwei Hitzeschildsegmenten insgesamt acht Gewindebolzen, nämlich an jeder Ecke eines Hitzeschildsegments einer, notwendig.Thus, as in particular from the 3 and 5 it can be seen, a screw connection of the combustion chamber head 104 on the combustion chamber head plate 103 and the combustion chamber walls 101 . 111 in addition to a screw connection of the heat shield 102 on the combustion chamber head plate 103 to be ordered. As a result, a simple assembly can be made possible. As further from the 3 and 5 can be seen, compared with one in the state of Technique necessary variety of screw connections of heat shield segments on the combustion chamber head plate a large number of threaded bolts 107 and nuts 108 be saved. This results in a significant weight reduction. How out 3 can thus be seen according to the invention when viewing two virtual segmentations 109 this with three threaded bolts 107 be fixed. In the prior art, a total of eight threaded bolts, namely at each corner of a heat shield segment, become necessary for the fixation of two heat shield segments.

Da ferner nur noch ein einteiliges Hitzeschild 102 montiert werden muss, ergeben sich auch große Vorteile bei der Handhabung. Somit kann auch ein Montagevorgang deutlich schneller ausgeführt werden.Furthermore, as only a one-piece heat shield 102 must be mounted, there are also great advantages in handling. Thus, an assembly process can be performed much faster.

Trotzdem bleibt die Fixierung des Hitzeschildes 102 an der Brennkammerkopfplatte 103 durch Verschraubungen vorgesehen, sodass auch ein schneller Austausch mit einfachem Werkzeug möglich ist. Insbesondere muss kein Schweißvorgang oder dergleichen zum Austausch eines Hitzeschildes 102 ausgeführt werden.Nevertheless, the fixation of the heat shield remains 102 on the combustion chamber head plate 103 provided by screwing, so that a quick exchange with simple tool is possible. In particular, no welding process or the like for replacement of a heat shield 102 be executed.

Die Montage der Gasturbinenbrennkammer erfolgt dabei derart, dass zuerst das einteilige, ringförmige Hitzeschild 102 an die Brennkammerkopfplatte 103 angeschraubt wird. Anschließend werden die Brennkammerwände mit der Brennkammerkopfplatte 103 an den Brennkammerkopf 104 angeschraubt.The installation of the gas turbine combustor is carried out such that first the one-piece, annular heat shield 102 to the combustion chamber head plate 103 is screwed on. Subsequently, the combustion chamber walls with the combustion chamber head plate 103 to the combustion chamber head 104 screwed.

Dabei kann bevorzugt der Brennkammerkopf 104 aus einem Blech hergestellt werden und die Brennkammerkopfplatte 103 ebenfalls aus einem Blech hergestellt werden oder als Gussteil vorgesehen werden. Das Hitzeschild 102 wird bevorzugt als Gussteil vorgesehen.In this case, preferably, the combustion chamber head 104 be made of a sheet metal and the combustion chamber head plate 103 also be made of a sheet metal or provided as a casting. The heat shield 102 is preferably provided as a casting.

Die erfindungsgemäße Gasturbinenbrennkammer wird besonders bevorzugt bei kleinen Triebwerken mit einem kleinen mittleren Radius R1 des Brennkammerkopfes verwendet. Insbesondere bei kleinen Flugtriebwerken treten die in der Beschreibungseinleitung erwähnten Montageprobleme bei segmentierten Hitzeschildern auf. Erfindungsgemäß kann somit eine verschraubte Gasturbinenbrennkammer auch für kleinere Flugtriebwerke bereitgestellt werden, die insbesondere auch noch eine Gewichtseinsparung aufweist. Somit kann eine sehr kostengünstige Gasturbinenbrennkammer bereitgestellt werden.The gas turbine combustor according to the invention is particularly preferably used in small engines with a small mean radius R1 of the combustion chamber head. Particularly in the case of small aircraft engines, the assembly problems mentioned in the introduction to the description occur with segmented heat shields. Thus, according to the invention, a bolted gas turbine combustion chamber can also be provided for smaller aircraft engines, which in particular also has a weight saving. Thus, a very inexpensive gas turbine combustor can be provided.

