DE3924473A1 - Brennkammer fuer ein gasturbinentriebwerk - Google Patents
Brennkammer fuer ein gasturbinentriebwerkInfo
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf Brennkammern für Gasturbinen
triebwerke und insbesondere befaßt sich die Erfindung mit der
Kühlung der Wände der Brennkammer.
Ein herkömmliches Verfahren zur Kühlung der Wände von Brenn
kammern in Gasturbinentriebwerken besteht darin, Kühlringe zu
benutzen, die zwischen den axial im Abstand befindlichen Wand
abschnitten angeordnet und an diesen befestigt sind. Diese
Kühlringe sind mit einer Vielzahl relativ großer Öffnungen
versehen, die in einer Reihe angeordnet sind oder es sind
mehrere Reihen mit relativ kleinen Öffnungen vorgesehen. Diese
Öffnungen richten eine Kühlluftströmung auf die innere Ober
fläche der Wandung, um einen Kühlmittelstrom zu erzeugen, der
die Wand gegenüber den hohen Temperaturen schützt, welche in der
Brennkammer erzeugt werden. Derartige Kühlringe vergeuden jedoch
relativ viel von diesem Kühlmittel.
Ein weiteres Problem, welches mit derartigen Kühlringen
verknüpft ist, besteht darin daß die thermischen Gradienten, die
über dem Kühlring erzeugt werden, zu Rissen im Kühlring führen
und die große Zahl der Kühlöffnungen ein leichtes Fortschreiten
der Risse ermöglicht, was schließlich zum Bruch des gesamten
Kühlringes führen kann.
Ein weiteres herkömmliches Verfahren zur Abkühlung der Wand
von Brennkammern in Gasturbinentriebwerken benutzt Wände, die
aus zwei oder mehreren Schichten zusammengefügt sind, welche
miteinander verbunden sind, um dazwischen Innenkanäle zu
schaffen und um eine Transpirationskühlung der Wand durch ein
Kühlmittel zu bewirken. Das Kühlmittel wird dann durch die
Öffnungen der Wand ausgeblasen, um einen Kühlfilm auf der
inneren Oberfläche der Wand zu erzeugen. Derartige Anordnungen
sind wirksamer als die Kühlringe und sie benötigen etwa ein
Drittel des Kühlmittels, aber die innere Oberfläche der Wand
wird relativ heiß wegen der unwirksamen Filmkühlung infolge der
Öffnungen, die normal zur inneren Oberfläche verlaufen und in
einem relativ großen Abstand zueinander liegen.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Brennkammer für
ein Gasturbinentriebwerk zu schaffen, welche eine verbesserte
Filmkühlung der Wände der Brennkammer aufweist.
Gemäß der Erfindung wird eine Brennkammer für ein Gasturbinen
triebwerk geschaffen, die wenigstens eine Wand besitzt, welche
wenigstens teilweise die Brennkammer definiert, wobei die Wand
eine innere Oberfläche und eine äußere Oberfläche aufweist und
zusätzlich wenigstens eine Reihe von Öffnungen sich hindurch
erstreckt, um Kühlmittel auf die innere Oberfläche der Wand zu
richten und einen Kühlmittelfilm auf jener Oberfläche zu erzeu
gen wobei die Achsen der Öffnungen einen Winkel zwischen 20°
und 40° gegenüber der inneren Oberfläche der Wand aufweisen und
jede Öffnung einen ersten Abschnitt und einen zweiten Abschnitt
besitzt, wobei der erste Abschnitt Kühlmittel von einem über
die äußere Oberfläche der Wand strömenden Kühlmittel enthält
und das Kühlmittel auf den zweiten Abschnitt richtet, während
der zweite Abschnitt divergent und so angeordnet ist, daß das
Kühlmittel über die innere Oberfläche der Wand gerichtet wird
und einen Kühlmittelfilm bildet.
Die Achsen der Öffnungen können zweckmäßigerweise in einem
Winkel zwischen 25° und 30° gegenüber der inneren Oberfläche
der Wand angeordnet werden.
Die divergenten Abschnitte der Öffnungen können mit einem Winkel
von etwa 12,5° gegenüber den Achsen der Öffnungen divergieren.
Der erste Abschnitt der Öffnungen kann zylindrisch sein.
Die Achsen der benachbarten Öffnungen in jeder Reihe können in
einem Abstand zueinander liegen, der wenigstens dreimal so groß
ist wie der Durchmesser des zylindrischen Abschnitts der
Öffnungen.
Die Wand kann wenigstens zwei Reihen von Öffnungen besitzen, und
die Öffnungen in jeder Reihe sind gegenüber den Öffnungen in der
oder den benachbarten Reihen gestaffelt.
Die benachbarten Reihen der Öffnungen können in einem Abstand
zueinander liegen, der wenigstens zweimal so groß ist wie der
Durchmesser des zylindrischen Abschnitts der Öffnungen.
Der zylindrische Abschnitt der Öffnungen kann einen Durchmesser
von im wesentlichen 0,762 mm aufweisen.
Die Wand selbst kann eine stromaufwärtige Wand der Brennkammer
sein.
