DE3113379C2 - - Google Patents

Info

Publication number
DE3113379C2
DE3113379C2 DE3113379A DE3113379A DE3113379C2 DE 3113379 C2 DE3113379 C2 DE 3113379C2 DE 3113379 A DE3113379 A DE 3113379A DE 3113379 A DE3113379 A DE 3113379A DE 3113379 C2 DE3113379 C2 DE 3113379C2
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
wall
segments
flame tube
channels
cooling air
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.)
Expired - Fee Related
Application number
DE3113379A
Other languages
English (en)
Other versions
DE3113379A1 (de
Inventor
Thomas Loyd Palm Beach Gardens Fla. Us Dubell
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Raytheon Technologies Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of DE3113379A1 publication Critical patent/DE3113379A1/de
Application granted granted Critical
Publication of DE3113379C2 publication Critical patent/DE3113379C2/de
Granted legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23RGENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04Air inlet arrangements
    • F23R3/06Arrangement of apertures along the flame tube
    • F23R3/08Arrangement of apertures along the flame tube between annular flame tube sections, e.g. flame tubes with telescopic sections
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23RGENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002Wall structures
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23RGENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04Air inlet arrangements
    • F23R3/06Arrangement of apertures along the flame tube
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05BINDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2260/00Function
    • F05B2260/20Heat transfer, e.g. cooling
    • F05B2260/221Improvement of heat transfer
    • F05B2260/224Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05B2260/2241Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
    • YGENERAL 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
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient 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)
  • Spray-Type Burners (AREA)

