EP0909924A2 - Aufhängung einer ringförmigen Gasturbinen-Brennkammer - Google Patents

Aufhängung einer ringförmigen Gasturbinen-Brennkammer Download PDF

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EP0909924A2
EP0909924A2 EP98117869A EP98117869A EP0909924A2 EP 0909924 A2 EP0909924 A2 EP 0909924A2 EP 98117869 A EP98117869 A EP 98117869A EP 98117869 A EP98117869 A EP 98117869A EP 0909924 A2 EP0909924 A2 EP 0909924A2
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gas turbine
suspension
annular gas
circumference
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Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
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    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes

Definitions

  • the invention relates to a suspension of an annular gas turbine combustion chamber in the outlet area of the same on a housing wall, over an annular, kinked adjoining the outer combustion chamber wall trained arm structure related to the gas turbine longitudinal axis has an outer and an inner leg.
  • the state of the art is, for example, EP 0 564 172 A1 referred.
  • Annular combustion chambers of gas turbines are usually carried in their front end area by the burners projecting into the combustion chamber interior, while in the rear end area, the so-called outlet area, they are suitably supported on a housing wall, the so-called. combustion chamber outer casing ".
  • the so-called effusion holes care must be taken to ensure that the rear combustion chamber wall section is also adequately cooled Suspension of the combustion chamber in this area must therefore not hinder effective cooling.
  • a suspension or a supporting structure that meets these requirements is shown, for example, in EP 0 564 172 A1 mentioned above.
  • This ring-shaped, bent arm structure which relates to the gas turbine longitudinal axis has an inner and an outer leg, is also known in specialist circles hair-pin "(hairpin).
  • the inner leg encloses an acute angle with the outer leg, likewise the inner leg is inclined at an acute angle with respect to the combustion chamber wall, which results in a wedge-shaped annular gap between the inner leg and the combustion chamber wall, which viewed in the flow direction of the cooling air flow running along the outside of the outer combustion chamber wall. In this way, cooling air can reach the rearmost end of the combustion chamber wall in an optimal manner.
  • this combustion chamber is supported via this arm structure only on the one surrounding the combustion chamber wall Housing wall, whereas the actual attachment of the combustion chamber over the inner wall of the ring combustion chamber. This can be too undesirable large relative movements in the rear end portion of the combustion chamber.
  • a flange adjoins the outer leg (the arm structure), which flange is fixedly connected to the housing wall (surrounding the combustion chamber wall) via a releasable connecting element.
  • Reference number 1 denotes an annular combustion chamber of a gas turbine, which is designed here as a stepped combustion chamber and thus next to one
  • a plurality of ring-shaped pilot burners 2 furthermore on the end face also has annularly arranged main burners 3.
  • the combustion chamber 1 is on a housing wall 7 surrounding the entire combustion chamber structure.
  • An annular, kinked design is provided for this Arm structure 8, located on the end portion of the outer combustion chamber wall 9a connects.
  • openings 13 in the arm structure 8 or in the legs 8a, 8b are so-called openings 13 in the arm structure 8 or in the legs 8a, 8b. If these openings or openings 13 in at least one the leg 8a, 8b, but preferably suitable in both legs 8a, 8b dimensioned and arranged, the arm structure 8 acts similar to one Leaf spring with customizable spring characteristics. Best results were with the design and arrangement explained below achieved by openings 13 in the arm structure 8.
  • the openings 13 are dovetail-shaped designed and distributed equally over the circumference of both legs 8a, 8b arranged, the narrowest portions of the openings of each Kink line 10 of the arm structure 8 are facing.
  • the breakthroughs 13 open to the crease line, so that - after these openings in the outer leg 8b and in the inner leg 8a in the illustration 1, so to speak, one above the other - between each breakdown 13 in the outer leg 8b and the adjacent opening 13 there is a so-called connection gap 14 in the inner leg 8a.
  • the stepped ring combustion chamber shown here 1 the pilot burner 2 and the main burner 3 offset in the circumferential direction arranged to each other.
  • An optimal combustion chamber suspension according to the invention results when in the section plane 15 of each burner (this section plane 15 runs through the Burner 2 or 3 itself and at least through the gas turbine longitudinal axis 11) in one of the legs 8a or 8b, but preferably in both of the Leg 8a, 8b an opening 13 is provided, in this Section plane 15 also the so-called connection gap 14 comes to rest.
  • openings 13 with respect to the burners 2 it is also possible to have the openings 13 with respect to the burners 2 to be arranged offset in the circumferential direction, so that then the cutting planes 15 of the individual burners 2, 3, for example, exactly in the middle between two each other neighboring openings 13 would come to rest (not shown).
  • any other intermediate positions of the are also possible Openings 13 in the legs 8a and / or 8b with respect to the burner cutting planes 15.
  • this quotient (Number of breakthroughs) / (total number of burners) "but also assume other useful values, for example 0.5 or 1.5 but also 2 or 2.5 or 3, the integer values of this quotient taking the advantage of simple periodic ones
  • different numerical values for the quotient mentioned can be useful than in the case of stepped combustion chambers (as shown here).
  • the inner combustion chamber wall 9b has a receptacle at the end 16 for the guide vane ring adjoining the combustion chamber 1 6, so that this over the combustion chamber 1 and its advantageous Suspension is also kept in an optimal manner.

