DE2704530A1 - Verbrennungskammerkoerper, insbesondere fuer turboreaktor-triebwerke - Google Patents
Verbrennungskammerkoerper, insbesondere fuer turboreaktor-triebwerkeInfo
- Publication number
- DE2704530A1 DE2704530A1 DE19772704530 DE2704530A DE2704530A1 DE 2704530 A1 DE2704530 A1 DE 2704530A1 DE 19772704530 DE19772704530 DE 19772704530 DE 2704530 A DE2704530 A DE 2704530A DE 2704530 A1 DE2704530 A1 DE 2704530A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- wall
- chamber
- annular
- edge
- walls
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
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
- F23R3/002—Wall structures
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/04—Air inlet arrangements
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Gas Burners (AREA)
Description
S ·Ν ·Ε»0 «rl· A #
150y Bd, Hauesmann,
Paris 750008.
VerbrennungskammerkÖrper« insbesondere für Turboreaktor-Triebwerke.
Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf einen Verbrennungskammerkörper,
insbesondere für Turboreaktor— Triebwerke, wobei die Kammer in einem Gehäuse angeordnet ist, in dem von vorne
nach rückwärts ein Luftstrom fließt, der einerseits zur Verbrennung und andererseits zur Kühlung der Körperwände dient,
mit Ringkammern, deren Durchmesser von vorne nach rückwärts zunimmt und die mit einer Jeweils außen-und innenliegenden
Wand doppelwandig ausgestaltet sind»
Es ist bekannt, daß die Verbrennungskammern von Turboreaktoren, deren Querschnitteform bezogen auf die Strömungsrichtung des
Gases etwa ringförmig oder kreisförmig ausgestaltet ist, in eine« Gehäuse mit Einlaßöffnungen für die von dem Kompressor angeliefert·
Luft angeordnet sind· Der Innenraum des Kammerkörpers, der auch
Flammrohr genannt wird, besitzt im vorderen Teil die Brennstoffeinspritzanlagen,
sowie die Einlaßöffnungen für die Verbrennungs-Primärluft,
sowie rückwärts von diesen öffnungen solche für den Einlaß von Luft für die Nachverbrennung und/oder für die Verdünnung
"709832/0299
Die Innenfläche der Wand, oder der Wände des Kammerkörpers ist dabei einer sehr intensiven Wärmeströmung ausgesetzt, welche
erzeugt wird durch die Abstrahlung der Flammen und durch die Konvektion der von vorne nach rückwärts zirkulierenden Verbrennungsgase·
Es ist daher vorteilhaft, einen Bruchteil des Sekundär-Luftstromes, das heißt desjenigen Luftstromes, der
andere Punktionen als die der Verbrennung hat, zu nutzen, um den Wärmeschutz für diese Wände zu gewährleisten. Dieser Schutz
durch einen Teil des Sekundär-Luftsromes kann im wesentlichen durch zwei Verfahren bewerkstelligt werden, die im übrigen und
vorzugsweise simultan zur Anwendung kommen· Das erste dieser Verfahren bezieht sich auf die Kühlung durch externe Konvektion
das heißt, daß die Wärme von der Wand von dem von vorne nach rückwärts um die Außenfläche herum abströmenden Sekundär-Luftstroms
abgenommen wird· Das zweite Verfahren, das auch "FiImcooling",genannt
wird, bedient sich zusätzlich des Effektes des WärmeSchildes· In den Wänden vorgesehene Öffnungen oder
Lufteinlässe verteilen1, entlang der Innenseite der Wände einen
Teil des Sekundär-Luftstromes in Form einer Wandschicht, die eine direkte Berührung zwischen der Oberfläche und dem Verbrennungsgas