Description

Die Erfindung betrifft ein Flammrohr der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art.
Bei Gasturbinentriebwerken wie dem von der Pratt & Whitney Aircraft Group der United Technologies Corporation herge­ stellten Triebwerk TF-30 wird aus der US-PS 37 06 203 be­ kanntes Rippenwandmaterial zum Herstellen einer Flammrohr­ doppelwand benutzt. Dieses Rippenwandmaterial hat zwei Ab­ stand voneinander aufweisende Wände, die zu zylindrischen Körpern geformt und mit einander überlappenden, radial versetzten Enden verbunden sind, um den Brennraum zu bil­ den. Die parallelen Rippen, die sich gitterrostartig von einer Wand aus erstrecken, sind mit der anderen Wand ver­ bunden und begrenzen mit ihr mehrere am Ende offene Kanäle. Wegen des überlappten Aufbaus wird an dem stromaufwärtigen Ende Kühlluft aus dem das Flammrohr umge­ benden Raum aufgenommen, die aus den Kanälen am stromab­ wärtigen Ende in den Brennraum abgegeben wird, wo sie über die Innenwand des sich stromabwärts anschließenden Flamm­ rohrteils geleitet wird. Der Nachteil einer solchen Flamm­ rohrkonstruktion liegt darin, daß einzelne Abschnitte der Flammrohrwand nur schwierig ausgetauscht werden können. Außerdem ist eine Aufteilung der Außenwand in mehrere von­ einander getrennte und gegeneinander versetzte Abschnitte erforderlich.
Die US-PS 26 17 255 beschreibt ein Flammrohr der im Ober­ begriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art, bei dem das Rippenwandmaterial modifiziert worden ist, indem Einlässe zwischen dessen Enden vorgesehen worden sind, damit die Kühlluft in entgegengesetzter und paralleler Strömungsbe­ ziehung zu den Verbrennungsprodukten geleitet werden kann. Das dient zum Verbessern des Temperaturgradienten in der Längsrichtung und in der radialen Richtung. Auch hier ist wiederum eine Aufteilung der Außenwand des Flammrohres in mehrere voneinander getrennte Abschnitte erforderlich, da­ mit die am Ende eines Flammrohrabschnitts austretende Kühlluft über die Innenwand des sich anschließenden stromabwärtigen Flammrohrabschnitts geleitet werden kann. Es hat sich auch hier herausgestellt, daß das Einleiten der Kühlluft am stromaufwärtigen Ende der Flammrohrteile ungünstig ist und zu hohen Temperaturgradienten an den Flammrohrwandteilen führt. Gemäß Fig. 6 der US-PS 26 17 255 ist bei ununterbrochener Außenwand des Flammrohres dessen Innenwand mit den die Kanäle bildenden Längsrippen in Segmente unterteilt. Die Kühlluft wird zwar zwischen den Enden der Segmente eingeleitet, damit ein Teil der Kühlluft in jedem Segment in der einen Richtung und der andere Teil der Kühlluft in der anderen Richtung strömt, es sind dabei jedoch keine Vorkehrungen getroffen, um einen Kühlluftfilm über die innere Oberfläche der Innen­ wandsegmente des Flammrohres zu leiten. Die Kühlluft tritt an den benachbarten Enden der Segmente aus, trifft aufein­ ander und strömt in mehr oder weniger beliebiger Richtung in das Innere des Flammrohres.
Aufgabe der Erfindung ist es, ein Flammrohr der im Oberbe­ griff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art so auszubil­ den, daß die Segmente der Innenwand an ihrer Innenseite wirksamer gekühlt werden.
Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß durch die im kennzeich­ nenden Teil des Patentanspruchs 1 angegebenen Merkmale ge­ löst.