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Abstract

Die Erfindung betrifft eine Aufhängung einer ringförmigen Gasturbinen-Brennkammer im Austrittsbereich derselben an einer Gehäusewand, über eine sich an die äußere Brennkammerwand anschließende, ringförmige, geknickt ausgebildete Armstruktur, die in Bezug auf die Gasturbinen-Längsachse einen äußeren und einen inneren Schenkel aufweist. Erfindungsgemäß schließt sich an den äußeren Schenkel ein Flansch an, der über ein lösbares Verbindungselement fest mit der Gehäusewand verbunden ist. Bevorzugt weisen beide Schenkel über dem Umfang gleichartig verteilt angeordnete, schwalbenschwanzförmige Durchbrechungen auf, deren engste Abschnitte der Knicklinie der Armstruktur zugewandt und zur Knicklinie hin offen sind, so daß zwischen jeder Durchbrechung im äußeren Schenkel und der benachbarten Durchbrechung im inneren Schenkel eine Verbindungslücke vorliegt. Hierdurch ergibt sich eine Aufhängung nach Art einer Blattfeder. <IMAGE>

Description

Die Erfindung betrifft eine Aufhängung einer ringförmigen Gasturbinen-Brennkammer im Austrittsbereich derselben an einer Gehäusewand, über eine sich an die äußere Brennkammerwand anschließende, ringförmige, geknickt ausgebildete Armstruktur, die in Bezug auf die Gasturbinen-Längsachse einen äußeren und einen inneren Schenkel aufweist. Zum bekannten Stand der Technik wird beispielshalber auf die EP 0 564 172 A1 verwiesen.
Ring-Brennkammern von Gasturbinen werden üblicherweise in ihrem vorderen Endbereich durch die in den Brennkammer-Innenraum hineinragenden Brenner getragen, während sie im hinteren Endbereich, dem sog. Austrittsbereich, geeignet an einer Gehäusewand, dem sog.
Figure 00010001
combustion chamber outer casing", aufgehängt sind. Insbesondere im Falle einer effusionsgekühlten Brennkammerwand mit einer Vielzahl von Kühlluft-Durchtrittsöffnungen, den sog. Effusionslöchern, ist dafür Sorge zu tragen, daß auch der hintere Brennkammer-Wandabschnitt eine ausreichende Kühlung erfährt. Die Tragstruktur für die Aufhängung der Brennkammer darf in diesem Bereich somit die wirkungsvolle Kühlung nicht behindern. Eine Aufhängung bzw. eine Tragstruktur, die diesen Anforderungen gerecht wird, ist beispielsweise in der oben genannten EP 0 564 172 A1 gezeigt. Diese ringförmige, geknickt ausgebildete Armstruktur, die bezogen auf die Gasturbinen-Längsachse einen inneren und einen äußeren Schenkel aufweist, ist in Fachkreisen auch unter dem Begriff hair-pin" (Haarnadel) bekannt. Der innere Schenkel schließt dabei mit dem äußeren Schenkel einen spitzen Winkel ein, ebenso ist der innere Schenkel gegenüber der Brennkammerwand unter einem spitzen Winkel geneigt, wodurch sich ein keilförmiger Ringspalt zwischen innerem Schenkel und Brennkammerwand ergibt, der in Anströmrichtung des an der Außenseite der äußeren Brennkammerwand entlanggeführten Kühlluftstromes betrachtet offen ist. Auf diese Weise kann auf optimale Weise Kühlluft bis zum hintersten Ende der Brennkammerwand gelangen.
Beim bekannten Stand der Technik, bei welchem diese geknickt ausgebildete Armstruktur bzw. die sog. Haarnadel/hair-pin an der Außenwand der ringförmigen Brennkammer vorgesehen ist, stützt sich diese Brennkammer über diese Armstruktur lediglich an der die Brennkammerwand umgebenden Gehäusewand ab, wohingegen die eigentliche Befestigung der Brennkammer über die innere Wand der Ring-Brennkammer erfolgt. Dies kann zu unerwünscht großen Relativbewegungen im hinteren Endabschnitt der Brennkammerführen.
Eine demgegenüber verbesserte Brennkammer-Aufhängung aufzuzeigen, ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung.
Die Lösung dieser Aufgabe ist dadurch gekennzeichnet, daß sich an den äußeren Schenkel (der Armstruktur) ein Flansch anschließt, der über ein lösbares Verbindungselement fest mit der (die Brennkammerwand umgebenden) Gehäusewand verbunden ist.
Vorteilhafte Aus- und Weiterbildungen sind Inhalt der Unteransprüche. Bevorzugt weisen demnach beide Schenkel über dem Umfang gleichartig verteilt angeordnete, schwalbenschwanzförmige Durchbrechungen auf, deren engste Abschnitte der Knicklinie der Armstruktur zugewandt und zur Knicklinie hin offen sind, so daß zwischen jeder Durchbrechung im äußeren Schenkel und der benachbarten Durchbrechung im inneren Schenkel eine sog. Verbindungslücke vorliegt. Hierdurch ergibt sich eine vorteilhafte Aufhängung nach Art einer Blattfeder.
Näher erläutert wird die Erfindung anhand eines bevorzugten Ausführungsbeispieles. Dabei zeigt
Fig. 1
einen Teilschnitt durch eine Gasturbinen-Ring-Brennkammer mit einer erfindungsgemäßen Aufhängung,
Fig. 2
die Ansicht X aus Fig. 1 als Teil-Abwicklung der ringförmigen Armstruktur, sowie
Fig. 3
wesentliche Elemente der Ansicht A aus Fig. 1.
Mit der Bezugsziffer 1 ist eine Ring-Brennkammer einer Gasturbine bezeichnet, die hier als gestufte Brennkammer ausgebildet ist und somit neben einer Vielzahl von ringförmig angeordneten Pilot-Brennern 2 stirnseitig desweiteren ebenfalls ringförmig angeordnete Haupt-Brenner 3 aufweist. Im Austrittsbereich 4 der Brennkammer 1 - an diesen schließt sich ein eine Vielzahl von Leitschaufeln 5 tragender Leitschaufelring 6 an - ist die Brennkammer 1 an einer die gesamte Brennkammerstruktur umgebenden Gehäusewand 7 aufgehängt. Vorgesehen ist hierfür eine ringförmige, geknickt ausgebildete Armstruktur 8, die sich an den Endabschnitt der äußeren Brennkammerwand 9a anschließt. Aufgrund des Knickes entlang der ebenfalls ringförmigen sog. Knicklinie 10 besitzt diese Armstruktur 8 bezüglich der Gasturbinen-Längsachse 11 einen inneren Schenkel 8a sowie einen äußeren Schenkel 8b, die in der Knicklinie 10 aufeinandertreffen und zwischen sich einen spitzen Winkel einschließen. Ebenso liegt ein spitzer Winkel zwischen der äußeren Brennkammerwand 9a und dem inneren Schenkel 8a sowie zwischen der Gehäusewand 7 und dem äußeren Schenke 8b vor.
An das der Knicklinie 10 abgewandte Ende des äußeren Schenkels 8b schließt sich ein in radialer Richtung erstreckender Flansch 8c an, der über ein lösbares Verbindungselement 12 (in Form einer Schraube-Mutter-Verbindung) mit einem ebenfalls in radialer Richtung, d. h. senkrecht zur Gasturbinen-Längsachse 11 verlaufenden Flansch 7a der Gehäusewand 7 verbunden ist. Nachdem über dem Umfang der Brennkammer 1 bzw. der Gehäusewand 7 verteilt eine Vielzahl derartiger Verbindungselemente 12 vorgesehen sind, ist eine sichere und insbesondere unerwünschte Relativbewegungen verhindernde Aufhängung der Brennkammer 1 in deren Austrittsbereich 4 sichergestellt.
Dennoch soll eine gewisse Beweglichkeit der Brennkammer 1 gegenüber der Gehäusewand 7 gegeben sein. Ermöglicht wird diese Beweglichkeit mittels sog. Durchbrechnungen 13 in der Armstruktur 8 bzw. in den Schenkeln 8a, 8b. Werden diese Durchbrüche bzw. Durchbrechungen 13 in zumindest einem der Schenkel 8a, 8b, bevorzugt jedoch in beiden Schenkeln 8a, 8b geeignet dimensioniert und angeordnet, so wirkt die Armstruktur 8 ähnlich einer Blattfeder mit gezielt gestaltbarer Federcharakteristik. Beste Ergebnisse wurden dabei mit der im folgenden erläuterten Gestaltung und Anordnung von Durchbrechungen 13 in der Armstruktur 8 erzielt.
Wie Fig. 2 zeigt, sind die Durchbrechnungen 13 schwalbenschwanzförmig gestaltet und über dem Umfang beider Schenkel 8a, 8b gleichartig verteilt angeordnet, wobei die engsten Abschnitte der Durchbrechungen jeweils der Knicklinie 10 der Armstruktur 8 zugewandt sind. Zusätzlich sind die Durchbrechnungen 13 zur Knicklinie hin offen, so daß - nachdem diese Durchbrechungen im äußeren Schenkel 8b und im inneren Schenkel 8a bei der Darstellung nach Fig. 1 quasi übereinanderliegen - zwischen jeder Durchbrechnung 13 im äußeren Schenke 8b und der benachbarten Durchbrechung 13 im inneren Schenkel 8a eine sog. Verbindungslücke 14 vorliegt. Mit dieser Gestaltung ergibt sich zum einen eine ausreichende Weichheit, um Dehnungen der Brennkammer 1 gegenüber der Gehäusewand 7 aufzunehmen, andererseits jedoch eine ausreichende Festigkeit, um die Brennkammer 1 sicher an der Gehäusewand 7 aufzuhängen.
Wie Fig. 3 zeigt sind bei der hier dargestellten gestuften Ring-Brennkammer 1 die Pilot-Brenner 2 und die Haupt-Brenner 3 in Umfangsrichtung versetzt zueinander angeordnet. Eine optimale erfindungsgemäße Brennkammer-Aufhängung ergibt sich bei dieser Anordnung dann, wenn in der Schnittebene 15 jedes Brenners (diese Schnittebene 15 verläuft wie üblich durch den Brenner 2 bzw. 3 selbst sowie durch die Gasturbinen-Längsachse 11) zumindest in einem der Schenkel 8a bzw. 8b, bevorzugt jedoch in beiden der Schenkel 8a, 8b eine Durchbrechung 13 vorgesehen ist, wobei in dieser Schnittebene 15 auch die sog. Verbindungslücke 14 zum Liegen kommt.
Es ist jedoch auch möglich, die Durchbrechungen 13 gegenüber den Brennern 2 in Umfangsrichtung versetzt anzuordnen, so daß dann die Schnittebenen 15 der einzelnen Brenner 2, 3 bspw. exakt mittig zwischen zwei einander benachbarten Durchbrechungen 13 zum Liegen kämen (nicht gezeigt). Möglich sind jedoch auch sonstige beliebige Zwischenpositionen der Durchbrechungen 13 in den Schenkeln 8a und/oder 8b bezüglich der Brenner-Schnittebenen 15.
Beim hier dargestellten Ausführungsbeispiel ist bezüglich jeder Brenner-Schnittebene 15 in den beiden Schenkeln 8a, 8b exakt eine Durchbrechung 13 vorgesehen, d.h. ein Quotient aus der Anzahl von Durchbrechungen 13 in einem der Schenkel 8a bzw. 8b (über dessen gesamten Umfang gezählt) und der Gesamtzahl der Brenner 2, 3 und ergibt hier exakt den Wert 1". Alternativ kann dieser Quotient (Anzahl der Durchbrechungen) / (Gesamtzahl der Brenner) " aber auch andere sinnvolle Werte annehmen, so bspw. 0,5 oder 1,5 aber auch 2 oder 2,5 oder 3, wobei die ganzzahligen Werte dieses Quotienten den Vorteil der einfachen periodischen Widerholung haben. In anderen Worten ausgedrückt bedeutet dies, daß alternativ nur halb soviele Durchbrechungen 13 in den Schenkeln 8a, 8b der Armstruktur 8 vorgesehen sind als Brenner 2, 3 vorhanden sind, oder daß dreimal soviele Durchbrechungen 13 vorhanden sind, als Brenner vorgesehen sind. Insbesondere sei darauf hingewiesen, daß bei nicht gestuften Brennkammern andere Zahlenwerte für den genannten Quotienten sinnvoll sein können, als bei gestuften Brennkammern (wie hier gezeigt).
Mit der beschriebenen Konstruktion bzw. Brennkammer-Aufhängung ist eine optimale Anpassung im Hinblick auf Funktion, Gewicht und Lebensdauer der Ring-Brennkammer 1 möglich. Ein Grund hierfür liegt darin, daß durch die periodische Kraftstoffeinspritzung über die Brenner 2, 3 eine periodische mechanische Belastung der Brennkammerwände (der äußeren Brennkammerwand 9a und der inneren Brennkammerwand 9b) vorliegt, die sich in die beschriebene Aufhängung der Brennkammer 1 hinein fortsetzt. Mit dieser beschriebenen Konstruktion kann jeder Belastungsspitze die entsprechend notwendige Struktur entgegengesetzt werden. Mit den im letzten Absatz genannten Teilungsverhältnissen bzw Quotienten im Hinblick auf die Zahl der Durchbrechungen 13 bezogen auf die Anzahl der Brenner ergibt sich eine feste sich wiederholende Beziehung von thermischer/mechanischer Belastung der Brennkammer-Aufhängung in ihrer Gesamtheit sowie jeder Durchbrechung in den Schenkeln 8a, 8b aufgrund der daraus folgenden mechanischen Zustandsbedingungen.
Wie Fig. 1 zeigt, weist die innere Brennkammerwand 9b endseitig eine Aufnahme 16 für den sich an die Brennkammer 1 anschließenden Leitschaufelring 6 auf, so daß dieser über die Brennkammer 1 sowie deren vorteilhafte Aufhängung gleichfalls in optimaler Weise gehalten ist. Ferner erkennt man zwischen dem Endabschnitt der äußeren Brennkammerwand 9a, an welchen sich die erfindungsgemäße Armstruktur 8 anschließt, und dem äußeren Ring des Leitschaufelringes 6 eine umlaufende Dichtung 17, die über eine Vielzahl von Nieten 18 am Leitschaufelring 6 gehalten ist, jedoch kann dies sowie eine Vielzahl weiterer Details insbesondere konstruktiver Art durchaus abweichend vom gezeigten Ausführungsbeispiel gestaltet sein, ohne den Inhalt der Patentansprüche zu verlassen.
Bezugszeichenliste:
1
Ring-Brennkammer
2
Pilot-Brenner
3
Haupt-Brenner
4
Austrittsbereich
5
Leitschaufel
6
Leitschaufelring
7
Gehäusewand
7a
Flansch
8
Armstruktur
8a
innerer Schenkel von 8
8b
äußerer Schenkel von 8
8c
Flansch
9a
äußere Brennkammerwand
9b
innere Brennkammerwand
10
Knicklinie
11
Gasturbinen-Längsachse
12
Verbindungselement: Schraube-Mutter-Verbindung
13
Durchbrechung
14
Verbindungslücke
15
Schnittebene
16
Aufnahme
17
Dichtung
18
Niet

Claims (6)

  1. Aufhängung einer ringförmigen Gasturbinen-Brennkammer (1) im Austrittsbereich (4) derselben an einer Gehäusewand (7), über eine sich an die äußere Brennkammerwand (9a) anschließende, ringförmige, geknickt ausgebildete Armstruktur (8), die in Bezug auf die Gasturbinen-Längsachse (11) einen äußeren und einen inneren Schenkel (8b, 8a) aufweist,
    dadurch gekennzeichnet, daß sich an den äußeren Schenkel (8b) ein Flansch (8c) anschließt, der über ein lösbares Verbindungselement (12) fest mit der Gehäusewand (7) verbunden ist.
  2. Aufhängung einer ringförmigen Gasturbinen-Brennkammer nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, daß zumindest einer der Schenkel (8a, 8b) über dem Umfang verteilt angeordnete Durchbrechungen (13) aufweist.
  3. Aufhängung einer ringförmigen Gasturbinen-Brennkammer nach Anspruch 1 oder 2,
    dadurch gekennzeichnet, daß beide Schenkel (8a, 8b) über dem Umfang gleichartig verteilt angeordnete, schwalbenschwanzförmige Durchbrechungen (13) aufweisen, deren engste Abschnitte der Knicklinie (10) der Armstruktur (8) zugewandt und zur Knicklinie (10) hin offen sind, so daß zwischen jeder Durchbrechung (13) im äußeren Schenkel (8b) und der benachbarten Durchbrechung (13) im inneren Schenkel (8a) eine Verbindungslücke (14) vorliegt.
  4. Aufhängung einer ringförmigen Gasturbinen-Brennkammer nach einem der vorangegangenen Ansprüche, mit einer Vielzahl von über dem Brennkammer-Umfang gleichmäßig verteilt angeordneten Brennern (2, 3),
    dadurch gekennzeichnet, daß über den Umfang der Armstruktur (8) betrachtet die Anzahl der Durchbrechungen (13) in zumindest einem der Schenkel (8a, 8b) ein n-faches der Anzahl der Brenner (2, 3) ist, mit n = 0,5 oder 1,0 oder 1,5 oder 2,0 oder 2,5 oder 3,0 .
  5. Aufhängung einer ringförmigen Gasturbinen-Brennkammer nach einem der vorangegangenen Ansprüche, mit über dem Brennkammer-Umfang gleichmäßig verteilt sowie versetzt zueinander angeordneten Pilot-Brennern (2) und Haupt-Brennern (3),
    dadurch gekennzeichnet, daß in der Schnittebene (15) jedes Brenners (2, 3) zumindest in einem der Schenkel (8a, 8b) eine Durchbrechung (13) vorgesehen ist.
  6. Aufhängung einer ringförmigen Gasturbinen-Brennkammer nach einem der vorangegangenen Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet, daß die innere Brennkammerwand (9b) endseitig eine Aufnahme (16) für einen sich an die Brennkammer (1) anschließenden Leitschaufelring (6) aufweist.
EP98117869A 1997-10-16 1998-09-21 Aufhängung einer ringförmigen Gasturbinen-Brennkammer Expired - Lifetime EP0909924B1 (de)

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Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2825785B1 (fr) 2001-06-06 2004-08-27 Snecma Moteurs Liaison de chambre de combustion cmc de turbomachine en deux parties
FR2825783B1 (fr) * 2001-06-06 2003-11-07 Snecma Moteurs Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine par pattes brasees
FR2825787B1 (fr) * 2001-06-06 2004-08-27 Snecma Moteurs Montage de chambre de combustion cmc de turbomachine par viroles de liaison souples
FR2825781B1 (fr) 2001-06-06 2004-02-06 Snecma Moteurs Montage elastique de chambre ce combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique
FR2825784B1 (fr) 2001-06-06 2003-08-29 Snecma Moteurs Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine utilisant les trous de dilution
FR2825782A1 (fr) * 2001-06-06 2002-12-13 Snecma Moteurs Montage flottant radial de chambre de combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique
SE519323C2 (sv) * 2001-06-28 2003-02-11 Volvo Aero Ab Moduluppbyggd gasturbin
FR2829228B1 (fr) * 2001-08-28 2005-07-15 Snecma Moteurs Chambre de combustion annulaire a double tete etagee
FR2840974B1 (fr) * 2002-06-13 2005-12-30 Snecma Propulsion Solide Anneau d'etancheite pour cahmbre de combustion et chambre de combustion comportant un tel anneau
US7025563B2 (en) * 2003-12-19 2006-04-11 United Technologies Corporation Stator vane assembly for a gas turbine engine
US7229247B2 (en) * 2004-08-27 2007-06-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Duct with integrated baffle
FR2890156A1 (fr) * 2005-08-31 2007-03-02 Snecma Chambre de combustion d'une turbomachine
US7909570B2 (en) * 2006-08-25 2011-03-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Interturbine duct with integrated baffle and seal
FR2913051B1 (fr) * 2007-02-28 2011-06-10 Snecma Etage de turbine dans une turbomachine
US8511089B2 (en) * 2009-07-31 2013-08-20 Rolls-Royce Corporation Relief slot for combustion liner
EP2397762A1 (de) * 2010-06-17 2011-12-21 Siemens Aktiengesellschaft Dämpfvorrichtung zum Dämpfen von Druckschwingungen in einer Brennkammer einer Turbine
DE102015212573A1 (de) * 2015-07-06 2017-01-12 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammer mit integriertem Turbinenvorleitrad sowie Verfahren zu deren Herstellung

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0564172A1 (de) 1992-03-30 1993-10-06 General Electric Company Dualringbrennkamer

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2702987A (en) * 1952-06-11 1955-03-01 Nicolin Curt Rene Expansible element for connecting pipes of different diameters
US3670497A (en) * 1970-09-02 1972-06-20 United Aircraft Corp Combustion chamber support
GB1578474A (en) * 1976-06-21 1980-11-05 Gen Electric Combustor mounting arrangement
FR2402068A1 (fr) * 1977-09-02 1979-03-30 Snecma Chambre de combustion anti-pollution
US4191011A (en) * 1977-12-21 1980-03-04 General Motors Corporation Mount assembly for porous transition panel at annular combustor outlet
US4483149A (en) * 1982-05-20 1984-11-20 United Technologies Corporation Diffuser case for a gas turbine engine
US5323605A (en) * 1990-10-01 1994-06-28 General Electric Company Double dome arched combustor
US5161940A (en) * 1991-06-21 1992-11-10 Pratt & Whitney Canada, Inc. Annular support
CA2070518C (en) * 1991-07-01 2001-10-02 Adrian Mark Ablett Combustor dome assembly
US5333443A (en) * 1993-02-08 1994-08-02 General Electric Company Seal assembly
FR2723177B1 (fr) * 1994-07-27 1996-09-06 Snecma Chambre de combustion comportant une double paroi
DE19600837A1 (de) * 1996-01-12 1997-07-17 Bmw Rolls Royce Gmbh Axial gestufte Ring-Brennkammer einer Gasturbine
US5619855A (en) * 1995-06-07 1997-04-15 General Electric Company High inlet mach combustor for gas turbine engine

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0564172A1 (de) 1992-03-30 1993-10-06 General Electric Company Dualringbrennkamer

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