verhindert. Diese Schicht, die sich im Verlauf ihrer Abströmung von vorne nach rückwärts verdünnt, muß nacheinander
durch Sekundär-Luft-£inlässe erneuert werden, die über die Länge der Kammer verteilt angeordnet sind·
Der hohe Kompressionsgrad, bei dem neuere Turboreaktoren arbeiten,
hat das Problem der Kühlung der Wände des Kammerkörpers erheblich schwieriger gemacht, denn je höher der Kompressionsgrad, um so höher die Eintrittstemperatur der Sekundär-Luft
(600° C für ein Kompressionsverhältnis von 30) und um so höher steigt das Emissionsvermögen der Verbrennungsgase als Funktion
ihres Druckes·
Die erste Lösung besteht darin, die Anzahl der Wand-Lufteinlass
zu vermehren, um den Durchsatz dieser Wandluft zu erhöhen und ihn häufiger zu erneuern. Diese Lösung ist dadurch begrenzt,
709832/0299
"I"" 270A530
daß der Durchsatz an Sekundärluft einen Anteil in der Größenordnung
von 30-35 # des Gesamt-Durchsatzes nicht übersteigen
darf, da sonst der Durchsatz an Priroär-Luf t, dessen relativer
Wert um so größer sein muß, je mehr die Eingangstemperatur in die Turbine zunimmt - entsprechend der heutigen Tendenz —
unzureichend wird, wie im übrigen der Durchsatz an Sekundär-Luft
für die Diffusion.
Eine andere Lösung besteht darin, den Wärmeaustausch durch Konvektion
dadurch zu beschleunigen, daß;man die Geschwindigkeit, also den Durchsatz, desjenigen Anteils des Sekundär-Luftstromes
erhöht, der die Kammer umgibt. Dieser Durchsatz wird jedoch schnell begrenztdurch die Zunahme der Ladeverluste und durch
die Unmöglichkeit, Einlaßöffnungen zu großen Durchmessers korrekt zu beschicken.
Eine weitere Lösung, bei der ebenfalls der Wärmeaustausch durch Konvektion beschleunigt wird, besteht darin, die Wärmetauscherflachen
zu vermehren. So kann man beispielsweise die Außenflächen der Wände mit Flügeln versehen, jedoch ist der Aufbau
dieser Flügel sehr aufwendig. Ebenso kann man den Kammerkörper durch doppelwandige Abschnitte bilden, das heißt, deren Wand
oder Wände zwei Wandungen aufweisen, wobei die Wandungen jedes Wandelementes untereinander verbunden sind durch Rippen. Diese
Rippen sind in Abströmrichtung angeordnet, stellen Distanzelemente dar und begrenzen längliche Kanäle, die nach vorne
in den Raum zwischen dem Gehäuse und der Kammer offen sind, ebenso wie rückwärts zur Kammer hin, so daß ein-und-derselbe
Luftstrom, der zunächst in den Kanälen zur Kühlung eines Abschnittes durch Konvektion strömt, dann entlang der Innenfläche
des nachfolgenden Abschnittes abfließt, um eine Kühlung durch '
das sogenannte "Film-cooling·1 zu bewirken. Die Anordnung mit
doppelten Wänden bedingt jedoch zu große Luftdurchsätze, wenn man einen erheblichen Konvektions-Effekt erreichen will.
Alle bislang beschriebenen Lösungen der Kühlung durch Konvektion
haben im übrigen einen schwerschwiegenden Nachteilt das Konvektionsfluid
zirkuliert von vorne nach rückwärts und erwärmt
709832/0299
sich auf seinem Weg durch Berührung mit einer Wand, deren Temperatur
ebenfalls aufgrund der zunehmendenVerdiinming des sogenannten
"Film-cooling" zunimmt,
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, eine doppelwandige
Anordnung für Verbrennungskammer-Kröper der eingangs genannten
Art in Vorschlag zu bringen, welche die vorgenannten Nachteile nicht aufweist.
