DE102016212649A1 - Burner seal of a gas turbine and method for its production - Google Patents
Burner seal of a gas turbine and method for its production Download PDFInfo
- Publication number
- DE102016212649A1 DE102016212649A1 DE102016212649.0A DE102016212649A DE102016212649A1 DE 102016212649 A1 DE102016212649 A1 DE 102016212649A1 DE 102016212649 A DE102016212649 A DE 102016212649A DE 102016212649 A1 DE102016212649 A1 DE 102016212649A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- burner seal
- funnel
- cooling
- hole
- burner
- 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.)
- Withdrawn
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
- F02C7/28—Arrangement of seals
-
- 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
- F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
-
- 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
Abstract
Die Erfindung bezieht sich auf eine Brennerdichtung einer Gasturbine mit einem im Wesentlichen rohrförmigen Grundkörper, welcher an einer Einströmseite eine ringförmige Einlauflippe 18 und an seiner Abströmseite einen Trichter 17 aufweist, wobei ein Innendurchmesser der Einströmseite größer ausgebildet ist, als ein Innendurchmesser einer axial vor dem Trichter angeordneten Dichtfläche 16, wobei um den Umfang verteilt in dem Grundkörper Kühlkanäle 22 ausgebildet sind, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühlkanäle 22 jeweils in dem Grundkörper im Bereich der Dichtfläche 16 und des Trichters 17 ausgebildet sind und jeweils in einem axial nach außen weisenden Bereich des Trichters 17 in einem Austrittsloch 21 münden.The invention relates to a burner seal of a gas turbine having a substantially tubular base body having an annular inlet lip 18 on one inflow side and a funnel 17 on its downstream side, wherein an inner diameter of the inflow side is formed larger than an inner diameter of an axially upstream of the hopper arranged sealing surface 16, wherein distributed around the circumference in the main body cooling channels 22 are formed, characterized in that the cooling channels 22 are each formed in the base body in the region of the sealing surface 16 and the funnel 17 and each in an axially outwardly facing portion of the funnel 17 open into an outlet hole 21.
Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine Brennerdichtung einer Gasturbine sowie auf ein Verfahren zu deren Herstellung.The invention relates to a burner seal of a gas turbine and to a method for their production.
Im Einzelnen bezieht sich die Erfindung auf eine Brennerdichtung mit einem im Wesentlichen rohrförmigen Grundkörper, welcher an einer Einströmseite eine ringförmige Einlauflippe und an seiner Abströmseite einen Trichter aufweist, wobei ein Innendurchmesser der Einströmseite größer ausgebildet ist als ein Innendurchmesser einer axial vor dem Trichter angeordneten Dichtfläche, wobei um den Umfang verteilt in dem Grundkörper Kühlkanäle ausgebildet sind. More particularly, the invention relates to a burner seal having a substantially tubular base body, which has an annular inlet lip on one inflow side and a funnel on its downstream side, an inner diameter of the inflow side being larger than an inner diameter of a sealing face arranged axially in front of the funnel, wherein distributed around the circumference in the main body cooling channels are formed.
Eine Brennerdichtung der oben stehenden Art wird verwendet, um Treibstoffdüsen einer Brennkammer einer Gasturbine gegenüber einer Kopfplatte und/oder einem Hitzeschild der Brennkammer abzudichten. Dabei steht insbesondere der Trichter der Brennerdichtung in den Brennraum vor und ist den dort herrschenden hohen Temperaturen ausgesetzt. Infolgedessen ist es erforderlich, die Brennerdichtung und insbesondere den Trichter ausreichend zu kühlen. Bei einer nicht ausreichenden Kühlung besteht die Gefahr, dass der Trichter mit der an ihm ausgebildeten trichterförmigen Lippe abbrennt. A burner seal of the above type is used to seal fuel nozzles of a combustion chamber of a gas turbine with respect to a top plate and / or a heat shield of the combustion chamber. In particular, the funnel of the burner seal projects into the combustion chamber and is exposed to the high temperatures prevailing there. As a result, it is necessary to sufficiently cool the burner seal and in particular the funnel. If there is insufficient cooling there is a risk that the funnel will burn off with the funnel-shaped lip formed on it.