Die Wand kann eine rohrförmige Wand einer Rohrbrennkammer sein
oder sie kann eine innere Ringwand einer Ringbrennkammer sein,
oder sie kann eine äußere Ringwand einer solchen Ringbrennkammer
sein.
Ein stromaufwärtiger Abschnitt der Wand kann Öffnungen in axial
beabstandeten Gruppen aufweisen, wobei jede Gruppe drei Reihen
von Öffnungen besitzt.
Ein stromabwärtiger Abschnitt der Wand kann die Öffnungen in
axial beabstandeten Gruppen aufweisen, wobei jede Gruppe zwei
Reihen von Öffnungen besitzt.
Nachstehend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand
der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigt
Fig. 1 eine teilweise aufgebrochene Ansicht eines Gasturbinen
triebwerks mit einer Brennkammer gemäß der Erfindung;
Fig. 2 in größerem Maßstab einen Längsschnitt der Brennkammer
gemäß Fig. 1.
Fig. 3 in größerem Maßstab einen Längsschnitt einer äußeren
Ringwand der Brennkammer gemäß Fig. 2;
Fig. 4 eine Ansicht in Richtung des Pfeiles A gemäß Fig. 3;
Fig. 5 in größerem Maßstab einen Längsschnitt eines Teils der
äußeren Ringwand gemäß Fig. 3;
Fig. 6 eine Ansicht in Richtung des Pfeiles B gemäß Fig. 5;
Fig. 7 eine Ansicht in Richtung des Pfeiles C gemäß Fig. 5;
Fig. 8 eine Schnittansicht geschnitten nach der Linie D-D
gemäß Fig. 5;
Fig. 9 in größerem Maßstab eine Schnittansicht durch die
stromoberseitige Wand gemäß Fig. 2 in einer Ebene senkrecht
zur Blechebene;
Fig. 10 eine Ansicht in Richtung des Pfeiles E gemäß Fig. 9.
Ein Turbofan-Gasturbinentriebwerk (1) ist in Fig. 1 dargestellt
und dieses Triebwerk weist in Axialströmungsrichtung hinter
einander einen Einlaß (12), einen Fanabschnitt (14), einen
Kompressorabschnitt (16), einen Verbrennungsabschnitt (18),
einen Turbinenabschnitt (20) und eine Abgasdüse (22) auf. Das
Turbofan-Gasturbinentriebwerk (10) arbeitet in herkömmlicher
Weise derart, daß Luft in den Einlaß (12) strömt, die einer
anfänglichen Verdichtung durch den Fanabschnitt (14) unterworfen
wird. Diese Luft wird in zwei Ströme aufgeteilt. Der erste Luft
strom fließt durch den nicht dargestellten Fankanal nach der
nicht dargestellten Fandüse. Der zweite Luftstrom wird dem
Kompressorteil (16) zugeführt, wo die Luft weiter komprimiert
wird, bevor sie in den Verbrennungsteil (18) abgegeben wird. In
der dem Verbrennungsabschnitt (18) zugeführten Luft wird Brenn
stoff verbrannt, um heiße Gase zu erzeugen, die durch den
Turbinenabschnitt (20) strömen und diesen antreiben, bevor sie
durch die Abgasdüse (22) nach der Atmosphäre austreten. Der
Turbinenteil (20) treibt den Fanabschnitt (14) und den Kompres
sorabschnitt (16) über nicht dargestellte Wellen an.
Der Verbrennungsabschnitt (18) ist deutlicher aus den Fig.
2 bis 10 erkennbar. Der Verbrennungsabschnitt umfaßt ein äußeres
Gehäuse und eine ringförmige Brennkammer (26), die vom Gehäuse
(24) umschlossen ist. Die ringförmige Brennkammer (26) wird
durch eine stromaufwärtige Ringwand (28), eine äußere Ringwand
(30) und eine innere Ringwand (32) definiert. Ein ringförmiger
Außenkanal (25) für die Kühlluftströmung wird zwischen dem
Gehäuse (24) und der äußeren Ringwand (30) gebildet und ein
innerer Kanal (27) für die Kühlmittelströmung ist innerhalb der
ringförmigen Innenwand (32) angeordnet.
Die ringförmige stromaufwärtige Wand (28) ist mit mehreren, im
gleichen Umfangswinkelabstand angeordneten Öffnungen (36)
versehen und ein Brennstoffinjektor (34) liegt koaxial zu jeder
Öffnung (36). Die ringförmige stromaufwärtige Wand (28) umfaßt
einen stromaufwärtigen Wandteil (37) und einen stromabwärtigen
Wandteil (38) mit einer dazwischen ausgebildeten Kammer (39).
Der stromaufwärtige Wandteil (37) besitzt mehrere, nicht darge
stellte Öffnungen, um der Kammer (39) Luft zuzuführen. Der
stromabwärtige Wandteil (38), der in Fig. 9 und 10 dargestellt
ist, wird von mehreren bogenförmigen Segmenten (54) gebildet,
von denen jedes eine zentrale Öffnung (40) im wesentlichen in
der Mitte aufweist, um einen Brennstoffinjektor (34) aufzunehmen.