Zur Lösung dieser Aufgabe schlägt die Erfindung bei einem Verbrennungskammer-Körper
der eingangs genannten Art vor, daß er zwischen den Ringkammern ringförmige Verbindgsteile mit im wesentlichen
H-förmigem Querschnitt aufweist, vobei dessen Steg jeweils innere und äußere Schenkel verbindet, von denen jeder
eine freie Kante besitzt, und daß jede freie Kante jeweils mit der außen liegenden Wand der vorgelagerten Ringkammer und der
innen liegenden Wand der nachfolgenden Ringkammer einen ringförmigen und nach vorwärts gerichteten Kollektorkanal, sowie
einen nach rückwärts gerichteten, ringförmigen Austrittskanal bildet, so daß der Luftstrom zunächst durch Konvektion die
Außenwand, dann nach Richtungsumkehr die Innenwand kühlt und schließlich durch einen Wand-Schicht-Effekt die Innenwand .
schützt.
Weitere Einzelheiten und Merkmale der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenen Beschreibung in Verbindung mit den beiliegenden
Zeichnungen· Die Zeichnungen stellen dar:
Fig. 1 ist eine LÄngs schnitt ansicht eines ringförmigen Verbrenn
> ungskammer-Körpers gemäß der Erfindung, stark schematisiert;
Fig· 2 zeigt einen Ausschnitt im Schnitt entlang der Linie a a
in Fig. 1;
Fig. 3 zeigt schematised in aufgerissener Darstellung einen
Ausschnitt in Richtung des Pfeiles b in Fig. 1;
Fig. k zeigt in Längsschnittansicht eine andere AusfUhrungsform
eines ringförmigen Verbrennungskammer-Körpers je—
709832/0299
maß der Erfindung.
Zur Vermeidung von Mißverständnissen wird folgende Begriff-Vereinbarung
getroffen: in einem Abschnitt des ringförmigen Kamnierkörpers bedeutet "äußere Ringkammer1* diejenige Ring kammer
mit dem größeren Durchmesser (der Ausdruck Durchmesser
bedeutet dabei den mittleren Durchmesser, insofern nichts anderes bestimmt ist) und die "innere Ringkammer" ist diejenige
Ringkammer mit dem kleineren Durchmesser· Da jede Ringkammer zwei Wandungen aufweist, bezeichnet die "innenliegende Wand"
diejenige Wand, die den Inneraum der Kammer umschließt, das heißt das Flammrohr, und die "außenliegende Wand" ist diejenige
Wand, die zum Außenraum der Kammer hinweist. Es wird ferner darauf hingewiesen, daß sich die Erfindung selbstverständlich
auch auf zylindrische Kammern bezieht, obwohl das beschrieben· Ausfuhrungsbeispiel sich auf eine Ringkammer besieht.
Unter Bezugnahme auf Fig. 1 besitzt die dargestellte Singkammer
in an sich bekannter Weise im vorderen Teil einen Ringboden 1, der die beispielsweise kranzförmigen Brenner 2
trägt· Die Trägerelemente für die Brenner sind nicht näher dargestellt, wie auch nicht das die Kammer umgebende Ringgehäuse
und die Befestigungselemente der Kammer am Turbotriebwerk« Hinter dem Boden 1 ist in Strömungerichtung des Gases von vorne
nach rückwärts ein Ringkörper 3 angeordnet, dessen Querschnitt sich in Achsrichtung erweitert und dem ein ringförmiger konvergierender
Teil k folgt, welcher die Gase an die nicht dargestellte Turbine abgibt.
Der Kammerkörper 3 ist durch drei doppelwandige, außen liegende
Ringkammern 31?32 und 33 gebildet, deren Durchmesser von vorn·
nach rückwärts zunimmt, sowie durch drei innere oder innen liegende Ringkammern 3k, 35 und 36, die ebenfalls doppelwandig
ausgestalte^ sind und deren Durchmesser von vorne nach rückwärtί
abnimmt. Enteprechned den Proportionen und Ausmaßen der Kammer:
kann die Anzahl der Ringkammern selbstverständlich grSßnr oder
kleiner sein. Der konvergierende Teil k ist gebildet aus zwei
stumpfkegeligen Ringteilen 41 und k2.