Nachfolgend wird der der Erfindung zu Grunde liegende Stand der Technik anhand der
Die in
Bei der in
In der Brennkammerwand
Die
Sowohl die Kopfplatte
Um die Treibstoffdüse
Die
Die Brennerdichtung
Es erweist sich als nachteilig, dass der Trichter
Der Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, eine Brennerdichtung der eingangs genannten Art zu schaffen, welche bei einfachem Aufbau und einfacher, kostengünstiger Herstellbarkeit die Nachteile des Standes der Technik vermeidet und sowohl eine verbesserte Kühlung als auch eine verbesserte Luftführung ermöglicht. Eine weitere Aufgabe der Erfindung besteht darin, ein Verfahren zur Herstellung einer verbesserten Brennerdichtung zu schaffen. The invention is based on the object to provide a burner seal of the type mentioned, which avoids the disadvantages of the prior art with a simple structure and simple, cost-effective manufacturability and allows both improved cooling and improved air flow. Another object of the invention is to provide a method of making an improved burner gasket.
Erfindungsgemäß wird die Aufgabe durch die Merkmalskombinationen der nebengeordneten Ansprüche gelöst. Die Unteransprüche zeigen weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung. According to the invention the object is achieved by the feature combinations of the independent claims. The subclaims show further advantageous embodiments of the invention.
Erfindungsgemäß ist somit vorgesehen, dass die Kühlkanäle jeweils in dem Grundkörper im Bereich der Dichtfläche und des Trichter ausgebildet sind und jeweils in einem axial nach außen weisenden Bereich des Trichters in einem Austrittsloch münden. According to the invention, it is thus provided that the cooling channels are respectively formed in the base body in the region of the sealing surface and the funnel and each open into an outlet hole in an axially outwardly pointing region of the funnel.
Hinsichtlich des Verfahrens wird die Aufgabe dadurch gelöst, dass die Brennerdichtung mittels eines additiven Herstellverfahrens hergestellt wird, beispielsweise mittels eines Laserauftragsverfahrens (DLD) oder eines ähnlichen Verfahrens. With regard to the method, the object is achieved in that the burner seal is produced by means of an additive manufacturing method, for example by means of a laser deposition method (DLD) or a similar method.
Durch die erfindungsgemäße Lösung ist die Möglichkeit geschaffen worden, insbesondere den Bereich der Dichtfläche und des Trichters der Brennerdichtung intern zu kühlen. Hierzu dienen die erfindungsgemäßen Kühlkanäle, welche durch ein additives Verfahren einfach und kostengünstig realisierbar sind. Derartige Kühlkanäle können nicht durch ein herkömmliches Bohrverfahren erzeugt werden, da ihr Verlauf und ihre Geometrie sehr komplex sind. Die Kühlkanäle sind dabei so ausgebildet, dass sie, in Strömungsrichtung, bezogen auf die Treibstoffdüse
Um die Luftströmung durch die Kühlkanäle zu optimieren, ist es besonders vorteilhaft, wenn der Kühlkanal jeweils ein Eintrittsloch aufweist, welches in einem Bereich des größeren Innendurchmessers des Grundkörpers der Brennerdichtung angeordnet ist. Besonders vorteilhaft ist es, wenn das Eintrittsloch an einer stromauf liegenden Seite des Dichtbereichs positioniert ist. Hierdurch kann die Kühlluft durch den Bereich mit dem größeren Innendurchmesser in die Brennerdichtung einströmen und in optimaler Weise in die Kühlkanäle eingeleitet werden. In order to optimize the air flow through the cooling channels, it is particularly advantageous if the cooling channel in each case has an inlet hole, which is arranged in a region of the larger inner diameter of the base body of the burner seal. It is particularly advantageous if the inlet hole is positioned on an upstream side of the sealing area. In this way, the cooling air can flow through the area with the larger inner diameter in the burner seal and be introduced in an optimal manner in the cooling channels.
