DE69204280T2 - GAS TURBINE COMBUSTION CHAMBER. - Google Patents

GAS TURBINE COMBUSTION CHAMBER.

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Description

Die Erfindung bezieht sich auf die Brennkammer eines Gasturbinentriebwerks und insbesondere auf die Konstruktion der Wand einer solchen Brennkammer.The invention relates to the combustion chamber of a gas turbine engine and in particular to the construction of the wall of such a combustion chamber.

Der Verbrennungsprozeß, der innerhalb der Brennkammer eines Gasturbinentriebwerks stattfindet, bewirkt, daß die Wände der Brennkammer extrem hohen Temperaturen ausgesetzt werden. Die für die Brennkammerwandkonstruktion benutzten Legierungen sind normalerweise nicht in der Lage, diesen Temperaturen standzuhalten, ohne daß irgendeine Kühlung vorgenommen wird. In der Vergangenheit sind verschiedene Brennkammerwandausbildungen vorgeschlagen worden, bei denen zur Kühlung Druckluft benutzt wird, die vom Kompressor des Triebwerks abgezapft wird. Bei einer speziellen Wandausbildung, die in der Britischen Patentanmeldung Nr. 2 087 065A beschrieben ist, besteht die Wand aus zwei Teilen: einer kontinuierlich verlaufenden Außenwand und einer Innenwand, die aus mehreren teilweise überlappenden inneren Wandelementen besteht. Die Außenwand und die inneren Wandelemente werden im Abstand zueinander gehalten, und es wird Kühlluft über Löcher in der Außenwand in den Raum eingeführt, der zwischen diesen Wänden definiert ist. Die Kühlluft strömt über den Raum und wird über die Spalte ausgeblasen, die zwischen den überlappenden Abschnitten der inneren Wandelemente definiert sind. Die Kühlluft bewirkt dadurch eine Konvektionskühlung, wenn sie zwischen den inneren Wandelementen und der Außenwand strömt, und eine Filmkühlung der inneren Wandelemente, nachdem sie durch die Spalte zwischen den inneren Wandelementen ausgeblasen ist.The combustion process taking place within the combustion chamber of a gas turbine engine causes the walls of the combustion chamber to be exposed to extremely high temperatures. The alloys used for the combustion chamber wall construction are not normally capable of withstanding these temperatures without some form of cooling. Various combustion chamber wall designs have been proposed in the past which use compressed air bled from the engine compressor for cooling. In one particular wall design, described in British Patent Application No. 2 087 065A, the wall consists of two parts: a continuous outer wall and an inner wall consisting of a plurality of partially overlapping inner wall elements. The outer wall and the inner wall elements are kept spaced apart from one another and cooling air is introduced into the space defined between these walls via holes in the outer wall. The cooling air flows across the room and is blown out through the gaps defined between the overlapping sections of the inner wall elements. The cooling air thereby causes convection cooling as it flows between the inner wall elements and the outer wall and film cooling of the inner wall elements after it is blown out through the gaps between the inner wall elements.

Es hat sich gezeigt, daß bei Brennkammerwänden dieser Bauart die Filmkühlung der inneren Wandelemente nicht so wirksam ist wie es normalerweise gewünscht wird. Dies kann zu einer Überhitzung und möglicherweise zu einer Beschädigung der freiliegenden Ränder der überlappenden Abschnitte der inneren Wandelemente führen.It has been shown that in combustion chamber walls of this type, the film cooling of the inner wall elements is not as effective as normally desired. This can cause overheating and possible damage to the exposed edges of the overlapping sections of the interior wall elements.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, eine Brennkammerwandkonstruktion für ein Gasturbinentriebwerk zu finden, bei der diese Filmkühlung eine verbesserte Wirksamkeit besitzt.The invention is therefore based on the object of finding a combustion chamber wall construction for a gas turbine engine in which this film cooling has an improved effectiveness.