709832/0299
Die Verbindung zwischen den aufeinanderfolgenden Elementen 1,
31» 32, 33 und *H nacheinander wird hergestellt durch Ver -.. .
bindungsringe 51»52,53 und 5k, Die Verbindung zwischen den aufeinanderfolgenden
Elementen 1, 3k, 35» 36 und kZ wird hergestellt durch Verbindungsringe 55» 56, 57 und 58* Jeder Ring
besitzt einen Steg in Kronenform, der zwei zylindrische Schenkel verbindet. Der für jeden Ring getroffene Unterschied zwischen
einem äußeren Schenkel und einem inneren Schenkel entspricht denselben Entscheidungskriterien wie zwischen den
Wandungen ein-und-derselben Ringkammer. Der innere Schenkel der
Ringe 51 und 55 erstreckt sich nach vorne und nach rückwärts von dem Steg und der äußere Schenkel erstreckt sich nach rückwärts.
Die inneren und äußeren Schenkel der anderen Ringe erstrecken sich nach vorne und nach rückwärts ihrer Schenkel, das
heißt, daß die Ringe einen H-förmigen Querschnitt aufweisen·
Die inneren und äußeren Wände der Ringkammern 31, 32, 33» 3^»
35 und 36 sind verbunden durch eine Vielzahl von Rippen 61, 62 63, 6k, 65 und 66, welche ebensoviele Kanäle zur Luftzirkulatloi
begrenzen. Wie in Fig. 2 dargestellt, kann jede Ringkammer, wie z.B. die Ringkammer 32, vorzugsweise gebildet sein aus einem
Komposit-Metall-Werkstoff, dessen Wandungen 321 und 322 untereinander
beabstandet sind durch ein wellenförmiges und verschweißtes Band 323 (Rippen 62 in Fig.1). Der Aufbau der Kammer
wird dadurch erheblich vereinfacht und erleichtert, ohne daß dadurch
ihre Festigkeit beeinträchtigt würde.
In den vorne liegenden Ringkammern 31 und 3k sind Öffnungen 81
und 82 für den Einlaß primärer Verbrennungluft vorgesehen. Die Abdichtung zwischen diesen Öffnungen und den zwischen den Wandungen
ausgestalteten Kanälen wird durch eine Kante gewährleiste·*,
welche von der äußeren Wand her ausgestaltet ist. In gleicher Weise sind in den rückwärtigen Ringkammern 33 und 36 Öffnungen
83 und 86 vorgesehen für den Einlaß von Sekundär-Verbrennungsluft und von Verdünnungsluft.
Wie aus Fig. 3 und aus der Schnittansicht nach Fig. 1 ersichtlich,
sind die Rippen im Bereich der Einlaßöffnung ausgespart,
709832/0299
so z.B. die Rippen 61 im Bereich der Ringkammer 31 um einen
Strömungsdurchgang (in Richtung des Pfeiles F in Fig. 3) für Kühlluft um die die öffnung bildende Kante herum auszugestalten.
Die doppelwandig Ausgestaltung des Kammerkörpers gemäß der
Erfindung löst durch wirkungsvolle Kühlung das schwierige Pro» blem der Kühlung der Einlaßöffnungen mit gestürzter Kante«:
Unter Bezugnahme auf Fig. 1 wird nunmehr der Zusammenbau der Ringkammern und der Ringe erläutert. Der äußere Schenkel des
Ringes 51 und die außenliegende Ringkammer des Bodens 1 haben gleichen Durchmesser und sind untereinander verschweißt· Die
äußere Wand der Ringkammer 31 und der äußere Schenkel des Ringes 51 haben gleichen Durchmesser und sind ebenfalls untereinander verschweißt, wobei die Innenwand des Ringkörpers 311
die einen Durchmesser etwa gleich groß dem mittleren Durchmesser der Schenkel des Ringes 51 aufweist, in einem Abstand
von dem Steg dieses Ringes endet.