Durch die Anordnung der Fixierbereiche parallel zur Triebwerksachse 1 kann ferner eine zylindrische Fläche an der die Verschraubung von Brennkammerkopf 104, Brennkammerkopfplatte 103 und den Brennkammerwänden 101 und 111 ermöglicht wird, erhalten werden, wodurch insbesondere eine geringe Toleranzabweichung und somit eine Leckage von Treibstoff vermieden werden kann.By arranging the fixing areas parallel to the engine axis 1 Further, a cylindrical surface on the screw of the combustion chamber head 104 , Combustion chamber head plate 103 and the combustion chamber walls 101 and 111 allows to be obtained, whereby in particular a small tolerance deviation and thus a leakage of fuel can be avoided.

6 zeigt eine Gasturbinenbrennkammer 100 gemäß einem zweiten Ausführungsbeispiel der Erfindung. Im Unterschied zum ersten Ausführungsbeispiel sind beim zweiten Ausführungsbeispiel die Gewindebolzen 107 am Hitzeschild 102 derart angeordnet, dass jeweils an einem inneren Umfang und einem äußeren Umfang ein Gewindebolzen 107 auf gleicher Umfangshöhe liegt. In 6 sind die Gewindebolzen 107 dabei auf den virtuellen Segmentierungen 109 angeordnet. 6 shows a gas turbine combustor 100 according to a second embodiment of the invention. In contrast to the first embodiment, the threaded bolt in the second embodiment 107 at the heat shield 102 arranged such that each at an inner periphery and an outer periphery of a threaded bolt 107 is at the same height. In 6 are the threaded bolts 107 doing so on the virtual segmentations 109 arranged.

Somit weist die Gasturbinenbrennkammer des zweiten Ausführungsbeispiels die doppelte Anzahl von Gewindebolzen wie die im ersten Ausführungsbeispiel auf. Ansonsten entspricht diese Ausgestaltung der des ersten Ausführungsbeispiels.Thus, the gas turbine combustor of the second embodiment has twice the number of threaded bolts as those in the first embodiment. Otherwise, this embodiment corresponds to that of the first embodiment.

7 zeigt eine Gasturbinenbrennkammer 100 gemäß einem dritten Ausführungsbeispiel der Erfindung. Im Unterschied zum ersten Ausführungsbeispiel ist beim dritten Ausführungsbeispiel eine Anzahl der Bolzen 105 und Muttern 106 reduziert. Genauer sind am inneren Umfang des Brennkammerkopfes 104 je virtueller Segmentierung 109 nur ein Bolzen 105 vorgesehen und am äußeren Umfang jeweils zwei Bolzen 105. 7 shows a gas turbine combustor 100 according to a third embodiment of the invention. In contrast to the first embodiment, in the third embodiment, a number of bolts 105 and nuts 106 reduced. More precise are on the inner circumference of the combustion chamber head 104 per virtual segmentation 109 just a bolt 105 provided and on the outer circumference two bolts 105 ,

8 zeigt eine Gasturbinenbrennkammer 100 gemäß einem vierten Ausführungsbeispiel der Erfindung. Das vierte Ausführungsbeispiel entspricht im Wesentlichen dem dritten Ausführungsbeispiel, wobei eine Anzahl von Gewindebolzen 107 vergrößert ist. Wie aus 8 ersichtlich ist, liegen dabei die am inneren Umfang des Hitzeschildes 102 angeordneten Gewindebolzen 107 nicht mehr auf einer gemeinsamen Radiallinie mit den am äußeren Umfang angeordneten Gewindebolzen 107. Durch diese Versetzung der inneren Gewindebolzen 107 kann eine einfachere Montage, insbesondere der inneren Bolzen 105 und Muttern 106, ermöglicht werden. 8th shows a gas turbine combustor 100 according to a fourth embodiment of the invention. The fourth embodiment substantially corresponds to the third embodiment, wherein a number of threaded bolts 107 is enlarged. How out 8th it can be seen that lie on the inner circumference of the heat shield 102 arranged threaded bolt 107 no longer on a common radial line with the outer circumference threaded bolt 107 , By this displacement of the inner threaded bolt 107 can simplify assembly, especially the inner bolt 105 and nuts 106 be enabled.