Das Austrittsloch des jeweiligen Kühlkanals ist bevorzugterweise so gestaltet, dass sich ein Kühlluftfilm an der Außenseite des Trichters ausbildet und auf diesen anliegt, um eine Filmkühlung des Trichters zu gewährleisten. Dabei ist es besonders vorteilhaft, wenn das Austrittsloch in eine radial nach außen weisende Richtung, bezogen auf den Trichter, angeordnet ist. Hierdurch ist eine gezielte Führung der Kühlluft möglich. The outlet hole of the respective cooling channel is preferably designed so that a cooling air film forms on the outside of the funnel and rests on this, in order to ensure film cooling of the funnel. It is particularly advantageous if the outlet hole in a radially outwardly facing direction, based on the funnel, is arranged. As a result, a targeted guidance of the cooling air is possible.
Der Kühlkanal kann erfindungsgemäß in unterschiedlicher Weise ausgebildet sein. Er kann sich geradlinig, mit einem Winkel zur Mittelachse der Brennerdichtung oder gekrümmt oder spiralförmig erstrecken. Der Kühlkanal kann auch aus mehreren geradlinigen Abschnitten oder unterschiedlichen gebogenen oder gekrümmten Abschnitten zusammengesetzt sein. Es ergeben sich erfindungsgemäß somit verschiedenste Varianten, um eine optimale Kühlung der Brennerdichtung, insbesondere des Dichtbereichs und des Trichters sicherzustellen. The cooling channel may be formed according to the invention in different ways. It may extend rectilinearly at an angle to the central axis of the burner seal or curved or spiral. The cooling channel can also be composed of a plurality of straight sections or different curved or curved sections. Thus, according to the invention, various variants result in order to ensure optimum cooling of the burner seal, in particular of the sealing area and of the funnel.
Weiterhin kann es erfindungsgemäß vorteilhaft sein, den Querschnitt des Eintrittslochs und/oder des Austrittslochs so auszugestalten, dass eine optimierte Durchströmung erfolgt. Die Löcher können kreisförmig, elliptisch, rautenförmig oder tropfenförmig ausgebildet sein. Furthermore, it may be advantageous according to the invention, the cross section of the inlet hole and / or the outlet hole in such a way that an optimized flow occurs. The holes may be circular, elliptical, diamond-shaped or teardrop-shaped.
Weiterhin kann in vorteilhafter Weiterbildung der Erfindung vorgesehen sein, die Kühlkanäle hinsichtlich ihrer Querschnittsform zwischen dem Eintrittsloch und dem Austrittsloch variabel auszubilden, beispielsweise mit einem elliptischen Eintrittsloch und einem runden Austrittsloch. Der Querschnittsverlauf des jeweiligen Kühlkanals kann zwischen dem Eintrittsloch und dem Austrittsloch konstant ausgestaltet sein. Es ist jedoch auch möglich, den Kühlkanal in Richtung des Austrittsloches aufzuweiten, sodass das Eintrittsloch einen engsten Querschnitt bildet und der Kühlkanal als Diffusor wirkt. Es ist alternativ auch möglich, den Kühlkanal düsenartig auszugestalten und somit das Austrittsloch mit einer geringeren Querschnittsfläche auszugestalten, als das Eintrittsloch. Der Querschnitt des Kühlkanals kann auch so ausgebildet sein, dass das Eintrittsloch hinsichtlich seines Querschnitts den kleinsten Bereich darstellt und sich der Kühlkanal im Querschnitt aufweitet. Er kann dabei eine Kavität bilden und sich zum Austrittsloch hin wiederum verjüngen. Furthermore, it can be provided in an advantageous development of the invention, the cooling channels in terms of their cross-sectional shape between the inlet hole and the outlet hole variable form, for example, with an elliptical inlet hole and a round outlet hole. The cross-sectional profile of the respective cooling channel can be made constant between the inlet hole and the outlet hole. However, it is also possible to widen the cooling channel in the direction of the outlet hole, so that the inlet hole forms a narrowest cross-section and the cooling channel acts as a diffuser. It is alternatively also possible to design the cooling channel nozzle-like and thus to design the outlet hole with a smaller cross-sectional area than the inlet hole. The cross section of the cooling channel can also be formed so that the inlet hole is the smallest area in terms of its cross section and the cooling channel widens in cross section. He can form a cavity and rejuvenate to the exit hole.