Aufgrund dieser Merkmale wird die Kühlluft als Kühlluft­ film über die innere Oberfläche der jeweils stromabwärts folgenden Segmente der Innenwand des Flammrohres geleitet. Eine lange Lebensdauer wird bei dem Flammrohr nach der Er­ findung erzielt, indem die heißeren Innenwandsegmente an der kälteren Außenwand so befestigt werden, daß sie sich frei bewegen können. Die wirksamere Kühlung wird dadurch erzielt, daß die unberippten stromabwärtigen Enden der Segmente der Innenwand Lippen bilden und dadurch einen Kühlluftfilm zur verbesserten Filmkühlung zwischen je zwei Segmenten wiederherstellen. Die Segmente unterteilen die Innenwand sowohl in axialer als auch in Umfangsrichtung. Die axialen Segmente sind in ausreichendem Abstand, wo­ durch die Filmkühlung eine ausreichende Kühlung zwischen den axialen Segmenten ergibt, und der Zwischenraum zwi­ schen den Segmenten in der Umfangsrichtung gestattet ein Umfangswachstum. Die in Umfangsrichtung aus einzelnen Seg­ menten zusammengesetzte Innenwand ermöglicht eine thermi­ sche Dehnung der einzelnen Segmente in Umfangsrichtung, ohne daß dies ein radiales Wachstum, d.h. eine Zunahme des Durchmessers der aus den einzelnen Segmenten zusammenge­ setzten Innenwand zur Folge hat. Jedes Segment kann rela­ tiv zu der kalten Außenwand durch eine Schrauben- und Mut­ teranordnung befestigt sein, damit minimale Spannungen er­ zielt werden. Da die Kanäle in paralleler Anordnung lose gehaltert sind, kann sich die heiße Innenwand relativ zu der kälteren Außenwand thermisch ausdehnen, ohne unzuläs­ sige Spannungen auszuüben. Dadurch wird die Möglichkeit beseitigt, daß sich beide Wände bei der Wärmedehnung be­ rühren. Das Flammrohr nach der Erfindung hat eine längere Lebensdauer, ohne ein größeres Gewicht zu haben und ohne komplizierter zu sein, und ist mit geringeren Kosten als bekannte Flammrohre herstellbar.
Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindungen bilden den Gegenstand der Unteransprüche.
Mehrere Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgen­ den unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben.
Es zeigt
Fig. 1 eine Teilschnittansicht eines Flammrohres nach der Erfindung,
Fig. 2 einen Schnitt auf der Linie 2-2 von Fig. 1,
Fig. 3 in Unteransicht und teilweise weggebrochen die Anordnung von Verdünnungs- und Verbrennungsluft­ löchern, und
Fig. 4 eine Teilschnittansicht einer anderen Kon­ struktion von Rippen, die benutzt werden, um Kanäle zu bilden.
Ein im folgenden beschriebenes Flammrohr für die Brennkammer eines Gas­ turbinentriebwerks kann in einer Einzelbrennkammer, in einer Ringbrennkammer oder in einer aus diesen kombinierten Brennkammer benutzt werden.
Gemäß den Fig. 1-3 hat das insgesamt mit der Be­ zugszahl 10 bezeichnete Flammrohr eine Außenwand 12, die einen Brennraum 14 begrenzt, in dem die Verbrennung stattfindet. In diesem strömen die Verbrennungsgase in der durch einen Pfeil angegebenen Richtung. Die insgesamt zylindrische Außenwand 12 ist in konische Abschnitte abgestuft, um eine radial versetzte Anordnung zu bilden, die im folgenden ausführlicher beschrieben ist.
Eine Innenwand ist in mehrere ringförmige, in radialem Abstand angeordnete Segmente 16 unterteilt, die an der Außenwand 12 beweglich befestigt sind, und jedes Segment 16 trägt mehrere gegenseitigen Abstand auf­ weisende Längsrippen 18, die sich radial zu dem Innenumfang der Außenwand 12 erstrecken, daran aber nicht befestigt sind. Die Längsrippen 18 begrenzen Kanäle 20, die sich in der Richtung der Strömung der heißen Gase in dem Brennraum 14 erstrec­ ken.
Kühlluft, die von dem Verdichter des Gasturbinentriebwerks abgegeben wird, tritt aus dem das Flammrohr 10 umgebenden Raum in mehrere Einlässe 22 sowie in Einlässe 23 ein, die zwischen den Enden der Kanäle 20 angeordnet sind und dazu dienen, die Kühlluft so zu verteilen, daß ein Teil derselben in Kanäle 20 entgegengesetzt zu den heißen Verbrennungsga­ sen strömt und daß ein Teil in die anderen Kanäle 20 parallel dazu strömt. Die Kühlluft, die in Kanäle 20 strömt, nimmt effektiv Wärme durch Konvektion auf, die in stromaufwärtigen und stromabwärtigen Übergangszonen ab­ gegeben wird, um eine Filmkühlung zu bewirken.
Zum Verbessern der Filmkühlung ist die Innenwand über die Kanäle 20 hinaus an dem stromabwärtigen Ende der Segmente 16, verlängert, um Lippen 24 zu bilden. Die austretende Strömung wird so zu einem Film geformt, damit benachbarte Übergangszonen wirksam gekühlt werden.
Die durch die Pfeile angegebene Strömungsrichtung zeigt, daß Kühlluft, die die Kanäle 20 verläßt, einen schützen­ den Film längs der Übergangsflächen bildet. Wegen der aggres­ siven Umgebung verschwindet der an dem stromabwärtigen Ende der Kanäle 20 austretende Film über einer relativ kurzen Strecke. Um den Film so weit wie möglich über der axialen Länge des Einsatzes und über der inneren Fläche der heißen Segmente 16 aufrechtzuerhalten, vermischt sich der austreten­ de Strom stromaufwärts an dem stromaufwärtigen Ende des Kanals mit dem Strom aus dem stromabwärtigen Ende einwärts der Lippen 24 und stellt den Film wieder her, um einen Schutzfilm an der inneren Fläche der heißen Segemente 16 zu bilden.
Um zu gewährleisten, daß die Innenwand und ihre zugeord­ neten Längsrippen 18, die von ihr abstehen, die Außenwand 12 bei einer thermischen Ausdehnung und Verformung nicht berüh­ ren, sind die Segmente 16 der Innenwand auch in Umfangsrichtung unterteilt. Daher sind, wie es in Fig. 3 gezeigt ist, die Segmente 16 der Innenwand in gegenseitigem Umfangs­ abstand an der Außenwand 12 angeordnet und umgeben das Flammrohr 10 mit einem Konvektionswärmeaustausch von Parallel- und Gegenstromkühlluft mit den Verbrennungsprodukten.
Die Segmente 16 der Innenwand sind durch Befestigungen, die irgendeine bekannte Form haben können, lose festgehalten. Jedes Segment 16 ist, wie dargestellt, durch vier Schrauben- und Mutteranordnungen 30 befestigt. Deren Schrauben 32 sind in die Segmente 16 eingesenkt und erstrecken sich jeweils durch eine komplementäre Öffnung 34, die in der Außen­ wand 12 gebildet ist. Der Durchmesser der Öffnung 34 ist breiter als der Durchmesser der Schraube 32, um ein thermi­ sches Wachstum in Umfangsrichtung zu gestatten. Eine Scheibe 38 ist zwischen der Außenwand 12 und einer selbst­ hemmenden Mutter 40 angeordnet. Die Mutter 40 kann durch eine Heftschweißung mit dem Ende der Schraube 32 verbunden sein, was durch eine Schweißung 42 dargestellt ist.
Einer der kritischen Bereiche in dem Flammrohr 10, wo eine hohe Spannungskonzentration wahrscheinlich ist, sind die Orte von Verdünnungs- und Verbrennungsluftlöchern. Diese Löcher sind in den Übergangszonen des Flammrohres 10 angeordnet, wie es in Fig. 3 gezeigt ist. Zum Erzielen einer wirksamen Kühlung, ohne daß die Geschwindigkeit der Kühlluft in den Kanälen 20 in dem Weg dieser Löcher gestört wird, ist ein rohrförmiges Teil 50 in jedes Loch eingeführt und erstreckt sich in den Brennraum 14. Das rohrförmige Teil 50 kann durch Heftschweißen an der Außenwand 12 befestigt sein, wie es durch eine Schweißung 52 dar­ gestellt ist. Zum weiteren Verbessern der Kühlung ist ein Flansch 54 an dem stromabwärtigen Abschnitt des rohrförmigen Teils 50 ge­ bildet, so daß aus dem stromaufwärtigen Ende der Kanäle 20 austretende Luft auf die Seitenwand des rohrförmigen Teils 50 trifft und sich in die Richtung dreht, die durch den Pfeil gezeigt ist, und einen Film wiederherstellt, um einen schützenden kalten Luftfilm über diesem Teil der inneren Fläche der Segmente 16 in deren Nähe zu bilden.
Fig. 4 zeigt den Aufbau der Innenwand, wenn zum Be­ grenzen der Kanäle statt der Längsrippen 18 nach den Fig. 1 bis 3 Rippen 55 benutzt werden. Die Rippen 55 sind durch Heftschweißung mit der äußeren Fläche der Innenwand verbunden was durch Schweißungen 56 dargestellt ist, und Abstand von der Außenwand 12 angeordnet. Der Rand der Rippen 55 an den Segmenten 16 erstreckt sich über den Zwischenraum zwischen den Segmenten und ist nicht befestigt. Da gewährleistet, daß die Segmente 16 thermisch wachsen können, ohne unzulässige Spannungen auszuüben.

Claims (3)

1. Flammrohr für die Brennkammer eines Gasturbinentrieb­ werks, mit einer abschnittsweise zylindrischen Doppelwand (12, 16), deren dem Brennraum (14) zugewandten Innenwand in Achs- und Umfangsrichtung in Segmente (16) unterteilt ist, die an der Außenwand (12) derartig befestigt sind, daß sie gegenüber der Außenwand (12) zum Ausgleich von Wärmedehnungen verschieblich sind, und die Längsrippen (18) aufweisen, welche sich in den Zwischenraum zwischen Innen- und Außenwand erstrecken und zwischen sich an den Enden offene Kanäle (20) für Kühlluft bilden, und mit Ein­ lässen (22, 23) zum Einleiten der Kühlluft aus dem das Flammrohr (10) umgebenden Raum in die Kanäle (20) zwischen dem stromaufwärtigen und dem stromabwärtigen Ende jedes Segments (16), dadurch gekennzeichnet, daß die Längsrippen (18) der Segmente (16) sich vom stromaufwärtigen Ende bis kurz vor das stromabwärtige Ende jedes Segments erstrec­ ken, so daß die unberippten Enden der Innenwand Lippen (24) zum Lenken der aus den Kanälen (20) abgegebenen Kühl­ luft bilden, und daß die Außenwand (12) zwischen den Seg­ menten (16) konisch ausgebildet ist und sich die Lippen (24) über die konisch ausgebildeten Teile der Außenwand (12) erstrecken.
2. Flammrohr nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Ver­ brennungs- und Verdünnungsluftlöcher, die in den konisch ausgebildeten Teilen der Außenwand (12) angeordnet sind.
3. Flammrohr nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß wenigstens eines der Verbrennungs- und Verdünnungsluftlö­ cher durch ein rohrförmiges Teil (50) gebildet ist, das an der Außenwand (12) befestigt ist und sich in den Brennraum (14) erstreckt und dort einen Flansch (54) aufweist, der sich parallel zu der Außenwand (12) an dem stromabwärtigen Ende des rohrförmigen Teils (50) erstreckt und dieses zur Hälfte umschließt, um eine weitere Lippe zur Herstellung des Films aus Kühlluft zu bilden, die aus den Kanälen (20) des benachbarten stromaufwärtigen Segments (16) an dem rohrförmigen Teil (50) über einen zwischen dem Segment und dem rohrförmigen Teil gebildeten Zwischenraum austritt.
DE3113379A 1980-04-02 1981-04-02 Brennereinsatz fuer ein gasturbinentriebwerk Granted DE3113379A1 (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US06/136,631 US4302941A (en) 1980-04-02 1980-04-02 Combuster liner construction for gas turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
DE3113379A1 DE3113379A1 (de) 1982-05-06
DE3113379C2 true DE3113379C2 (de) 1990-05-17