Die 9 und 10 zeigen eine Gasturbinenbrennkammer 100 gemäß einem fünften Ausführungsbeispiel der Erfindung. Beim fünften Ausführungsbeispiel sind im Hitzeschild 102 zusätzlich noch Schlitze 114 vorgesehen. Die Schlitze verlaufen in Radialrichtung und sind sowohl an einem inneren Umfang als auch an einem äußeren Umfang des Hitzeschildes 102 vorgesehen. Wie weiter insbesondere aus 10 ersichtlich ist, weist das Hitzeschild 102 ferner erste Bereiche 121 mit einer ersten Materialdicke M1 und zweite Bereiche 122 mit einer zweiten Materialdicke M2 auf. Durch das Vorsehen der Materialbereiche unterschiedlicher Dicke können insbesondere thermische Ausdehnungen in Umfangsrichtung spannungsfrei durch das Hitzeschild 102 ausgeglichen werden. Ferner ermöglichen die in Radialrichtung verlaufenden Schlitze 114 ebenfalls thermisch bedingte Ausdehnungen. Somit kann ein Nachteil des ringförmig geschlossenen Hitzeschildes 102 im Vergleich mit einzelnen Hitzeschildern hinsichtlich thermischen Ausdehnungen in Umfangsrichtung ausgeglichen werden. Wie aus 9 ersichtlich ist, verlaufen dabei die zweiten Bereiche 122 geradlinig in Radialrichtung. Die zweiten Bereiche 122 sind linear vorgesehen und verlaufen von einem inneren Umfang bis zu einem äußeren Umfang des Hitzeschildes 102. Besonders bevorzugt weisen die zweiten Bereiche 122 eine Dicke auf, welche um bis zu 30% gegenüber der Materialdicke der ersten Bereiche 121 reduziert ist. Wie in 10 gezeigt, sind die Materialreduzierungen an der zur Brennkammerkopfplatte 103 gerichteten Seite des Hitzeschildes 102 vorgesehen.The 9 and 10 show a gas turbine combustor 100 according to a fifth embodiment of the invention. In the fifth embodiment are in the heat shield 102 additional slots 114 intended. The slots extend in the radial direction and are both on an inner periphery and on an outer periphery of the heat shield 102 intended. As further in particular from 10 can be seen has the heat shield 102 furthermore first areas 121 with a first material thickness M1 and second regions 122 with a second material thickness M2. By providing the material regions of different thickness, in particular thermal expansions in the circumferential direction can be stress-free through the heat shield 102 be compensated. Further, the radially extending slots allow 114 also thermally induced expansions. Thus, a disadvantage of the annular closed heat shield 102 be compensated in comparison with individual heat shields with respect to thermal expansions in the circumferential direction. How out 9 it can be seen, run the second areas 122 straight in the radial direction. The second areas 122 are linear and extend from an inner periphery to an outer periphery of the heat shield 102 , Particularly preferably, the second areas 122 a thickness of up to 30% over the material thickness of the first regions 121 is reduced. As in 10 shown, the material reductions are at the to the combustion chamber head plate 103 directed side of the heat shield 102 intended.