Bei dem Ring 52 ist der Durchmesser seines inneren Schenkels
gleich dem Durchmesser der inneren Wandung der vorgelagerten Ringkammer 31· Diese beiden Elemente sind miteinander verschweißi.
Der äußere Schenkel des Ringes 52, dessen Durchmesser wesentlich größer ist, als derjenige der äußeren Wanung der Ringkammer
31» hat denselben Durchmesser wie die äußere Wandung
der Ringkammer 32 und ist mit dieser verschweißt. Sein nach
vorne ragender Teil übergreift von vorne die äußere Wandung der Ringkammer 31» während sein rückwärtiger Teil, der einen
Durchmesser wesentlich kleiner als derjenige der inneren Wandung der Ringkammer 32 besitzt, nach rückwärts an deren Innenseite
übergreift.
Die Bemessung und der Zusammenbau der Ringkammern und der Ringe, welche den Kammerkörper bilden, folgen überall der Gesetzmäßigkeit,
für die oben ein Beispiel gegeben wurde. Das bedeutet, daß die vordere Kante der äußeren Wandung jeder Ringkammer verschweißt
ist mit der rückwärtigen Kante des äußeren Schenkels gleichen Durchmessers des vorgelagerten Ringes, während die
rückwärtige Kante der inneren Wandung derselben Ringkammer ver-
709832/0299
schweißt ist mit der vorderen Kante der des inneren Schenkels gleichen Durchmessers des nachfolgenden Ringes. Ferner endet
jede innere Wandung in einem Abstand von dem Steg des vorangehenden Ringes, dessen innerer Schenkel diese besagte Wand
nach rückwärts übergreift, während jede äußere Wandung in einem
Abstand vor dem Steg des nachfolgenden Ringes endet, dessen äußerer Schenkel diese besagte Wandung nach vorwärts übergreift
Man sieht, daß auf diese Weise jede Ringkammer für die in dem
Raum zwischen dem Gehäuse und der Kammer befindliche Luft einen getrennten, ringförmigen Durchtritt bildet, der in Richtung von
rückwärts nach vorne durchströmt wird, sich jedoch in den Raum zwischen dem Gehäuse und der Kammer durch einen nach vorne gerichteten
Ringschlitz öffnet und durch einen nach rückwärts gerichteten Ringschlitz in den Kammerraum offen ist.
Die Kühlung jeder Ringkammer ist also dreifach abgesichert* Die
äußere Wandung wird auf der Seite des Raumes zwischen dem Gehäuse und der Kammer durch Konvektion der Sekundärluft gekühlt,
die in diesem Raum von vorne nach rückwärts strömt* Dann zirkuliert
ein Teil der Sekundärluft zwischen den beiden Wandungen von rückwärts nach vorne und kühlt diese durch Konvektion*
Schließlich beleckt derselbe Teil dir Sekundärluft in Richtung von vorne nach rückwärts die innere Wandung auf der Seite des
Flammrohres und bildet somit einen schützenden Wandfilm. Dieser
Film oder diese Schicht wird im übrigen an jeder Querschnittsetelle zwischen zwei aufeinanderfolgenden Ringkammern erneuert*
Die Kühlung des rückwärtigen konvergierenden Teiles k wird in
derselben Weise gewährleistet, wie die Kühlung der Ringkammeri
Bei der in Fig. 1 dargestellten Ausführungsform erweitert sich die Ringkammer, weil die äußeren Abschnitte von Ringkammer zu
Ringkammer in Richtung von vorne nach rückwärts größer werden, während die inneren Abschnitte kleiner werden* Fig. 4 zeigt
schematisch eine andere Ausführung gemäß der Erfindung, bei der die einzelnen Abschnitte im wesentlichen konstante Abmessungen
beibehalten. Fig. h zeigt zwei Ringkammern, die ähnliche Anord-
709832/0299
ung haben wie die Ringkammern 32 und 33 in Fig. 1« Die diese
bezeichnenden Bezugsziffern sind daher identisch, jedoch mit einem Index a versehen. Der einzige wesentliche Unterschied
besteht darin, daß die Durchmesser der Ringe 52a und 53a identisch
sind, ebenso wie die Durchmesser der vorderen Abschnitte der Ringkammern 32a und 33a und die Durchmesser ihrer rückwärtigen
Abschnitte. Die geometrische Konfiguration jeder Singkammer besitzt also zwei zylindrische Abschnitte mit ungleichen
Durchmessern, die durch einen im wesentlichen konischen Abschnii
miteinander verbunden sind.