Insgesamt sind die Ausgestaltung des Kühlkanals sowie dessen Verlauf bevorzugterweise so gewählt, dass der Auslass der Kühlluft möglichst radial an dem Trichter beziehungsweise der Lippe des Trichters erfolgt und die austretende Kühlluft nach außen strömt. Overall, the design of the cooling channel and its course are preferably chosen so that the outlet of the cooling air as possible takes place radially on the funnel or the lip of the funnel and the exiting cooling air flows to the outside.
Die Brennerdichtung weist bevorzugterweise eine Anzahl von Kühllöchern zwischen zehn bis vierzig auf. Der engste Lochdurchmesser (Eintrittsloch oder Austrittsloch) beträgt beispielsweise bei einem kreisförmigen Querschnitt 0,5 mm bis 1 mm und/oder hat eine Fläche von 0,8 mm2 bis 3 mm2. The burner seal preferably has a number of cooling holes between ten and forty. The narrowest hole diameter (entrance hole or exit hole) is, for example, 0.5 mm to 1 mm in a circular cross section and / or has an area of 0.8 mm 2 to 3 mm 2 .
Durch die erfindungsgemäßen Maßnahmen verbessert sich die Kühlung der Brennerdichtung, sodass sich ein geringerer Verschleiß und geringere Wartungskosten ergeben. Zusätzlich resultiert die erfindungsgemäße Luftführung in einer verbesserten Emissionskontrolle. Hierdurch können insbesondere Ruß-Emissionen reduziert werden.The measures according to the invention improve the cooling of the burner seal, resulting in less wear and lower maintenance costs. In addition, the air guide according to the invention results in improved emission control. As a result, in particular soot emissions can be reduced.
Mittels des erfindungsgemäßen Herstellungsverfahrens kann die Brennerdichtung mit sehr komplexen Geometrien der Kühlkanäle sowie deren Eintritts- und Austrittslöchern hergestellt werden. Dies ist mit anderen Herstellungsverfahren nicht möglich.By means of the manufacturing method according to the invention, the burner seal can be produced with very complex geometries of the cooling channels and their inlet and outlet holes. This is not possible with other manufacturing processes.
Im Folgenden wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen in Verbindung mit der Zeichnung beschrieben. Dabei zeigt: In the following the invention will be described by means of embodiments in conjunction with the drawing. Showing:
Das Gasturbinentriebwerk
Der Mitteldruckkompressor
Die Turbinenabschnitte
Die
Die unterschiedlichen Ausgestaltungsvarianten der
Die Ausführungsbeispiele der
Die
Die
Die
Die
BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS
- 11
- Brennkammerwand combustion chamber wall
- 22
- Kopfplatte headstock
- 33
- Hitzeschild heat shield
- 44
- Brennkammerkopf bulkhead
- 55
- Treibstoffdüse fuel nozzle
- 66
- Brennerdichtung Brenner seal
- 77
- Schindel shingle
- 88th
- Zumischloch Zumischloch
- 99
- Kühlloch cooling hole
- 1010
- Bolzen bolt
- 1111
- Mutter mother
- 1212
- Prallkühlloch Impingement cooling hole
- 1313
- Effusionskühlloch Effusionskühlloch
- 1414
- Kühlloch cooling hole
- 1515
- Kühlluftloch Cooling air hole
- 1616
- Dichtfläche sealing surface
- 1717
- Trichter funnel
- 1818
- Einlauflippe intake lip
- 1919
- Ringsteg ring land
- 2020
- Eintrittsloch entry hole
- 2121
- Austrittsloch exit hole
- 2222
- Kühlkanal cooling channel
- 2323
- Kavität cavity
- 101101
- Triebwerksmittelachse Engine centerline axis
- 110110
- Gasturbinentriebwerk/Kerntriebwerk Gas turbine engine / core engine
- 111111
- Lufteinlass air intake
- 112112
- Fan fan
- 113113
- Mitteldruckkompressor (Verdichter) Medium pressure compressor (compressor)
- 114114
- Hochdruckkompressor High pressure compressor
- 115115
- Brennkammer combustion chamber
- 116116
- Hochdruckturbine High-pressure turbine
- 117117