Jedes Segment (54) ist mit dem stromaufwärtigen Wandteil (37)
über mehrere Bolzen (64) und nicht dargestellte Muttern ver
bunden.
Die Segmente (54) des stromabwärtigen Wandteiles (38) besitzen
eine innere Oberfläche (56) und eine äußere Oberfläche (58) und
die Segmente (54) sind mit mehreren Reihen von Öffnungen (60)
versehen, die sich dadurch erstrecken und Kühlluft aus der
Kammer (39) auf die innere Oberfläche (56) der Segmente (64)
richten, um einen Kühlluftfilm zu erzeugen. Die Reihen von
Öffnungen (60) erstrecken sich radial gegenüber der Achse der
ringförmigen Brennkammer (26). Die Öffnungen (60) sind so
angeordnet, daß ihre Achsen einen Winkel zwischen 20° und 40°
gegenüber der inneren Oberfläche (56) der Segmente (54) bilden.
Die Öffnungen (60) besitzen erste Abschnitte, welche zylindrisch
sind und außerdem zweite Abschnitte, die divergierend verlaufen.
Die zylindrischen Abschnitte lassen Kühlluft von der Kammer (39)
nach den divergierenden Abschnitten einfließen und die diver
gierenden Abschnitte richten die Kühlluft über die innere
Oberfläche (56) der Segmente (54), um einen Kühlluftfilm zu
erzeugen. Die divergierenden Abschnitte der Öffnungen diver
gieren unter einem Winkel, gemäß dem Ausführungsbeispiel unter
einem Winkel von 12,5°, gegenüber der Achse der Löcher. Die
Achsen benachbarter Öffnungen (60) in jeder Reihe sind in einem
Abstand angeordnet, der dreimal so groß ist wie der Durchmesser
des zylindrischen Abschnitts der Öffnungen.
Die Lochreihen (60) sind in Gruppen zu je 3 Reihen angeordnet
und jede Lochreihengruppe ist im Winkelabstand gegenüber der
nächsten Gruppe versetzt. Die Öffnungen in jeder Reihe sind
gegenüber den Öffnungen in der benachbarten Reihe oder den
benachbarten Reihen jener Gruppe gestaffelt angeordnet.
Die benachbarten Öffnungsreihen in jeder Gruppe sind in einem
Abstand zueinander angeordnet, der wenigstens zweimal so groß
ist wie der Durchmesser des zylindrischen Teils der Öffnungen.
Es gibt zwei Gruppen von drei Lochreihen (60) auf einer Umfangs
hälfte des Segmentes (54) und weitere zwei Gruppen von drei
Lochreihen (60) auf der anderen Umfangshälfte des Segments (54).
Diese Gruppen von Öffnungen (60) sind so angeordnet, daß sie
Kühlluft in Umfangsrichtung nach der Mittelöffnung (40) richten.
Die Außenwand (30) besitzt wie in Fig. 3 bis 8 dargestellt, eine
innere Oberfläche (44) und eine äußere Oberfläche (46) und sie
weist mehrere Reihen von Löchern (48) auf. Die Löcher (48)
erstrecken sich über die Außenwand (30), um Kühlluft aus dem
äußeren Ringkanal (25) auf die innere Oberfläche (44) der
äußeren Ringwand (30) zu richten und um einen Kühlluftfilm zu
erzeugen. Die Reihen von Löchern (48) erstrecken sich in
Umfangsrichtung gegenüber der Achse der ringförmigen Brennkammer
(26). Die Öffnungen (48) sind so angeordnet, daß ihre Achsen
einen Winkel zwischen 20° und 40° gegenüber der inneren Ober
fläche der äußeren Ringwand (30) bilden. Die Löcher (48)
besitzen erste Abschnitte (50), die zylindrisch ausgebildet
sind und zweite Abschnitte (52), die divergierend verlaufen.
Die zylindrischen Abschnitte (50) liefern Kühlluft, die über
die äußere Oberfläche (46) der äußeren Ringwand (30) im
äußeren Ringkanal (25) abfließt, nach den divergierenden Ab
schnitten (52) und die divergierenden Abschnitte (52) richten
die Kühlluft stromab über die innere Oberfläche (44) der
äußeren Ringwand (30), um einen Kühlluftfilm zu bilden. Die
divergierenden Abschnitte (52) der Löcher (48) divergieren unter
einem Winkel α = 12,5° gegenüber den Achsen der Löcher (48).
Die Achsen benachbarter Löcher in jeder Reihe sind in einem
Abstand S zueinander angeordnet, wobei dieser Abstand S dreimal
so groß ist wie der Durchmesser d des zylindrischen Abschnitts
(50) der Löcher (48). Die divergierenden Abschnitte (52) der
Löcher (48) divergieren in Umfangsrichtung um eine fächerförmig
gestaltete Öffnung zu bilden.
Die Lochreihen (48) sind in Gruppen von drei Reihen über einen
stromaufwärtigen Abschnitt (31) der äußeren Ringwand (30) an
geordnet, und sie sind in Gruppen von zwei Reihen über einen
stromabwärtigen Abschnitt (33) der äußeren Ringwand (30)
angeordnet. Jede Gruppe von drei Lochreihen im stromaufwärtigen
Abschnitt (31) oder jede Gruppe von zwei Lochreihen im stromab
wärtigen Abschnitt (33) ist axial von der nächsten Gruppe
beabstandet. Die Löcher (48) in jeder Reihe sind gegenüber den
Löchern (48) in der benachbarten Reihe oder in den benachbarten
Reihen jener Gruppe gestaffelt angeordnet.