709832/a299
A .
Leerseite
Claims (3)
- Patentansprüche:ι · jVerbrennungakammerkörper., insbesondere für Turboreaktor-Triebwerke, wobei die Kammer in einem Gehäuse angeordnet ist in dem von vorne rückwärts ein Luftstrom fließt, der einerseits zur Verbrennung und andererseits zur Kühlung der Körperwände dient, mit Ringkammern, deren Durchmesser von vorne nach rückwärts zunimmt und die mit einer Jeweils außen-und innenliegenden Wand doppelwandig ausgestaltet sind, dadurch gekennzeichnet, daß er zwischen den Ringkammern (31*32,33» 3^»35»36) ringförmige Verbindungsteile (51,52,53,5*0 mit im wesentlichen H-förmigem Querschnitt aufweist, wobei desseil Steg jeweils innere und äußere Schenkel verbindet, von denen jeder eine freie Kante besitzt und daß jede freie Kante jeweils mit der außenliegenden Wand der vorgelagerten Ringkammer und der innenliegenden Wand der nachfolgenden Ringkammer einen ringförmigen und nach vorwärts gerichteten Kollektorkanal sowie einen nach rückwärts gerichteten, ringförmigen Austrittskanal bildet, so daß der Luftstrom zunächs durch Konvektion die Außenwand, dann nach Richtungsumkehr die Innenwand kühlt und schließlich durch einen Wandschichteffekt die Innenwand schützt.
- 2. Verbrennungskammerkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Ringkammern (31 bis 36) aus einem Koraposit-Metall-Werkstoff mit zwei Deckschichten ( 321, 322) gebildet ist, die miteinander verbunden und voneinander beabstandet sind durch eine Wellenschicht( 323)» deren Wellen in Längsrichtung des Triebwerkes angeordnet sind, um Kanäle zu bilden (Pig.2).
- 3. Verbrennungskamnerkörper nach einem der Ansprüche 1 und 2, mit Speiseöffnungen in radialer Richtung zur Sekundärluft, die in der außenliegenden Wandung der Körperwand auegebildet und durch eine ins Innere der Kammer hineingebogene Kante begrenzt sind, dadurch gekennzeichnet daß die Höhe dieser Kante (81) im wesentlichen dem Abstand zwischen den beiden709832/0299ORIGINAL INSPECTEDWandungen (321,322) der Körperwand entspricht und daß die Längsrippen (6i) für die Beabstandung im Bereich des Um— fanges dieser Kante (81) ausgespart sind, um um diese Kante (81) herum einen Kühlluftstrom-Durchtritt zu bilden.\ Der Patentanwalt709832/0299
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR7603921A FR2340453A1 (fr) | 1976-02-06 | 1976-02-06 | Corps de chambre de combustion, notamment pour turboreacteurs |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2704530A1 true DE2704530A1 (de) | 1977-08-11 |
DE2704530C2 DE2704530C2 (de) | 1983-05-26 |
Family
ID=9169049
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE2704530A Expired DE2704530C2 (de) | 1976-02-06 | 1977-02-03 | Flammrohr, insbesondere für Gasturbinentriebwerke |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4104874A (de) |
DE (1) | DE2704530C2 (de) |
FR (1) | FR2340453A1 (de) |
GB (1) | GB1511827A (de) |
Families Citing this family (24)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3978662A (en) * | 1975-04-28 | 1976-09-07 | General Electric Company | Cooling ring construction for combustion chambers |
US4236378A (en) * | 1978-03-01 | 1980-12-02 | General Electric Company | Sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas |
US4259842A (en) * | 1978-12-11 | 1981-04-07 | General Electric Company | Combustor liner slot with cooled props |
US4361010A (en) * | 1980-04-02 | 1982-11-30 | United Technologies Corporation | Combustor liner construction |
GB2087065B (en) * | 1980-11-08 | 1984-11-07 | Rolls Royce | Wall structure for a combustion chamber |
US4628694A (en) * | 1983-12-19 | 1986-12-16 | General Electric Company | Fabricated liner article and method |
JPH0660740B2 (ja) * | 1985-04-05 | 1994-08-10 | 工業技術院長 | ガスタービンの燃焼器 |
US4642993A (en) * | 1985-04-29 | 1987-02-17 | Avco Corporation | Combustor liner wall |
DE3603350A1 (de) * | 1986-02-04 | 1987-08-06 | Walter Prof Dipl Ph Sibbertsen | Verfahren zur kuehlung thermisch belasteter bauelemente von stroemungsmaschinen, vorrichtung zur durchfuehrung des verfahrens sowie ausbildung thermisch belasteter schaufeln |
US4896510A (en) * | 1987-02-06 | 1990-01-30 | General Electric Company | Combustor liner cooling arrangement |
US4864828A (en) * | 1988-04-29 | 1989-09-12 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Aircraft engine combustion liner cooling apparatus |
US4887663A (en) * | 1988-05-31 | 1989-12-19 | United Technologies Corporation | Hot gas duct liner |
US5461866A (en) * | 1994-12-15 | 1995-10-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine combustion liner float wall cooling arrangement |
DE19720786A1 (de) * | 1997-05-17 | 1998-11-19 | Abb Research Ltd | Brennkammer |
US6286317B1 (en) * | 1998-12-18 | 2001-09-11 | General Electric Company | Cooling nugget for a liner of a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity |
US8966877B2 (en) | 2010-01-29 | 2015-03-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine combustor with variable airflow |
US9068751B2 (en) * | 2010-01-29 | 2015-06-30 | United Technologies Corporation | Gas turbine combustor with staged combustion |
DE102012015449A1 (de) * | 2012-08-03 | 2014-02-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenbrennkammer mit Mischluftöffnungen und Luftleitelementen in modularer Bauweise |
US20160201908A1 (en) * | 2013-08-30 | 2016-07-14 | United Technologies Corporation | Vena contracta swirling dilution passages for gas turbine engine combustor |
DE102013222863A1 (de) | 2013-11-11 | 2015-05-13 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenbrennkammer sowie Verfahren zu deren Herstellung |
US10480787B2 (en) * | 2015-03-26 | 2019-11-19 | United Technologies Corporation | Combustor wall cooling channel formed by additive manufacturing |
US9989260B2 (en) * | 2015-12-22 | 2018-06-05 | General Electric Company | Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines |
GB201720254D0 (en) * | 2017-12-05 | 2018-01-17 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber arrangement |
US20220252268A1 (en) * | 2019-06-07 | 2022-08-11 | Safran Helicopter Engines | Method for manufacturing a flame tube for a turbomachine |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1957147A1 (de) * | 1968-11-15 | 1970-06-04 | Rolls Royce | Flammrohr fuer Verbrennungsanlagen von Gasturbinentriebwerken |
DE2012949B2 (de) * | 1969-04-02 | 1971-09-09 | United Aircraft Corp , East Hart ford, Conn (VStA) | Brennkammerwand insbesondere fuer gasturbinentriebwerke |