- Mitteldruckturbine Intermediate pressure turbine
- 118118
- Niederdruckturbine Low-pressure turbine
- 119119
- Abgasdüse exhaust nozzle
- 120120
- Leitschaufeln vanes
- 121121
- Kerntriebwerksgehäuse Core engine casing
- 122122
- Kompressorlaufschaufeln Compressor blades
- 123123
- Leitschaufeln vanes
- 124124
- Turbinenschaufeln turbine blades
- 125125
- Kompressortrommel oder -scheibe Compressor drum or disc
- 126126
- Turbinenrotornabe Turbinenrotornabe
- 127127
- Auslasskonus outlet cone
Claims (10)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE102016212649.0A DE102016212649A1 (en) | 2016-07-12 | 2016-07-12 | Burner seal of a gas turbine and method for its production |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE102016212649.0A DE102016212649A1 (en) | 2016-07-12 | 2016-07-12 | Burner seal of a gas turbine and method for its production |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE102016212649A1 true DE102016212649A1 (en) | 2018-01-18 |
Family
ID=60782992
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE102016212649.0A Withdrawn DE102016212649A1 (en) | 2016-07-12 | 2016-07-12 | Burner seal of a gas turbine and method for its production |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE102016212649A1 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102017217330A1 (en) | 2017-09-28 | 2019-03-28 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Combustion chamber assembly with heat shield and burner seal and manufacturing process |
DE102018106051A1 (en) * | 2018-03-15 | 2019-09-19 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Combustion chamber assembly with burner seal and nozzle and a Leitströmungserzeugungseinrichtung |
DE102018125698A1 (en) * | 2018-10-17 | 2020-04-23 | Man Energy Solutions Se | Gas turbine combustion chamber |
Citations (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1601678A1 (en) * | 1966-11-23 | 1970-08-27 | United Aircraft Corp | Annular combustion chamber or tubular ring combustion chamber for gas turbines |
DE3113381A1 (en) * | 1980-04-02 | 1982-04-22 | United Technologies Corp., 06101 Hartford, Conn. | FUEL NOZZLE GUIDE FOR A RING BURNER |
US4689961A (en) * | 1984-02-29 | 1987-09-01 | Lucas Industries Public Limited Company | Combustion equipment |
US4934145A (en) * | 1988-10-12 | 1990-06-19 | United Technologies Corporation | Combustor bulkhead heat shield assembly |
US6389815B1 (en) * | 2000-09-08 | 2002-05-21 | General Electric Company | Fuel nozzle assembly for reduced exhaust emissions |
DE69722877T2 (en) * | 1996-09-26 | 2004-05-19 | Snecma Moteurs | Aerodynamic injection system for the injection of a fuel-air mixture |
DE60011174T2 (en) * | 1999-04-01 | 2005-07-14 | General Electric Co. | Venturi for the swirl generator of a gas turbine combustion chamber with water injection |
US20150059346A1 (en) * | 2012-02-15 | 2015-03-05 | Snecma | Device for injecting air and fuel into a combustion chamber of a turbine engine |
-
2016
- 2016-07-12 DE DE102016212649.0A patent/DE102016212649A1/en not_active Withdrawn
Patent Citations (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1601678A1 (en) * | 1966-11-23 | 1970-08-27 | United Aircraft Corp | Annular combustion chamber or tubular ring combustion chamber for gas turbines |
DE3113381A1 (en) * | 1980-04-02 | 1982-04-22 | United Technologies Corp., 06101 Hartford, Conn. | FUEL NOZZLE GUIDE FOR A RING BURNER |
US4689961A (en) * | 1984-02-29 | 1987-09-01 | Lucas Industries Public Limited Company | Combustion equipment |
US4934145A (en) * | 1988-10-12 | 1990-06-19 | United Technologies Corporation | Combustor bulkhead heat shield assembly |
DE69722877T2 (en) * | 1996-09-26 | 2004-05-19 | Snecma Moteurs | Aerodynamic injection system for the injection of a fuel-air mixture |
DE60011174T2 (en) * | 1999-04-01 | 2005-07-14 | General Electric Co. | Venturi for the swirl generator of a gas turbine combustion chamber with water injection |
US6389815B1 (en) * | 2000-09-08 | 2002-05-21 | General Electric Company | Fuel nozzle assembly for reduced exhaust emissions |
US20150059346A1 (en) * | 2012-02-15 | 2015-03-05 | Snecma | Device for injecting air and fuel into a combustion chamber of a turbine engine |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102017217330A1 (en) | 2017-09-28 | 2019-03-28 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Combustion chamber assembly with heat shield and burner seal and manufacturing process |
DE102018106051A1 (en) * | 2018-03-15 | 2019-09-19 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Combustion chamber assembly with burner seal and nozzle and a Leitströmungserzeugungseinrichtung |
US10808623B2 (en) | 2018-03-15 | 2020-10-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Combustion chamber assembly with burner seal and nozzle as well as guiding flow generating equipment |
DE102018125698A1 (en) * | 2018-10-17 | 2020-04-23 | Man Energy Solutions Se | Gas turbine combustion chamber |
SE544232C2 (en) * | 2018-10-17 | 2022-03-08 | Man Energy Solutions Se | Gas turbine combustion chamber |
US11592181B2 (en) | 2018-10-17 | 2023-02-28 | Man Energy Solutions Se | Flow passages formed in a flame tube for a gas turbine combustor chamber |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP3239612B1 (en) | Gas turbine combustor | |
EP3182011B1 (en) | Wall of a component to be cooled using air cooling, in particular of a gas turbine combustion chamber wall | |
EP2503246B1 (en) | Segmented combustion chamber head | |
EP2927594B1 (en) | Combustion chamber of a gas turbine | |
EP2829804B1 (en) | Combustion chamber shingle of a gas turbine and method for their preparation | |
EP3093447B1 (en) | Rotor of a turbine of a gas turbine with improved cooling air conduction | |
EP2824282A1 (en) | Gas turbine with high pressure turbine cooling system | |
EP2179143B1 (en) | Gap cooling between combustion chamber wall and turbine wall of a gas turbine installation | |
DE102012015449A1 (en) | Gas turbine combustion chamber with mixed air openings and air guide elements in a modular design | |
EP3115691A1 (en) | Gas turbine combustor with integrated turbine inlet guide vane and method for the production thereof | |
DE112017002155B4 (en) | GAS TURBINE | |
CH708795A2 (en) | Segment for an annular rotary machine Leitradbauteil. | |
DE102010037862A1 (en) | Whirl chambers for slit flow control | |
DE102015122928A1 (en) | Gas turbine seal | |
DE102016212649A1 (en) | Burner seal of a gas turbine and method for its production | |
DE102019104814B4 (en) | Turbine blade equipped with an insert carrier | |
EP3245451B1 (en) | Gas turbine combustion chamber having a wall contour | |
EP3159487B1 (en) | Stator of a turbine of a gas turbine with improved cooling air conduction | |
EP3321589A1 (en) | Fuel nozzle of a gas turbine with swirl creator | |
DE102013108599A1 (en) | The combustor liner cooling assembly | |
DE102012002465A1 (en) | Gas turbine combustor with unsymmetrical fuel nozzles | |
EP2725203B1 (en) | Cool air guide in a housing structure of a fluid flow engine | |
DE102014214775A1 (en) | Aircraft gas turbine with a seal for sealing a spark plug on the combustion chamber wall of a gas turbine | |
EP3483503B1 (en) | Burner seal of a gas turbine and method for their preparation | |
DE102013217504A1 (en) | flow machine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
R163 | Identified publications notified | ||
R082 | Change of representative | ||
R119 | Application deemed withdrawn, or ip right lapsed, due to non-payment of renewal fee |