Die benachbarten Lochreihen (48) in jeder Gruppe sind in einem
Abstand zueinander angeordnet, der wenigstens doppelt so groß
ist wie der Durchmesser d des zylindrischen Teils (50) der
Öffnungen (48).
Vorzugsweise sind die Löcher (48) so angeordnet, daß ihre Achsen
einen Winkel zwischen 25° und 35° gegenüber der inneren Ober
fläche (44) der äußeren Ringwand (30) bilden.
Die zylindrischen Abschnitte (50) der Löcher (48) haben bei
diesem Ausführungsbeispiel einen Druchmesser d von 0,762 mm,
und die Löcher werden durch Laserbohrung oder andere geeignete
Verfahren hergestellt.
Der Abstand S oder die Teilung zwischen den Löchern stellt eine
äußerst wichtige Dimension dar, und diese ist auf den Divergenz
winkel der Löcher bezogen. Der Abstand S zwischen den Löchern
steigt mit dem Divergenzwinkel der Löcher an. In diesem Beispiel
beträgt der Divergenzwinkel α der Löcher 12,5°. Der Abstand S
ist dreimal so groß wie der Durchmesser d. Bei Löchern, deren
Winkel größer als 12,5° ist, wird der Abstand S größer als
dreimal dem Durchmesser d.
Die Löcher sind gegenüber der inneren Oberfläche der stromauf
wärtigen Wand oder der ringförmigen Außenwand so geneigt, daß
die Kühlluft, die durch die Öffnungen strömt, einen Kühlluft
film auf der inneren Oberfläche der stromaufwärtigen Wand oder
der ringförmigen Außenwand bildet. Löcher, die unter einem
Winkel von 90° gegenüber der inneren Oberfläche der Wände an
geordnet sind, bilden keine Kühlluftfilme, weil die Kühlluft
nicht über die innere Oberfläche der Wand abfließt.
Die Löcher sind divergierend gestaltet, um die Wirksamkeit des
Kühlluftfilms dadurch zu verbessern, daß die Luftgeschwindigkeit
verringert wird, wodurch die Kühlluft ausgebreitet wird und
sich mit der Kühlluft benachbarter Löcher jeder Reihe vermischt
und durch die Divergenz wird auch gewährleistet, daß der Kühl
film auf der inneren Oberfläche der Wände verbleibt.
Bei einer einzigen Lochreihe wird zwar die Wirksamkeit der
Kühlung verbessert, aber es werden bis zu einem gewissen Grade
heiße Gase zwischen den Kühlluftfilm und die innere Oberfläche
der Wände eingeführt, die durch den Verbrennungsprozeß erzeugt
wurden.
Die Benutzung mehrerer dicht benachbarter Lochreihen, die
gruppenweise angeordnet sind, ist besonders zweckmäßig, weil
der Kühlluftfilm, der über die innere Oberfläche der Wand durch
die erste Lochreihe abgegeben wird, als Grenzschicht wirkt, die
das Eindringen heißer Gase zwischen den durch die zweite Loch
reihe erzeugten Kühlfilm und die innere Oberfläche der Wand
verhindert, wobei in gleicher Weise die Kühlluftfilme, die über
die innere Oberfläche der Wand durch die zweite Lochreihe ab
strömt, als weitere Barriere wirkt, die das Eindringen von
heißen Gasen zwischen den Kühlluftfilm, der durch die dritte
Lochreihe erzeugt wird, und die innere Oberfläche der Wand ver
hindert. Die Benutzung von mehreren dicht benachbarten Lochrei
hen erzeugt einen dickeren Kühlluftfilm, der verhindert, daß
heiße Gase die innere Oberfläche der Wände berühren.
Die Verwendung von Wänden mit Kühlöffnungen wie beschrieben, ist
wirksamer als der bekannte Kühlluftring, weil eine geringere
Kühlluftmenge zur Kühlung der gleichen Fläche benötigt wird und
die Erfindung benötigt etwa zwei Drittel der Kühlluftmenge, die
bei bekannten Kühlluftringen benötigt wurden.
Die ringförmige Innenwand kann auch mit Lochreihen versehen
sein, die in gleicher Weise wie die Lochreihen in der ringförmi
gen Außenwand angeordnet sind.
Die Erfindung wurde vorstehend in Verbindung mit einer ring
förmigen Brennkammer beschrieben. Sie kann aber auch in Verbin
dung mit rohrförmigen Brennkammern oder anderen Brennkammern
benutzt werden.
Die Kühllochreihen sind einfach herzustellen und sie können
an jeder axialen und/oder Umfangsstellung angebracht werden,
um in Verbindung mit örtlichen heißen Stellen eine Anpassung
vorzunehmen, d.h. die örtlichen Anordnungen von Kühllochreihen
können so angebracht werden, daß eine Filmkühlung in jenen
Bereichen der Brennkammer erfolgt, die normalerweise über
hitzt werden.
Die divergierenden Abschnitte der benachbarten Löcher in jeder
Reihe sind so angeordnet, daß die divergierenden Abschnitte
nicht ineinander übergehen, d.h. es besteht ein Raum, der die
divergierenden Abschnitte benachbarter Löcher in jeder Reihe
trennt.
Claims (14)
1. Brennkammer für ein Gasturbinentriebwerk mit wenigstens
einer Wand, die wenigstens teilweise die Brennkammer begrenzt
und eine innere Oberfläche und eine äußere Oberfläche und
wenigstens eine Lochreihe in der Wand besitzt, um Kühlluft auf
die innere Oberfläche der Wand zu leiten und einen Kühlfilm
auf der inneren Oberfläche der Wand zu bilden,
dadurch gekennzeichnet, daß die Achsen der Löcher einen Winkel
zwischen 20° und 40° gegenüber der inneren Oberfläche (44) der
Wand (30) bilden und jedes Loch (48) einen ersten Abschnitt
(50) und einen zweiten Abschnitt (52) aufweist, wobei der
erste Abschnitt (50) eines jeden Loches (48) die Kühlluft aus
der über die äußere Oberfläche (46) der Wand (30) abfließende
Kühlluft empfängt und diese einem zweiten Abschnitt (52) zu
führt, der divergierend ausgebildet und so angeordnet ist,
daß ein Kühlmittel über die innere Oberfläche (44) der Wand
(30) gerichtet wird, um den Kühlmittelfilm zu bilden.
2. Brennkammer nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß die Achsen der Löcher (48) unter
einem Winkel zwischen 25° und 35° gegenüber der inneren Ober
fläche (44) der Wand (30) angestellt sind.
3. Brennkammer nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß die zweiten Abschnitte (52) der
Löcher (48) unter einem Winkel von etwa 12,5° gegenüber der
Achse der Löcher (48) divergierend ausgebildet sind.
4. Brennkammer nach Anspruch 3,
dadurch gekennzeichnet, daß die ersten Abschnitte (50) der
Löcher (48) zylindrisch ausgebildet sind.
5. Brennkammer nach Anspruch 4,
dadurch gekennzeichnet, daß die Achsen benachbarter Löcher (48)
in jeder Reihe in einem Abstand zueinander liegen, der wenig
stens so groß ist wie der dreifache Durchmesser des zylindri
schen Abschnitts (50) der Löcher (48).
6. Brennkammer nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß die Wand (30) wenigstens zwei
Lochreihen (48) aufweist und die Löcher (48) in jeder Reihe
gegenüber den Löchern (48) in der benachbarten Reihe oder
den Reihen gestaffelt sind.
7. Brennkammer nach Anspruch 4,
dadurch gekennzeichnet, daß die Wand (30) wenigstens zwei
Lochreihen (48) aufweist und die Löcher (48) in jeder Reihe
gestaffelt zu den Löchern (48) der benachbarten Reihe sind
und benachbarte Lochreihen einen Abstand zueinander aufweisen,
der wenigstens zweimal so groß ist wie der Durchmesser des
zylindrischen Abschnitts (50) der Löcher (48).
8. Brennkammer nach Anspruch 4,
dadurch gekennzeichnet, daß der zylindrische Abschnitt (50)
der Löcher (48) einen Durchmesser von etwa 0,762 mm besitzt.
9. Brennkammer nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß die Wand die stromaufwärtige Wand
(38) einer Brennkammer (26) ist.
10. Brennkammer nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß die Wand eine rohrförmige Wand
einer rohrförmigen Brennkammer ist.
11. Brennkammer nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß die Wand eine innere Ringwand (32)
einer ringförmigen Brennkammer (26) ist.
12. Brennkammer nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß die Wand eine äußere Ringwand (30)
einer ringförmigen Brennkammer (26) ist.
13. Brennkammer nach einem der Ansprüche 10 bis 12,
dadurch gekennzeichnet, daß die Wand (30) einen stromaufwärtigen
Abschnitt (31) besitzt, der Löcher (48) in axial beabstandeten
Gruppen aufweist, wobei jede Gruppe drei Lochreihen (48) um
faßt.
14. Brennkammer nach Anspruch 13,
dadurch gekennzeichnet, daß die Wand (30) einen stromabwärtigen
Abschnitt (33) aufweist, der Löcher (48) in axial beabstandeten
Gruppen aufweist, wobei jede Gruppe zwei Lochreihen umfaßt.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
GB8819537A GB2221979B (en) | 1988-08-17 | 1988-08-17 | A combustion chamber for a gas turbine engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3924473A1 true DE3924473A1 (de) | 1990-02-22 |
Family
ID=10642266
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE3924473A Withdrawn DE3924473A1 (de) | 1988-08-17 | 1989-07-24 | Brennkammer fuer ein gasturbinentriebwerk |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5000005A (de) |
JP (2) | JPH0275819A (de) |
DE (1) | DE3924473A1 (de) |
FR (1) | FR2635577B1 (de) |
GB (1) | GB2221979B (de) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4232442A1 (de) * | 1992-09-28 | 1994-03-31 | Asea Brown Boveri | Gasturbinenbrennkammer |
DE4427222A1 (de) * | 1994-08-01 | 1996-02-08 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Hitzeschild für eine Gasturbinen-Brennkammer |
DE19502328A1 (de) * | 1995-01-26 | 1996-08-01 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Hitzeschild für eine Gasturbinen-Brennkammer |
DE4116886C2 (de) * | 1990-06-05 | 2000-01-05 | Rolls Royce Plc | Gelochtes Blech als Hitzeschild |
Families Citing this family (58)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5312684U (de) * | 1976-07-15 | 1978-02-02 | ||
GB9018014D0 (en) * | 1990-08-16 | 1990-10-03 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine combustor |
GB9018013D0 (en) * | 1990-08-16 | 1990-10-03 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine combustor |
US5233828A (en) * | 1990-11-15 | 1993-08-10 | General Electric Company | Combustor liner with circumferentially angled film cooling holes |
US5181379A (en) * | 1990-11-15 | 1993-01-26 | General Electric Company | Gas turbine engine multi-hole film cooled combustor liner and method of manufacture |
CA2048726A1 (en) * | 1990-11-15 | 1992-05-16 | Phillip D. Napoli | Combustor liner with circumferentially angled film cooling holes |
CA2056592A1 (en) * | 1990-12-21 | 1992-06-22 | Phillip D. Napoli | Multi-hole film cooled combustor liner with slotted film starter |
GB9127505D0 (en) * | 1991-03-11 | 2013-12-25 | Gen Electric | Multi-hole film cooled afterburner combustor liner |
US5435139A (en) * | 1991-03-22 | 1995-07-25 | Rolls-Royce Plc | Removable combustor liner for gas turbine engine combustor |
GB9106085D0 (en) * | 1991-03-22 | 1991-05-08 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine combustor |
US5220795A (en) * | 1991-04-16 | 1993-06-22 | General Electric Company | Method and apparatus for injecting dilution air |
US5241827A (en) * | 1991-05-03 | 1993-09-07 | General Electric Company | Multi-hole film cooled combuster linear with differential cooling |
CA2070518C (en) * | 1991-07-01 | 2001-10-02 | Adrian Mark Ablett | Combustor dome assembly |
US5720434A (en) * | 1991-11-05 | 1998-02-24 | General Electric Company | Cooling apparatus for aircraft gas turbine engine exhaust nozzles |
US5307637A (en) * | 1992-07-09 | 1994-05-03 | General Electric Company | Angled multi-hole film cooled single wall combustor dome plate |
US5237813A (en) * | 1992-08-21 | 1993-08-24 | Allied-Signal Inc. | Annular combustor with outer transition liner cooling |
GB9220937D0 (en) * | 1992-10-06 | 1992-11-18 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine combustor |
US5261223A (en) * | 1992-10-07 | 1993-11-16 | General Electric Company | Multi-hole film cooled combustor liner with rectangular film restarting holes |
FR2733582B1 (fr) * | 1995-04-26 | 1997-06-06 | Snecma | Chambre de combustion comportant une multiperforation d'inclinaison axiale et tangentielle variable |
US5758503A (en) * | 1995-05-03 | 1998-06-02 | United Technologies Corporation | Gas turbine combustor |
FR2735561B1 (fr) * | 1995-06-14 | 1997-07-18 | Snecma | Chambre de combustion comportant une paroi annulaire multiperforee |
GB9615394D0 (en) * | 1996-07-23 | 1996-09-04 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine rotor disc with cooling fluid passage |
FR2758384B1 (fr) * | 1997-01-16 | 1999-02-12 | Snecma | Controle des debits de refroidissement pour des chambres de combustion a haute temperature |
EP0992653A1 (de) * | 1998-10-08 | 2000-04-12 | Abb Research Ltd. | Filmgekühlte Komponenten mit Filmkühlungkanälen mit dreieckigem Querschnitt |
CA2288557C (en) * | 1998-11-12 | 2007-02-06 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine combustor cooling structure |
US6241466B1 (en) * | 1999-06-01 | 2001-06-05 | General Electric Company | Turbine airfoil breakout cooling |
DE10214573A1 (de) * | 2002-04-02 | 2003-10-16 | Rolls Royce Deutschland | Brennkammer einer Gasturbine mit Starterfilmkühlung |
US7093439B2 (en) * | 2002-05-16 | 2006-08-22 | United Technologies Corporation | Heat shield panels for use in a combustor for a gas turbine engine |
WO2006014583A1 (en) * | 2004-07-08 | 2006-02-09 | Bfs Diversified Products, Llc | Mold resistant construction boards and methods for their manufacture |
FR2890156A1 (fr) * | 2005-08-31 | 2007-03-02 | Snecma | Chambre de combustion d'une turbomachine |
US7546737B2 (en) * | 2006-01-24 | 2009-06-16 | Honeywell International Inc. | Segmented effusion cooled gas turbine engine combustor |
EP1832812A3 (de) * | 2006-03-10 | 2012-01-04 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Gasturbinenbrennkammerwand mit Dämpfung von Brennkammerschwingungen |
GB2441342B (en) * | 2006-09-01 | 2009-03-18 | Rolls Royce Plc | Wall elements with apertures for gas turbine engine components |
US20080271457A1 (en) * | 2007-05-01 | 2008-11-06 | General Electric Company | Cooling Holes For Gas Turbine Combustor Having A Non-Uniform Diameter Therethrough |
GB2453946B (en) * | 2007-10-23 | 2010-07-14 | Rolls Royce Plc | A Wall Element for use in Combustion Apparatus |
GB0800294D0 (en) * | 2008-01-09 | 2008-02-20 | Rolls Royce Plc | Gas heater |
GB0801839D0 (en) * | 2008-02-01 | 2008-03-05 | Rolls Royce Plc | combustion apparatus |
GB2457281B (en) * | 2008-02-11 | 2010-09-08 | Rolls Royce Plc | A Combustor Wall Arrangement with Parts Joined by Mechanical Fasteners |
GB0803366D0 (en) * | 2008-02-26 | 2008-04-02 | Rolls Royce Plc | Nose cone assembly |
GB2460634B (en) * | 2008-06-02 | 2010-07-07 | Rolls Royce Plc | Combustion apparatus |
US9897320B2 (en) * | 2009-07-30 | 2018-02-20 | Honeywell International Inc. | Effusion cooled dual wall gas turbine combustors |
US20120102959A1 (en) * | 2010-10-29 | 2012-05-03 | John Howard Starkweather | Substrate with shaped cooling holes and methods of manufacture |
US9696035B2 (en) | 2010-10-29 | 2017-07-04 | General Electric Company | Method of forming a cooling hole by laser drilling |
FR2982008B1 (fr) * | 2011-10-26 | 2013-12-13 | Snecma | Paroi annulaire de chambre de combustion a refroidissement ameliore au niveau des trous primaires et de dilution |
DE102012016493A1 (de) * | 2012-08-21 | 2014-02-27 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenbrennkammer mit prallgekühlten Bolzen der Brennkammerschindeln |
DE102013003444A1 (de) | 2013-02-26 | 2014-09-11 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Prall-effusionsgekühlte Schindel einer Gasturbinenbrennkammer mit verlängerten Effusionsbohrungen |
US20160169515A1 (en) * | 2013-09-10 | 2016-06-16 | United Technologies Corporation | Edge cooling for combustor panels |
WO2015057304A1 (en) * | 2013-10-18 | 2015-04-23 | Burd Steven W | Panel with cooling holes and methods for fabricating same |
WO2015065587A1 (en) * | 2013-11-04 | 2015-05-07 | United Technologies Corporation | Coated cooling passage |
DE102013223258A1 (de) * | 2013-11-14 | 2015-06-03 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Brennkammerhitzeabschirmelement einer Gasturbine |
GB201518345D0 (en) * | 2015-10-16 | 2015-12-02 | Rolls Royce | Combustor for a gas turbine engine |
DE102015225505A1 (de) | 2015-12-16 | 2017-06-22 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Wand eines mittels Kühlluft zu kühlenden Bauteils, insbesondere einer Gasturbinenbrennkammerwand |
US10823410B2 (en) * | 2016-10-26 | 2020-11-03 | Raytheon Technologies Corporation | Cast combustor liner panel radius for gas turbine engine combustor |
US10670269B2 (en) * | 2016-10-26 | 2020-06-02 | Raytheon Technologies Corporation | Cast combustor liner panel gating feature for a gas turbine engine combustor |
DE102017203326A1 (de) | 2017-03-01 | 2018-09-06 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Brennkammerschindel-Anordnung einer Gasturbine |
CN108194203A (zh) * | 2017-12-19 | 2018-06-22 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种用于工业燃气轮机箱装体的分支冷却结构 |
US11867402B2 (en) * | 2021-03-19 | 2024-01-09 | Rtx Corporation | CMC stepped combustor liner |
JP2024091028A (ja) * | 2022-12-23 | 2024-07-04 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービンの燃焼器 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3527543A (en) * | 1965-08-26 | 1970-09-08 | Gen Electric | Cooling of structural members particularly for gas turbine engines |
US3623711A (en) * | 1970-07-13 | 1971-11-30 | Avco Corp | Combustor liner cooling arrangement |
DE1601663B2 (de) * | 1966-12-08 | 1975-05-07 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, Paris | Wandelement für eine Brennkammer |
DE2202356B2 (de) * | 1971-01-25 | 1976-02-19 | Der Staatssekretär für Verteidigung in der Regierung Ihrer Majestät der Königin des Vereinigten Königreiches von Großbritannien und Nordirland, London | Kuehlanordnung fuer heisses stroemungsmittel fuehrende kanaele, insbesondere fuer brennkammer- und nacherhitzerflammrohre von gasturbinen und verfahren zu deren herstellung |
DE2623471A1 (de) * | 1975-05-28 | 1976-12-16 | Snecma | Brennkammer |
Family Cites Families (20)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2447482A (en) * | 1945-04-25 | 1948-08-24 | Westinghouse Electric Corp | Turbine apparatus |
US2658337A (en) * | 1947-12-23 | 1953-11-10 | Lucas Ltd Joseph | Combustion chamber for prime movers |
GB665155A (en) * | 1949-03-30 | 1952-01-16 | Lucas Ltd Joseph | Improvements relating to combustion chambers for prime movers |
US2785878A (en) * | 1953-09-16 | 1957-03-19 | Earl W Conrad | Porous walled conduit for fluid cooling |
GB845971A (en) * | 1958-07-21 | 1960-08-24 | Gen Electric | Improvements relating to combustion chambers for gas turbine engines |
GB1055234A (en) * | 1963-04-30 | 1967-01-18 | Hitachi Ltd | Ultra-high temperature combustion chambers |
GB1093515A (en) * | 1966-04-06 | 1967-12-06 | Rolls Royce | Method of producing combustion chambers and similar components for gas turbine engines |
US3420058A (en) * | 1967-01-03 | 1969-01-07 | Gen Electric | Combustor liners |
IL42390A0 (en) * | 1972-08-02 | 1973-07-30 | Gen Electric | Impingement cooled combustor dome |
US3886735A (en) * | 1974-04-01 | 1975-06-03 | Gen Motors Corp | Ceramic combustion liner |
US4422300A (en) * | 1981-12-14 | 1983-12-27 | United Technologies Corporation | Prestressed combustor liner for gas turbine engine |
US4566280A (en) * | 1983-03-23 | 1986-01-28 | Burr Donald N | Gas turbine engine combustor splash ring construction |
US4622821A (en) * | 1985-01-07 | 1986-11-18 | United Technologies Corporation | Combustion liner for a gas turbine engine |
JPH0660740B2 (ja) * | 1985-04-05 | 1994-08-10 | 工業技術院長 | ガスタービンの燃焼器 |
JPH0648095B2 (ja) * | 1985-04-18 | 1994-06-22 | 石川島播磨重工業株式会社 | ガスタ−ビン燃焼器等のライナ−冷却構造 |
CA1263243A (en) * | 1985-05-14 | 1989-11-28 | Lewis Berkley Davis, Jr. | Impingement cooled transition duct |
US4738588A (en) * | 1985-12-23 | 1988-04-19 | Field Robert E | Film cooling passages with step diffuser |
US4676719A (en) * | 1985-12-23 | 1987-06-30 | United Technologies Corporation | Film coolant passages for cast hollow airfoils |
DE3803086C2 (de) * | 1987-02-06 | 1997-06-26 | Gen Electric | Brennkammer für ein Gasturbinentriebwerk |
US4737613A (en) * | 1987-08-24 | 1988-04-12 | United Technologies Corporation | Laser machining method |
-
1988
- 1988-08-17 GB GB8819537A patent/GB2221979B/en not_active Expired - Fee Related
-
1989
- 1989-07-03 US US07/374,837 patent/US5000005A/en not_active Expired - Fee Related
- 1989-07-05 JP JP1173862A patent/JPH0275819A/ja active Pending
- 1989-07-24 DE DE3924473A patent/DE3924473A1/de not_active Withdrawn
- 1989-08-01 FR FR898910356A patent/FR2635577B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1998
- 1998-05-27 JP JP003664U patent/JPH10279U/ja active Pending
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3527543A (en) * | 1965-08-26 | 1970-09-08 | Gen Electric | Cooling of structural members particularly for gas turbine engines |
DE1601663B2 (de) * | 1966-12-08 | 1975-05-07 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, Paris | Wandelement für eine Brennkammer |
US3623711A (en) * | 1970-07-13 | 1971-11-30 | Avco Corp | Combustor liner cooling arrangement |
DE2202356B2 (de) * | 1971-01-25 | 1976-02-19 | Der Staatssekretär für Verteidigung in der Regierung Ihrer Majestät der Königin des Vereinigten Königreiches von Großbritannien und Nordirland, London | Kuehlanordnung fuer heisses stroemungsmittel fuehrende kanaele, insbesondere fuer brennkammer- und nacherhitzerflammrohre von gasturbinen und verfahren zu deren herstellung |
DE2623471A1 (de) * | 1975-05-28 | 1976-12-16 | Snecma | Brennkammer |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4116886C2 (de) * | 1990-06-05 | 2000-01-05 | Rolls Royce Plc | Gelochtes Blech als Hitzeschild |
DE4232442A1 (de) * | 1992-09-28 | 1994-03-31 | Asea Brown Boveri | Gasturbinenbrennkammer |
DE4427222A1 (de) * | 1994-08-01 | 1996-02-08 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Hitzeschild für eine Gasturbinen-Brennkammer |
DE19502328A1 (de) * | 1995-01-26 | 1996-08-01 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Hitzeschild für eine Gasturbinen-Brennkammer |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB2221979B (en) | 1992-03-25 |
JPH10279U (ja) | 1998-12-04 |
FR2635577B1 (fr) | 1994-06-17 |
US5000005A (en) | 1991-03-19 |
FR2635577A1 (fr) | 1990-02-23 |
GB8819537D0 (en) | 1988-09-21 |
JPH0275819A (ja) | 1990-03-15 |
GB2221979A (en) | 1990-02-21 |
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