Gemäß der vorliegenden Erfindung besitzt die ringförmige Brennkammer eines Gasturbinentriebwerks einen radial inneren Wandaufbau und einen radial äußeren Wandaufbau, wobei jeder Wandaufbau eine radiale Außenwand und eine radiale Innenwand besitzt und die radiale Innenwand aus mehreren diskreten Wandelementen besteht, wobei Mittel vorgesehen sind, um die Wandelemente und die radiale Außenwand im Abstand zueinander zu halten, und wobei die radial äußere Wand gelocht ist, um eine Kühlmittelströmung in die Räume zu ermöglichen, die zwischen der radial äußeren Wand und den Wandelementen gebildet sind, und wobei jedes Wandelement gelocht ist, um das Kühlmittel aus diesen Räumen abzulassen, und wobei Mittel vorgesehen sind, um den Umfang jedes Wandelementes und die Außenwand miteinander zu verbinden, und diese Verbindungsmittel eine kontinuierliche Wand um den Umfang jedes Wandelementes herum definieren, wobei diese Wand integral mit jenem Umfang ist, so daß hierdurch eine diskrete Kammer zwischen jedem Wandelement und der radial äußeren Wand für die Kühlmittelströmung gebildet wird.According to the present invention, the annular combustion chamber of a gas turbine engine has a radially inner wall structure and a radially outer wall structure, each wall structure having a radial outer wall and a radial inner wall, the radial inner wall being made up of a plurality of discrete wall elements, means being provided for spaced apart the wall elements and the radial outer wall, the radial outer wall being perforated to allow coolant flow into the spaces defined between the radially outer wall and the wall elements, and each wall element being perforated to drain coolant from those spaces, means being provided for interconnecting the periphery of each wall element and the outer wall, said interconnecting means defining a continuous wall around the periphery of each wall element, said wall being integral with that periphery, thereby defining a discrete chamber between each wall element and the radially outer wall for coolant flow becomes.

Nachstehend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen:An embodiment of the invention is described below with reference to the drawing. The drawing shows:

Fig. 1 einen Schnitt der oberen Hälfte eines Fangasturbinentriebwerks mit einer Brennkammer gemäß der vorliegenden Erfindung,Fig. 1 is a section of the upper half of a capturing gas turbine engine with a combustion chamber according to the present invention,

Fig. 2 einen Schnitt eines Teils der Brennkammerwand des in Fig. 1 dargestellten Gasturbinentriebwerks,Fig. 2 is a section of part of the combustion chamber wall of the gas turbine engine shown in Fig. 1,

Fig. 3 eine Ansicht in Richtung des Pfeiles A gemäß Fig. 2,Fig. 3 a view in the direction of arrow A according to Fig. 2,

Fig. 4 eine Ansicht eines Teils der Brennkammerwand gemäß Fig. 2 in größerem Maßstab gezeichnet,Fig. 4 is a view of a part of the combustion chamber wall according to Fig. 2 drawn on a larger scale,

Fig. 5 eine Ansicht in Richtung des Pfeiles B gemäß Fig. 4,Fig. 5 a view in the direction of arrow B according to Fig. 4,

Fig. 6 eine der Fig. 2 entsprechende Schnittansicht eines abgewandelten Ausführungsbeispiels der Brennkammer gemäß der Erfindung.Fig. 6 is a sectional view corresponding to Fig. 2 of a modified embodiment of the combustion chamber according to the invention.

Gemäß Fig. 1 weist das allgemein mit dem Bezugszeichen 10 bezeichnete Fangasturbinentriebwerk in Strömungsrichtung hintereinander einen Lufteinlaß 11, einen Vortriebsfan 12, einen Zwischendruckkompressor 13, einen Hochdruckkompressor 14, eine Verbrennungseinrichtung 15, eine Hochdruckturbine 16, eine Zwischendruckturbine 17, eine Niederdruckturbine 18 und eine Abgasdüse 19 auf.According to Fig. 1, the capture gas turbine engine, generally designated by the reference numeral 10, has an air inlet 11, a propulsion fan 12, an intermediate pressure compressor 13, a high pressure compressor 14, a combustion device 15, a high pressure turbine 16, an intermediate pressure turbine 17, a low pressure turbine 18 and an exhaust nozzle 19 arranged one behind the other in the flow direction.