Family

ID=22473671

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE3113379A Granted DE3113379A1 (de) 1980-04-02 1981-04-02 Brennereinsatz fuer ein gasturbinentriebwerk

Country Status (9)

Country Link
US (1) US4302941A (de)
JP (1) JPS56168038A (de)
BE (1) BE888246A (de)
DE (1) DE3113379A1 (de)
FR (1) FR2479901B1 (de)
GB (1) GB2074307B (de)
IL (1) IL62556A (de)
NO (1) NO151434C (de)
SE (1) SE453221B (de)

Families Citing this family (89)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4773227A (en) * 1982-04-07 1988-09-27 United Technologies Corporation Combustion chamber with improved liner construction
GB2125950B (en) * 1982-08-16 1986-09-24 Gen Electric Gas turbine combustor
US4567730A (en) * 1983-10-03 1986-02-04 General Electric Company Shielded combustor
JPS60143271U (ja) * 1984-03-01 1985-09-21 三菱重工業株式会社 内燃機関の燃焼器壁冷却装置
US4512159A (en) * 1984-04-02 1985-04-23 United Technologies Corporation Clip attachment
US4622821A (en) * 1985-01-07 1986-11-18 United Technologies Corporation Combustion liner for a gas turbine engine
US4653279A (en) * 1985-01-07 1987-03-31 United Technologies Corporation Integral refilmer lip for floatwall panels
US4642993A (en) * 1985-04-29 1987-02-17 Avco Corporation Combustor liner wall
US4748806A (en) * 1985-07-03 1988-06-07 United Technologies Corporation Attachment means
DE3535442A1 (de) * 1985-10-04 1987-04-09 Mtu Muenchen Gmbh Ringbrennkammer fuer gasturbinentriebwerke
DE3615226A1 (de) * 1986-05-06 1987-11-12 Mtu Muenchen Gmbh Heissgasueberhitzungsschutzeinrichtung fuer gasturbinentriebwerke
FR2599821B1 (fr) * 1986-06-04 1988-09-02 Snecma Chambre de combustion pour turbomachines a orifices de melange assurant le positionnement de la paroi chaude sur la paroi froide
DE3803086C2 (de) * 1987-02-06 1997-06-26 Gen Electric Brennkammer für ein Gasturbinentriebwerk
US5012645A (en) * 1987-08-03 1991-05-07 United Technologies Corporation Combustor liner construction for gas turbine engine
GB2219653B (en) * 1987-12-18 1991-12-11 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to combustors for gas turbine engines
US4928479A (en) * 1987-12-28 1990-05-29 Sundstrand Corporation Annular combustor with tangential cooling air injection
US4916906A (en) * 1988-03-25 1990-04-17 General Electric Company Breach-cooled structure
US4887663A (en) * 1988-05-31 1989-12-19 United Technologies Corporation Hot gas duct liner
US4921401A (en) * 1989-02-23 1990-05-01 United Technologies Corporation Casting for a rotary machine
US4955202A (en) * 1989-03-12 1990-09-11 Sundstrand Corporation Hot gas generator
US5113660A (en) * 1990-06-27 1992-05-19 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force High temperature combustor liner
FR2668246B1 (fr) * 1990-10-17 1994-12-09 Snecma Chambre de combustion munie d'un dispositif de refroidissement de sa paroi.
US5144793A (en) * 1990-12-24 1992-09-08 United Technologies Corporation Integrated connector/airtube for a turbomachine's combustion chamber walls
US5201799A (en) * 1991-05-20 1993-04-13 United Technologies Corporation Clip attachment for combustor panel
US5129447A (en) * 1991-05-20 1992-07-14 United Technologies Corporation Cooled bolting arrangement
US5216886A (en) * 1991-08-14 1993-06-08 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Segmented cell wall liner for a combustion chamber
DE4223733C2 (de) * 1992-07-18 1995-05-18 Gutehoffnungshuette Man Verbindung von Mischrohr und Flammrohr einer Gasturbine
US5323601A (en) * 1992-12-21 1994-06-28 United Technologies Corporation Individually removable combustor liner panel for a gas turbine engine
DE4335413A1 (de) * 1993-10-18 1995-04-20 Abb Management Ag Verfahren und Vorrichtung zur Kühlung einer Gasturbinenbrennkammer
FR2714152B1 (fr) * 1993-12-22 1996-01-19 Snecma Dispositif de fixation d'une tuile de protection thermique dans une chambre de combustion.
US5533330A (en) * 1993-12-27 1996-07-09 United Technologies Corporation Ignitor plug guide for a gas turbine engine combustor
US5461866A (en) * 1994-12-15 1995-10-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustion liner float wall cooling arrangement
US5542246A (en) * 1994-12-15 1996-08-06 United Technologies Corporation Bulkhead cooling fairing
US5758503A (en) * 1995-05-03 1998-06-02 United Technologies Corporation Gas turbine combustor
DE19547703C2 (de) 1995-12-20 1999-02-18 Mtu Muenchen Gmbh Brennkammer, insbesondere Ringbrennkammer, für Gasturbinentriebwerke
DE19631616A1 (de) * 1996-08-05 1998-02-12 Asea Brown Boveri Brennkammer
GB9919981D0 (en) * 1999-08-24 1999-10-27 Rolls Royce Plc Combustion apparatus
DE10114619B4 (de) 2000-03-27 2006-07-27 Cummins Inc., Columbus Belüftendes Befestigungselement
IT1317538B1 (it) * 2000-05-15 2003-07-09 Nuovo Pignone Spa Dispositivo per il controllo dei flussi di refrigerazione delleturbine a gas
US6701714B2 (en) 2001-12-05 2004-03-09 United Technologies Corporation Gas turbine combustor
US6910853B2 (en) * 2002-11-27 2005-06-28 General Electric Company Structures for attaching or sealing a space between components having different coefficients or rates of thermal expansion
US7694522B2 (en) 2003-08-14 2010-04-13 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Heat exchanging wall, gas turbine using the same, and flying body with gas turbine engine
US7578134B2 (en) * 2006-01-11 2009-08-25 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine engines