Es sei angemerkt, dass die in den 9 und 10 gezeigten Schlitze 114 und erste und zweite Bereiche mit unterschiedlichen Materialdicken auch bei den anderen beschriebenen Ausführungsbeispielen verwendet werden können. Die Schlitze 114 verlaufen vorzugsweise in Radialrichtung, können jedoch auch in andere Richtungen verlaufen oder bogenförmig sein.It should be noted that in the 9 and 10 shown slots 114 and first and second regions with different material thicknesses can also be used in the other described embodiments. The slots 114 preferably extend in the radial direction, but may also extend in other directions or be arcuate.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11: TriebwerksachseEngine axis
1010: Gasturbinentriebwerk/KerntriebwerkGas turbine engine / core engine
1111: Lufteinlassair intake
1212: Fanfan
1313: Mitteldruckkompressor (Verdichter)Medium pressure compressor (compressor)
1414: HochdruckkompressorHigh pressure compressor
1515: Brennkammercombustion chamber
1616: HochdruckturbineHigh-pressure turbine
1717: MitteldruckturbineIntermediate pressure turbine
1818: NiederdruckturbineLow-pressure turbine
1919: Abgasdüseexhaust nozzle
2020: Leitschaufelnvanes
2121: KerntriebwerksgehäuseCore engine casing
2222: KompressorlaufschaufelnCompressor blades
2323: Leitschaufelnvanes
2424: TurbinenrotorschaufelnTurbine rotor blades
2626: Kompressortrommel oder -scheibeCompressor drum or disc
2727: TurbinenrotornabeTurbinenrotornabe
2828: Auslasskonusoutlet cone
100100: GasturbinenbrennkammerGas turbine combustor
101101: Äußere BrennkammerwandOuter combustion chamber wall
102102: VollringhitzeschildFull ring heat shield
103103: BrennkammerkopfplatteBulkhead plate
104104: Brennkammerkopfbulkhead
104a104a: innerer Fixierbereichinner fixation area
104b104b: äußerer Fixierbereichouter fixation area
105105: Bolzenbolt
106106: Muttermother
107107: Gewindebolzenthreaded bolt
108108: Muttermother
109109: Virtuelle SegmentierungVirtual segmentation
110110: Brenneröffnung/TreibstoffdüsenBurner opening / fuel nozzle
111111: Innere BrennkammerwandInner combustion chamber wall
113113: Öffnungenopenings
114114: Schlitzeslots
121121: Erster Bereich mit erster MaterialdickeFirst area with first material thickness
122122: Zweiter Bereich mit zweiter MaterialdickeSecond area with second material thickness
M1M1: erste Materialdickefirst material thickness
M2M2: zweite Materialdickesecond material thickness

Claims

A gas turbine combustor comprising: - a combustor head ( 104 ), - a combustion head plate ( 103 ), and - a combustion chamber wall ( 101 . 111 ), characterized by a one-piece, ring-shaped closed heat shield ( 102 ), which at the combustion chamber head plate ( 103 ) is fixed.

Gas turbine combustor according to claim 1, characterized in that the fixation of the heat shield ( 102 ) by means of screw connections, in particular directly on the heat shield ( 102 ) threaded bolts ( 107 ) and nuts ( 108 ), he follows.

Gas turbine combustor according to one of the preceding claims, characterized in that the heat shield comprises first regions ( 121 ) with a first material thickness and second regions ( 122 ) having a second material thickness, wherein the first material thickness is greater than the second material thickness.

Gas turbine combustor according to claim 3, characterized in that the second regions ( 122 ) with second material thickness in the heat shield ( 102 ) are provided in a straight line.

A gas turbine combustor according to claim 4, wherein said second regions ( 122 ) extend in the radial direction and / or over an entire width of the heat shield ( 102 ).

Gas turbine combustor according to one of the preceding claims, wherein the heat shield ( 102 ) at least one slot ( 114 ), in particular a slot extending in the radial direction.

Gas turbine combustor according to claim 6, characterized in that a plurality of slots on an inner periphery and / or on an outer periphery of the heat shield ( 102 ) are arranged.

Gas turbine combustor according to one of claims 2 to 7, wherein the screw connections between heat shield ( 102 ) and combustion head plate ( 103 ) in the circumferential direction alternately on a inner circumference and an outer periphery of the heat shield ( 102 ) are provided.

Gas turbine combustor according to one of the preceding claims, wherein the combustion chamber head ( 104 ) an inner fixation area ( 104a ) and an outer fixation area ( 104b ), wherein the combustion chamber wall and the combustion chamber head plate ( 103 ) are each fixed to the inner and outer fixing region.

A gas turbine combustor as claimed in claim 9, wherein the inner and outer fuser areas of the combustor head ( 104 ) parallel to a central axis ( 1 ) of the gas turbine combustor.