Das Gasturbinentriebwerk 10 arbeitet in herkömmlicher Weise, das heißt die durch den Einlaß 11 eintretende Luft wird durch den Fan 12 beschleunigt, und es werden zwei Luftströmungen erzeugt: Eine erste Luftströmung verläuft in den Zwischendruckkompressor 13, und eine zweite Luftströmung liefert den Vortriebsschub. Der Zwischendruckkompressor 13 verdichtet die von ihm angesaugte Luft, bevor diese Luft an den Hochdruckkompressor 14 abgegeben wird, wo eine weitere Verdichtung stattfindet.The gas turbine engine 10 operates in a conventional manner, i.e. the air entering through the inlet 11 is accelerated by the fan 12 and two air flows are created: a first air flow goes into the intermediate pressure compressor 13 and a second air flow provides the propulsive thrust. The intermediate pressure compressor 13 compresses the air it takes in before this air is discharged to the high pressure compressor 14 where further compression takes place.

Die vom Hochdruckkompressor 14 gelieferte Druckluft wird in die Verbrennungseinrichtung 15 eingeleitet, wo sie mit Brennstoff vermischt wird und wo die Mischung verbrannt wird. Die sich hieraus ergebenden heißen Verbrennungsprodukte expandieren dann durch die Hochdruckturbine 16, die Zwischendruckturbine 17 und die Niederdruckturbine 18 und treiben diese an, bevor die Gase durch die Düse 19 ausgestoßen werden, um einen zusätzlichen Vortriebsschub zu erzeugen. Die Hochdruckturbine 16, die Zwischendruckturbine 17 und die Niederdruckturbine 18 treiben jeweils den Hochdruckkompressor 14, den Zwischendruckkompressor 13 und den Fan 12 über geeignete Verbindungswellen an.The compressed air supplied by the high-pressure compressor 14 is fed into the combustion device 15, where it is mixed with fuel and where the mixture is burned. The resulting hot combustion products then expand through and drive the high pressure turbine 16, the intermediate pressure turbine 17 and the low pressure turbine 18 before the gases are expelled through the nozzle 19 to produce additional propulsive thrust. The high pressure turbine 16, the intermediate pressure turbine 17 and the low pressure turbine 18 respectively drive the high pressure compressor 14, the intermediate pressure compressor 13 and the fan 12 via suitable connecting shafts.

Die Verbrennungseinrichtung 15 wird durch eine ringförmige Brennkammer 20 gebildet, die radial innere Wandaufbauten 21 und radial äußere Wandaufbauten 22 aufweist. Der Brennstoff wird in die Brennkammer 20 über mehrere (nicht dargestellte) Brennstoffdüsen eingespritzt, die am stromaufwärtigen Ende 23 der Brennkammer 20 angeordnet sind. Die Brennstoffdüsen sind in Umfangsrichtung im Abstand zueinander rund um das Triebwerk 10 herum angeordnet und dienen dazu, Brennstoff in die Luft einzusprühen, die vom Hochdruckkompressor 14 geliefert wird. Das sich ergebende Brennstoff/Luft-Gemisch wird dann innerhalb der Brennkammer 20 verbrannt.The combustion device 15 is formed by an annular combustion chamber 20 having radially inner wall structures 21 and radially outer wall structures 22. The fuel is injected into the combustion chamber 20 via a plurality of fuel nozzles (not shown) located at the upstream end 23 of the combustion chamber 20. The fuel nozzles are circumferentially spaced apart around the engine 10 and serve to spray fuel into the air supplied by the high pressure compressor 14. The resulting fuel/air mixture is then combusted within the combustion chamber 20.

Der Verbrennungsprozeß, der innerhalb der Brennkammer 20 stattfindet, erzeugt natürlich eine große Wärmemenge.Es ist daher notwendig zu gewährleisten, daß die inneren und äußeren Wandaufbauten 21 bzw. 22 in der Lage sind, dieser Hitze zu widerstehen und in normaler Weise zu arbeiten.The combustion process that takes place within the combustion chamber 20 naturally generates a large amount of heat. It is therefore necessary to ensure that the inner and outer wall structures 21 and 22, respectively, are able to withstand this heat and operate in a normal manner.

Der radial äußere Wandaufbau 22 ist deutlicher aus Fig. 2 ersichtlich. Es ist jedoch klar, daß der radial innere Wandaufbau 21 die gleiche allgemeine Ausbildung wie der radial äußere Wandaufbau 22 hat.The radially outer wall structure 22 is more clearly visible from Fig. 2. However, it is clear that the radially inner wall structure 21 has the same general design as the radially outer wall structure 22.

Gemäß Fig. 2 besteht der äußere Wandaufbau 22 aus einer Außenwand 24 und einer Innenwand 25. Die Innenwand 25 besteht aus mehreren einzelnen Wandelementen 26, die sämtlich die gleiche allgemein rechteckige Gestalt besitzen und benachbart zueinander angeordnet sind. Der Hauptteil eines jeden Wandelementes 26 besitzt einen gleichen Abstand von der Außenwand 24. Jedoch ist der Umfang eines jeden Wandelementes 24 mit einem umlaufenden Flansch 27 versehen, um das Wandelement 26 im Abstand zu der Außenwand 24 zu halten. Es ist daher ersichtlich, daß eine Kammer 28 zwischen jedem Wandelement 26 und der Außenwand 24 gebildet wird.According to Fig. 2, the outer wall structure 22 consists of an outer wall 24 and an inner wall 25. The inner wall 25 consists of several individual wall elements 26, all of which have the same generally rectangular shape and are arranged adjacent to one another. The The main part of each wall element 26 is equidistant from the outer wall 24. However, the periphery of each wall element 24 is provided with a peripheral flange 27 to maintain the wall element 26 spaced from the outer wall 24. It will therefore be seen that a chamber 28 is formed between each wall element 26 and the outer wall 24.

Jedes Wandelement 26 ist ein Gußteil und ist mit inneren Bolzen 29 versehen, die eine Befestigung an der Außenwand 24 ermöglichen.Each wall element 26 is a cast part and is provided with internal bolts 29 which enable fastening to the outer wall 24.

Wenn das Triebwerk läuft, kann ein Teil der vom Hochdruckkompressor 14 gelieferten Luft über die äußere Oberfläche der Brennkammer 20 strömen. Diese Luft bewirkt eine Brennkammerkühlung, und ein Teil dieser Kühlluft wird in das Innere der Brennkammer 20 geleitet, um die Verbrennung zu unterstützen. Eine große Zahl von Löchern 30 ist in der Außenwand 24 vorgesehen, wie dies aus Fig. 3 erkennbar ist, damit ein Teil dieser Luft in die Kammern 28 einströmen kann. Die Luft strömt durch die Löcher 30 und trifft auf die radial äußeren Oberflächen der Wandelemente 26 auf, wie dies durch die Luftströmungspfeile 31 angegeben ist. Dies gewährleistet, daß jedes Wandelement 26 auf sehr wirksame Weise gekühlt wird. Dann wird die Luft aus den Kammern 28 über mehrere im Winkel angestellte Effusionslöcher 32 ausgeblasen, die in jedem Wandelement 26 vorgesehen sind. Die Effusionslöcher 32 sind so angestellt, daß sie allgemein stromab bezüglich der Hauptströmung durch die Brennkammer 20 angeordnet sind.When the engine is running, a portion of the air supplied by the high pressure compressor 14 is allowed to flow over the outer surface of the combustion chamber 20. This air provides combustion chamber cooling and a portion of this cooling air is directed into the interior of the combustion chamber 20 to assist combustion. A large number of holes 30 are provided in the outer wall 24 as shown in Figure 3 to allow a portion of this air to flow into the chambers 28. The air flows through the holes 30 and impinges on the radially outer surfaces of the wall elements 26 as indicated by the air flow arrows 31. This ensures that each wall element 26 is cooled in a very effective manner. The air is then exhausted from the chambers 28 through a plurality of angled effusion holes 32 provided in each wall element 26. The effusion holes 32 are positioned so that they are generally downstream of the main flow through the combustion chamber 20.

Die im Winkel angestellten Effusionslöcher 32, die deutlicher aus den Fig. 4 und 5 erkennbar sind, besitzen keine kreisförmige Querschnittsgestalt. Statt dessen besitzen sie alle eine sogenannte rennstreckenförmige ("race-track") Ausbildung, d. h. sie besitzen zwei parallele Seiten, die durch halbkreisförmige Abschnitte verbunden sind. Diese Gestalt gewährleistet zusammen mit der Neigung der Löcher 32, daß die Luft, die aus diesen Löchern austritt, einen Kühlluftfilm über der inneren Oberfläche eines jeden Wandelementes 26 bildet, d. h. über jener Oberfläche, die dem Verbrennungsprozeß ausgesetzt ist, der innerhalb der Brennkammer 20 abläuft. Dieser Kühlluftfilm trägt dazu bei, die Wandelemente 26 gegen die auf hoher Temperatur stehenden Gase innerhalb der Brennkammer 20 zu schützen.The angled effusion holes 32, which can be seen more clearly in Figs. 4 and 5, do not have a circular cross-sectional shape. Instead, they all have a so-called race-track shape, ie they have two parallel sides connected by semi-circular sections. This shape, together with the inclination of the holes, ensures 32, that the air exiting from these holes forms a film of cooling air over the inner surface of each wall element 26, ie over that surface which is exposed to the combustion process taking place within the combustion chamber 20. This film of cooling air helps to protect the wall elements 26 against the high temperature gases within the combustion chamber 20.

Die vorliegende Erfindung wurde vorstehend in Verbindung mit Effusionslöchern 32 beschrieben, die einen rennstreckenförmigen Querschnitt besitzen. Es können jedoch auch abgewandelte Ausbildungen eine zufriedenstellende Kühlung des Wandelementes 26 bewirken.The present invention was described above in connection with effusion holes 32 which have a racetrack-shaped cross section. However, modified designs can also bring about satisfactory cooling of the wall element 26.

Es ist demgemäß ersichtlich, daß jedes der Wandelemente 26 mit einer hochwirksamen Kühlung ausgestattet ist, nämlich: einer Aufprallkühlung und einer Filmkühlung. Die Wandelemente sind daher sicher gegen die Wirkungen der hohen Temperaturen innerhalb der Brennkammer 20 geschützt.It can thus be seen that each of the wall elements 26 is provided with highly effective cooling, namely: impingement cooling and film cooling. The wall elements are therefore safely protected against the effects of the high temperatures within the combustion chamber 20.

Ein weiteres Merkmal der vorliegenden Erfindung besteht darin, daß keines der Wandelemente 26 Ränder aufweist, die dem Verbrennungsprozeß innerhalb der Brennkammer 20 unmittelbar ausgesetzt sind. Infolgedessen werden jene Überhitzungsprobleme vermieden, die dann auftreten, wenn die Wandelemente solche freiliegenden Ränder besitzen.Another feature of the present invention is that none of the wall elements 26 have edges that are directly exposed to the combustion process within the combustion chamber 20. As a result, those overheating problems that occur when the wall elements have such exposed edges are avoided.

Es kann in gewissen Fällen erwünscht sein, die Wärmeaustauschbeziehung zwischen der Kühlluft, die durch die Kammern 28 strömt, und den Wandelementen 26 zu verbessern. Eine Möglichkeit, dies auf einfache Weise zu bewirken, besteht darin, Ständer 33 oder andere geeignete Vorrichtungen vorzusehen, um die Oberfläche der Wandelemente 26 zu vergrößern, die der Außenwand 24 zugewandt sind, wie dies aus Fig. 6 ersichtlich ist. Diese Ständer 33 sind einstückig mit den Wandelementen 26 ausgebildet und greifen an der Außenwand 24 an oder enden kurz vor dieser Wand. Die Anordnung dieser Ständer 33, die im Mittelteil jedes Wandelementes 26 angeordnet sein sollten, führen zu einer Verminderung der schrägen Effusionslöcher 32 in jedem Wandelement 26. Infolgedessen werden die schräggestellten Effusionslöcher 32 in den Randbereichen der Wandelemente 26 konzentriert.It may be desirable in certain cases to improve the heat exchange relationship between the cooling air flowing through the chambers 28 and the wall elements 26. One way of doing this in a simple way is to provide uprights 33 or other suitable devices to increase the surface area of the wall elements 26 facing the outer wall 24, as can be seen in Fig. 6. These uprights 33 are formed integrally with the wall elements 26 and engage the outer wall 24 or end just before this wall. The arrangement of these uprights 33, which are arranged in the middle part of each Wall element 26 lead to a reduction in the oblique effusion holes 32 in each wall element 26. As a result, the oblique effusion holes 32 are concentrated in the edge regions of the wall elements 26.

Claims (10)

1. Ringbrennkammer (15) für ein Gasturbinentriebwerk mit einem radial inneren Wandaufbau (21) und einem radial äußeren Wandaufbau (22), wobei jeder Wandaufbau eine radial äußere Wand (24) und eine radial innere Wand (25) besitzt und die radial innere Wand (25) aus mehreren einzelnen Wandelementen (26) besteht, und wobei Mittel vorgesehen sind, um den Hauptteil der Wandelemente (26) im Abstand zu der radial äußeren Wand (24) zu halten, und wobei die radial äußere Wand (24) gelocht ist, damit ein Kühlmittel in die Räume einströmen kann, die zwischen der radial äußeren Wand (24) und den Wandelementen (26) gebildet sind, und wobei jedes der Wandelemente (26) gelocht ist, damit das Kühlmittel aus den Räumen durch diese Löcher abströmen kann, und wobei Mittel (27) vorgesehen sind, um den Umfang eines jeden Wandelementes (26) mit der radial äußeren Wand (24) zu verbinden, dadurch gekennzeichnet, daß die Verbindungsmittel (27) eine kontinuierlich um den Umfang eines jeden Wandelementes (26) umlaufende Wand definieren, die einstückig mit dem Umfang hergestellt ist, so daß eine gesonderte Kammer (28) zwischen jedem Wandelement (26) und der radial äußeren Wand (24) gebildet wird, durch die das Kühlmittel strömen kann.1. Annular combustion chamber (15) for a gas turbine engine with a radially inner wall structure (21) and a radially outer wall structure (22), each wall structure having a radially outer wall (24) and a radially inner wall (25) and the radially inner wall (25) consists of several individual wall elements (26), and means are provided to keep the main part of the wall elements (26) at a distance from the radially outer wall (24), and the radially outer wall (24) is perforated so that a coolant can flow into the spaces formed between the radially outer wall (24) and the wall elements (26), and each of the wall elements (26) is perforated so that the coolant can flow out of the spaces through these holes, and means (27) are provided to connect the periphery of each wall element (26) to the radially outer wall (24). connect, characterized in that the connecting means (27) define a continuous wall around the circumference of each wall element (26) which is made integrally with the circumference so that a separate chamber (28) is formed between each wall element (26) and the radially outer wall (24) through which the coolant can flow. 2. Brennkammer für ein Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Löcher (30) in der radial äußeren Wand (24) so angeordnet sind, daß das Kühlmittel derart auf die Wandelemente (26) gerichtet wird, daß eine Aufprallkühlung erfolgt.2. Combustion chamber for a gas turbine engine according to Claim 1, characterized in that the holes (30) in the radially outer wall (24) are arranged so that the coolant is directed onto the wall elements (26) in such a way that impact cooling takes place. 3. Brennkammer für ein Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Löcher (32) in den Wandelementen (26) so angeordnet sind, daß das Kühlmittel aus den gesonderten Kammern (28) derart ausströmt, daß eine Filmkühlung der Wandelemente (26) bewirkt wird.3. Combustion chamber for a gas turbine engine according to claim 1 or 2, characterized in that the holes (32) in the wall elements (26) are arranged so that the coolant flows out of the separate chambers (28) in such a way that film cooling of the wall elements (26) is effected. 4. Brennkammer für ein Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Löcher (32) in den Wandelementen (26) in Richtung der Strömung durch die Brennkammer geneigt sind, um diese Filmkühlung der Wandelemente (26) zu gewährleisten.4. Combustion chamber for a gas turbine engine according to claim 3, characterized in that the holes (32) in the wall elements (26) are inclined in the direction of flow through the combustion chamber in order to ensure this film cooling of the wall elements (26). 5. Brennkammer für ein Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Löcher (32) in den Wandelementen (26) einen rennstreckenförmigen Querschnitt besitzen.5. Combustion chamber for a gas turbine engine according to claim 4, characterized in that the holes (32) in the wall elements (26) have a race track-shaped cross-section. 6. Brennkammer für ein Gasturbinentriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Wandelemente (26) derart an der Außenwand (24) angeordnet sind, daß sie allgemein benachbart zueinander liegen.6. Combustion chamber for a gas turbine engine according to one of the preceding claims, characterized in that the wall elements (26) are arranged on the outer wall (24) in such a way that they are generally adjacent to one another. 7. Brennkammer für ein Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Umfangsflansch (27) an jedem Wandelement (26) außerdem die Mittel bildet, um das zugeordnete Wandelement (26) im Abstand zu der Außenwand (24) zu halten.7. Combustion chamber for a gas turbine engine according to Claim 1, characterized in that the peripheral flange (27) on each wall element (26) also forms the means for keeping the associated wall element (26) at a distance from the outer wall (24). 8. Brennkammer für ein Gasturbinentriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß jedes der Wandelemente (26) mit integralen Bolzen (29) versehen ist, um ihre Befestigung an der Außenwand (24) zu ermöglichen.8. Combustion chamber for a gas turbine engine according to any of the preceding claims, characterized in that each of the wall elements (26) is provided with integral bolts (29) to enable their attachment to the outer wall (24). 9. Brennkammer für ein Gasturbinentriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß jedes der Wandelemente (26) mit mehreren Ständern (33) versehen ist, um die Wärmeaustauschbeziehung zwischen den Wandelementen (26) und der Kühlmittelströmung durch die Räume (28) zwischen den Wandelementen (26) und der Außenwand (24) zu verbessern.9. Combustion chamber for a gas turbine engine according to one of the preceding claims, characterized in that each of the wall elements (26) is provided with a plurality of posts (33) in order to improve the heat exchange relationship between the wall elements (26) and the coolant flow through the spaces (28) between the wall elements (26) and the outer wall (24). 10. Brennkammer für ein Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß jeder Ständer (33) an der Außenwand (24) angreift.10. Combustion chamber for a gas turbine engine according to claim 9, characterized in that each stator (33) engages the outer wall (24).
DE69204280T 1991-03-22 1992-02-03 GAS TURBINE COMBUSTION CHAMBER. Expired - Lifetime DE69204280T2 (en)

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Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2723177B1 (en) * 1994-07-27 1996-09-06 Snecma COMBUSTION CHAMBER COMPRISING A DOUBLE WALL
GB2298266A (en) * 1995-02-23 1996-08-28 Rolls Royce Plc A cooling arrangement for heat resistant tiles in a gas turbine engine combustor
US5758503A (en) * 1995-05-03 1998-06-02 United Technologies Corporation Gas turbine combustor
DE19516798A1 (en) * 1995-05-08 1996-11-14 Abb Management Ag Premix burner with axial or radial air flow
FR2752916B1 (en) * 1996-09-05 1998-10-02 Snecma THERMAL PROTECTIVE SHIRT FOR TURBOREACTOR COMBUSTION CHAMBER
US6079199A (en) * 1998-06-03 2000-06-27 Pratt & Whitney Canada Inc. Double pass air impingement and air film cooling for gas turbine combustor walls
DE102007018061A1 (en) 2007-04-17 2008-10-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gas turbine combustion chamber wall
US20100263386A1 (en) * 2009-04-16 2010-10-21 General Electric Company Turbine engine having a liner
DE102009032277A1 (en) 2009-07-08 2011-01-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Combustion chamber head of a gas turbine
CH703657A1 (en) * 2010-08-27 2012-02-29 Alstom Technology Ltd Method for operating a burner arrangement and burner arrangement for implementing the process.
JP2012145098A (en) * 2010-12-21 2012-08-02 Toshiba Corp Transition piece, and gas turbine
US20120180492A1 (en) * 2011-01-14 2012-07-19 General Electric Company Apparatus for vibration support in combustors and method for forming apparatus
GB201105790D0 (en) 2011-04-06 2011-05-18 Rolls Royce Plc A cooled double walled article
EP2559942A1 (en) 2011-08-19 2013-02-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Gas turbine combustion chamber head with cooling and damping
JP5821550B2 (en) 2011-11-10 2015-11-24 株式会社Ihi Combustor liner
DE102012016493A1 (en) 2012-08-21 2014-02-27 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gas turbine combustor with impingement-cooled bolts of the combustion chamber shingles
DE102012025375A1 (en) 2012-12-27 2014-07-17 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Method for arranging impingement cooling holes and effusion holes in a combustion chamber wall of a gas turbine
DE102013003444A1 (en) 2013-02-26 2014-09-11 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Impact-cooled shingle of a gas turbine combustor with extended effusion holes
DE102013222932A1 (en) 2013-11-11 2015-05-28 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gas turbine combustion chamber with shingle for carrying out a spark plug
DE102013226488A1 (en) 2013-12-18 2015-06-18 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Washer of a combustion chamber shingle of a gas turbine
DE102016222099A1 (en) 2016-11-10 2018-05-17 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Combustion chamber of a gas turbine

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1093515A (en) * 1966-04-06 1967-12-06 Rolls Royce Method of producing combustion chambers and similar components for gas turbine engines
US3422620A (en) * 1967-05-04 1969-01-21 Westinghouse Electric Corp Combustion apparatus
GB1552132A (en) * 1975-11-29 1979-09-12 Rolls Royce Combustion chambers for gas turbine engines
GB2087065B (en) * 1980-11-08 1984-11-07 Rolls Royce Wall structure for a combustion chamber
US4422300A (en) * 1981-12-14 1983-12-27 United Technologies Corporation Prestressed combustor liner for gas turbine engine
GB2204672B (en) * 1987-05-06 1991-03-06 Rolls Royce Plc Combustor
GB2221979B (en) * 1988-08-17 1992-03-25 Rolls Royce Plc A combustion chamber for a gas turbine engine

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Publication number Publication date
EP0576435B1 (en) 1995-08-23
GB9106085D0 (en) 1991-05-08
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WO1992016798A1 (en) 1992-10-01
EP0576435A1 (en) 1994-01-05
DE69204280D1 (en) 1995-09-28

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