EP1813869A3 (de) * 2006-01-25 2013-08-14 Rolls-Royce plc Wandelemente für Gasturbinenbrennkammer
US7726131B2 (en) * 2006-12-19 2010-06-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Floatwall dilution hole cooling
JP4823186B2 (ja) * 2007-09-25 2011-11-24 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
US8056342B2 (en) * 2008-06-12 2011-11-15 United Technologies Corporation Hole pattern for gas turbine combustor
US8161752B2 (en) * 2008-11-20 2012-04-24 Honeywell International Inc. Combustors with inserts between dual wall liners
US20100263386A1 (en) * 2009-04-16 2010-10-21 General Electric Company Turbine engine having a liner
US8359865B2 (en) 2010-02-04 2013-01-29 United Technologies Corporation Combustor liner segment seal member
US8359866B2 (en) * 2010-02-04 2013-01-29 United Technologies Corporation Combustor liner segment seal member
US9010123B2 (en) 2010-07-26 2015-04-21 Honeywell International Inc. Combustors with quench inserts
KR20130116948A (ko) * 2011-05-24 2013-10-24 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 중공 만곡판 및 그 제조 방법 및 가스 터빈의 연소기
US9062884B2 (en) 2011-05-26 2015-06-23 Honeywell International Inc. Combustors with quench inserts
GB201116608D0 (en) * 2011-09-27 2011-11-09 Rolls Royce Plc A method of operating a combustion chamber
US9038395B2 (en) 2012-03-29 2015-05-26 Honeywell International Inc. Combustors with quench inserts
US8910378B2 (en) * 2012-05-01 2014-12-16 United Technologies Corporation Method for working of combustor float wall panels
DE102012022259A1 (de) * 2012-11-13 2014-05-28 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerschindel einer Gasturbine sowie Verfahren zu deren Herstellung
US10415477B2 (en) * 2013-07-31 2019-09-17 General Electric Company Turbine casing false flange flow diverter
US11112115B2 (en) 2013-08-30 2021-09-07 Raytheon Technologies Corporation Contoured dilution passages for gas turbine engine combustor
EP3044444B1 (de) * 2013-09-13 2019-11-06 United Technologies Corporation Brennkammer für einen gasturbinenmotor mit einer abgedichten wandplatte
EP3066387B1 (de) 2013-11-04 2019-10-02 United Technologies Corporation Anordnung für einen turbinenmotor mit einer luftverdünnungsöffnungsaufweisenden brennkammer
WO2015084444A1 (en) * 2013-12-06 2015-06-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine wall assembly interface
EP3077640B1 (de) * 2013-12-06 2021-06-02 Raytheon Technologies Corporation Brennkammerlöschöffnungskühlung
EP3084307B1 (de) * 2013-12-19 2018-10-24 United Technologies Corporation Verdünnungsdurchgangsanordnung für eine gasturbinenbrennkammer
US10533745B2 (en) * 2014-02-03 2020-01-14 United Technologies Corporation Film cooling a combustor wall of a turbine engine
EP3102884B1 (de) * 2014-02-03 2020-04-01 United Technologies Corporation Gestuftes hitzeschild für eine gasturbinenbrennkammer
FR3017928B1 (fr) * 2014-02-27 2019-07-26 Safran Aircraft Engines Turbomachine a bride externe de chambre de combustion de type "sandwich"
US10012385B2 (en) * 2014-08-08 2018-07-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor heat shield sealing
JP6521283B2 (ja) * 2014-09-25 2019-05-29 三菱日立パワーシステムズ株式会社 燃焼器、ガスタービン
US10018064B2 (en) 2015-03-02 2018-07-10 United Technologies Corporation Floating panel for a gas powered turbine
US20160258623A1 (en) * 2015-03-05 2016-09-08 United Technologies Corporation Combustor and heat shield configurations for a gas turbine engine
US10094564B2 (en) * 2015-04-17 2018-10-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor dilution hole cooling system
GB201518345D0 (en) * 2015-10-16 2015-12-02 Rolls Royce Combustor for a gas turbine engine
GB2545459B (en) * 2015-12-17 2020-05-06 Rolls Royce Plc A combustion chamber
US10344978B2 (en) * 2016-03-15 2019-07-09 General Electric Company Combustion liner cooling
US10443846B2 (en) * 2016-04-21 2019-10-15 United Technologies Corporation Combustor thermal shield fabrication method
GB201613110D0 (en) 2016-07-29 2016-09-14 Rolls Royce Plc A combustion chamber
US10935236B2 (en) 2016-11-10 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation Non-planar combustor liner panel for a gas turbine engine combustor
US10935235B2 (en) 2016-11-10 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation Non-planar combustor liner panel for a gas turbine engine combustor
US10830433B2 (en) 2016-11-10 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Axial non-linear interface for combustor liner panels in a gas turbine combustor
US10655853B2 (en) * 2016-11-10 2020-05-19 United Technologies Corporation Combustor liner panel with non-linear circumferential edge for a gas turbine engine combustor
US20180283689A1 (en) * 2017-04-03 2018-10-04 General Electric Company Film starters in combustors of gas turbine engines
US11022308B2 (en) 2018-05-31 2021-06-01 Honeywell International Inc. Double wall combustors with strain isolated inserts
US11560843B2 (en) 2020-02-25 2023-01-24 General Electric Company Frame for a heat engine
US11255264B2 (en) 2020-02-25 2022-02-22 General Electric Company Frame for a heat engine
US11326519B2 (en) 2020-02-25 2022-05-10 General Electric Company Frame for a heat engine
US11566787B2 (en) 2020-04-06 2023-01-31 Rolls-Royce Corporation Tile attachment scheme for counter swirl doublet
US11867402B2 (en) * 2021-03-19 2024-01-09 Rtx Corporation CMC stepped combustor liner

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2268464A (en) * 1939-09-29 1941-12-30 Bbc Brown Boveri & Cie Combustion chamber
CH255541A (de) * 1947-05-12 1948-06-30 Bbc Brown Boveri & Cie Gekühlte metallische Brennkammer zur Erzeugung von Heiz- und Treibgasen.
US2609040A (en) * 1950-03-14 1952-09-02 Elliott Co Combustion apparatus using compressed air
BE535497A (de) * 1954-02-26
CH344262A (de) * 1955-06-16 1960-01-31 Jan Dr Jerie Verbrennungskammer mit gekühlter Innenwand
GB892869A (en) * 1959-07-21 1962-04-04 Gen Electric Improvements in a jet propulsion engine combustion chamber
US3706203A (en) * 1970-10-30 1972-12-19 United Aircraft Corp Wall structure for a gas turbine engine
US4236378A (en) * 1978-03-01 1980-12-02 General Electric Company Sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas
GB2017827B (en) * 1978-04-04 1983-02-02 Gen Electric Combustor liner cooling

Also Published As

Publication number Publication date
SE8102132L (sv) 1981-10-03
US4302941A (en) 1981-12-01
FR2479901B1 (fr) 1986-12-05
NO151434C (no) 1985-04-10
JPH0229936B2 (de) 1990-07-03
GB2074307A (en) 1981-10-28
NO151434B (no) 1984-12-27
BE888246A (fr) 1981-07-31
IL62556A0 (en) 1981-06-29
GB2074307B (en) 1983-10-12
SE453221B (sv) 1988-01-18
NO811129L (no) 1981-10-05
IL62556A (en) 1984-10-31
DE3113379A1 (de) 1982-05-06
JPS56168038A (en) 1981-12-24
FR2479901A1 (fr) 1981-10-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE3113379C2 (de)
DE3113380C2 (de)
DE2622234C2 (de) Vorrichtung zur Zuführung von Kühlluft in das Flammrohr von Gasturbinen-Brennkammern
EP1005620B1 (de) Hitzeschildkomponente mit kühlfluidrückführung
DE3510230C2 (de) Brennkammer für ein Gasturbinentriebwerk
EP0928396B1 (de) Hitzeschildkomponente mit kühlfluidrückführung und hitzeschildanordnung für eine heissgasführende komponente
DE1137276C2 (de) Doppelwandige, zerlegbare Rohrleitung
DE874680C (de) Duesenkasten fuer Gasturbinentriebwerke
DE19538746B4 (de) Segmentierter Mittelkörper für eine Doppelring-Brennkammer
CH697920A2 (de) Turbinentriebwerk mit einer Brennkammerauskleidung mit wirbelluftgekühltem hinterem Ende und Kühlverfahren.
CH642428A5 (de) Abdeckanordnung in einer turbine.
DE19520291A1 (de) Brennkammer
DE3343652A1 (de) Brennerflammrohr und verfahren zur herstellung desselben
DE3113383A1 (de) Brennereinsatz
DE1953047A1 (de) Gas- oder Dampfturbine der Axialbauart fuer hohe Arbeitsmitteltemperaturen
EP0716268A2 (de) Gekühltes Wandteil
DE1426885B2 (de) Leitschaufelkranz mit zwischenboden fuer turbinen
DE10051223A1 (de) Verbindbare Statorelemente
EP1451450A1 (de) Gasturbogruppe
DE2161644A1 (de) Brennkammer für Gasturbinen
EP0718558A2 (de) Brennkammer
WO2013135859A2 (de) Ringbrennkammer-bypass
EP1250555B1 (de) Hitzeschildanordnung für eine heissgas führende komponente, insbesondere für strukturteile von gasturbinen
DE4223733A1 (de) Wärmeelastische Verbindung von Misch- und Flammrohr einer Gasturbine
DE1601571A1 (de) Gekuehlte Trennfuge fuer das Flammrohr einer Gasturbinenbrennkammer

Legal Events

Date Code Title Description
8128 New person/name/address of the agent

Representative=s name: MENGES, R., DIPL.-ING., PAT.-ANW., 8000 MUENCHEN

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