DE2161644A1 (de) * | 1971-01-13 | 1972-07-20 | Westinghouse Electric Corp | Brennkammer für Gasturbinen |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2958194A (en) * | 1951-09-24 | 1960-11-01 | Power Jets Res & Dev Ltd | Cooled flame tube |
US3360929A (en) * | 1966-03-10 | 1968-01-02 | Montrose K. Drewry | Gas turbine combustors |
US3899882A (en) * | 1974-03-27 | 1975-08-19 | Westinghouse Electric Corp | Gas turbine combustor basket cooling |
US3978662A (en) * | 1975-04-28 | 1976-09-07 | General Electric Company | Cooling ring construction for combustion chambers |
-
1976
- 1976-02-06 FR FR7603921A patent/FR2340453A1/fr active Granted
-
1977
- 1977-02-01 US US05/764,655 patent/US4104874A/en not_active Expired - Lifetime
- 1977-02-03 DE DE2704530A patent/DE2704530C2/de not_active Expired
- 1977-02-03 GB GB4425/77A patent/GB1511827A/en not_active Expired
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1957147A1 (de) * | 1968-11-15 | 1970-06-04 | Rolls Royce | Flammrohr fuer Verbrennungsanlagen von Gasturbinentriebwerken |
DE2012949B2 (de) * | 1969-04-02 | 1971-09-09 | United Aircraft Corp , East Hart ford, Conn (VStA) | Brennkammerwand insbesondere fuer gasturbinentriebwerke |
DE2161644A1 (de) * | 1971-01-13 | 1972-07-20 | Westinghouse Electric Corp | Brennkammer für Gasturbinen |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB1511827A (en) | 1978-05-24 |
FR2340453B1 (de) | 1980-07-25 |
US4104874A (en) | 1978-08-08 |
FR2340453A1 (fr) | 1977-09-02 |
DE2704530C2 (de) | 1983-05-26 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2704530A1 (de) | Verbrennungskammerkoerper, insbesondere fuer turboreaktor-triebwerke | |
DE69929753T2 (de) | Kühlungs- und Verbindungselement für das Brennkammerhemd einer Gasturbine | |
DE2147135A1 (de) | Brennkammermantel insbesondere für Gasturbinentriebwerke | |
DE2415036C2 (de) | Brennkammer für Gasturbinentriebwerke mit Regenerativ-Wärmetauschern | |
DE69723348T2 (de) | Optimierung der Durchmischung von Verbrennungsgasen in einer Gasturbinenbrennkammer | |
DE953206C (de) | Brennkammer | |
DE2406277A1 (de) | Einrichtung zur kuehlfilmbildung fuer brennkammern | |
DE2718661A1 (de) | Bauelement mit kuehlung durch fliessfaehiges mittel | |
DE2354504A1 (de) | Versteifung fuer brennerauskleidung | |
DE3007763A1 (de) | Brenneinrichtung fuer gasturbinentriebwerke | |
DE1100384B (de) | Duese zur Unterdrueckung des Geraeusches bei Strahltriebwerken | |
DE887286C (de) | Nachbrennvorrichtung fuer Strahltriebwerke | |
DE2730791A1 (de) | Brennkammer fuer gasturbinentriebwerke | |
DE102016212399A1 (de) | Raketentriebwerk | |
DE60216366T2 (de) | Gasturbinenbrennkammer | |
DE69933092T2 (de) | Überschlagrohr für Gasturbinenbrennkammern | |
DE2412604A1 (de) | Brennkammer fuer gasturbinentriebwerke | |
DE2447006A1 (de) | Gasturbinentriebwerk | |
DE2116429A1 (de) | Brennkammer fur Gasturbinenmaschinen | |
CH634128A5 (de) | Kuehlvorrichtung an einer wand. | |
DE2126648A1 (de) | Brennkammer | |
DE1152576B (de) | Verkleidungsanordnung fuer eine Strahltriebwerkbrennkammer | |
DE2925282C2 (de) | Flammenhalter | |
DE1601663B2 (de) | Wandelement für eine Brennkammer | |
DE3007209C2 (de) |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |