EP1351022A2 - Mischluftloch in Gasturbinenbrennkammer mit Brennkammerschindeln - Google Patents

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EP1351022A2 EP03001782A EP03001782A EP1351022A2 EP 1351022 A2 EP1351022 A2 EP 1351022A2 EP 03001782 A EP03001782 A EP 03001782A EP 03001782 A EP03001782 A EP 03001782A EP 1351022 A2 EP1351022 A2 EP 1351022A2
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air hole
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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 gas turbine combustor with combustion chamber shingles, with the combustion chamber shingles on a support structure of the gas turbine combustion chamber are attached and each have at least one mixed air hole, which arranged in alignment with a mixed air hole in the supporting structure is.
  • the constructions known from the prior art are formed so that the diameter of the mixed air hole Support structure (shingle support) at most slightly larger is than the diameter of the mixed air hole of the combustion chamber shingle.
  • the difference in size is used in the prior art just to make sure that the worst possible combination of all manufacturing and assembly tolerances the edge of the Mixing air hole of the combustion chamber shingle not from the edge of the Mixed air hole of the support structure is towered over.
  • the object of the invention is a gas turbine combustion chamber with combustion chamber shingles of the type mentioned To create kind, which with simple construction, simpler, less expensive Manufacturability and easy assembly a high Has lifespan and overheating of the entire construction avoids.
  • the diameter of the Mixed air hole of the support structure is significantly larger than that Diameter of the mixed air hole in the combustion chamber shingle.
  • the configuration according to the invention is characterized by a A number of significant advantages.
  • Diameter of the mixed air hole of the support structure and the Mixing air hole of the combustion chamber shingle can be achieved that due to the strong back pressure on the thickened edge of the Combustion chamber shingle when there is a gap between the Combustion chamber shingle and the supporting structure, which by a Overheating of the clapboard is caused, additional Cooling air from the mixed air hole into the interior of the shingle flows and thus intensifies the cooling of the combustion chamber shingle.
  • Adaptive cooling is thus implemented according to the invention, in which the amount of cooling air automatically depends on the temperature load the combustion chamber shingle is adjusted.
  • the effusion holes can be on the back the surface of the combustion chamber shingle or in the edge of the shingle begin, being on the inside of the shingle or the Support structure facing side can enter.
  • the effusion holes end on the surface of the combustion chamber shingle or on the inside of the mixed air hole in the combustion chamber shingle.
  • the effusion holes can be without or with a peripheral component around the axis of the mixed air hole. Hot gas side the combustion chamber shingle.
  • the amount of cooling air in the initial state the gas turbine combustion chamber can be selected that it is just sufficient for normal operation.
  • the maximum amount of air thus stands for the reduction of harmful gas to disposal.
  • the Combustion chamber shingle is subjected to greater thermal stress automatically increases the cooling, so that a long-lasting and safe operation is possible.
  • Fig. 1 shows a schematic side sectional view of a gas turbine combustor known from the prior art.
  • a cover 1 of a combustion chamber head is shown.
  • Reference number 2 denotes a base plate
  • Combustion chamber shingles are identified by reference number 3.
  • the combustion chamber shingles 3 have mixed air holes 4 and are attached to a support structure 6.
  • With the reference symbol 5 is a heat shield with a hole for a burner Designated 8.
  • a turbine guide vane is located at the outlet of the combustion chamber 9 is shown schematically.
  • the reference number 10 denotes a guide vane in the compressor outlet.
  • On Combustion chamber outer casing 11 and a combustion chamber inner casing 12 limits the combustion chamber.
  • Fig. 2a and 2b show the design of a mixed air hole 4 of the combustion chamber shingle 3 and a corresponding one Mixed air hole of the support structure 6 according to the prior art. It can be seen that the diameter 13 of the Mixed air hole of the support structure 6 is slightly larger, than the diameter 14 of the mixed air hole 4 of the combustion chamber shingle 3. From Fig. 2b it can be seen that the air flow 15 in the mixed air hole 4, additional air from the interior of the shingle draws.
  • Figures 3a and 3b show the configuration according to the invention in an analogous representation to Figs. 2a and 2b. It can be seen that the diameter 13 of the mixed air hole of the Support structure 6 is clearer or significantly larger than that Diameter 14 of the mixed air hole 4 of the combustion chamber shingle 3. From Fig. 3b it can be seen that a dynamic pressure of the Air flow 15 for an additional inflow of cooling air leads into the interior of the shingle as soon as there is a gap forms between the support structure 6 and the shingle edge 7.
  • Fig. 4a shows a partial area in an enlarged view a combustion chamber shingle according to the invention 3 it can be seen that by the shingle edge 7 in the area of the mixed air hole 4 additional effusion holes 16 are provided are to cool air from the shingle interior to feed the combustion chamber shingle 3.
  • the effusion holes 16 in different orientations be arranged to the level of the combustion chamber shingle 3.
  • the Effusion hole 16a is arranged at a very shallow angle, while the effusion holes 16b and 16d extend through the Shingle edge 7 extend and at a larger angle to Main plane of the combustion chamber shingle 3 are aligned.
  • the Effusion hole 16e extends almost perpendicular to the main plane the combustion chamber shingle 3 and flows through the edge of the shingle 7th
  • Fig. 4b shows two different versions of the effusion holes 16 in the top view of the mixed air hole 4 of the combustion chamber shingle 3.
  • the effusion holes are each arranged radially (regardless of the respective angle of inclination according to Fig. 4a), while in the right figure of Fig. 4b an additional Tangential components around the axis of the mixed air hole or a tangential arrangement of the effusion holes 16 is realized is. This enables particularly efficient cooling respectively.

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Abstract

Die Erfindung bezieht sich auf eine Gasturbinenbrennkammer mit Brennkammerschindeln, wobei die Brennkammerschindeln 3 an einer Tragstruktur 6 der Gasturbinenbrennkammer befestigt sind und jeweils zumindest ein Mischluftloch 4 aufweisen, welches fluchtend zu einem Mischluftloch der Tragstruktur 6 angeordnet sind, dadurch gekennzeichnet, dass der Durchmesser des Mischluftlochs der Tragstruktur 6 erheblich größer ist, als der Durchmesser 14 des Mischluftlochs 4 der Brennkammerschindel 3. <IMAGE>

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Gasturbinenbrennkammer mit Brennkammerschindeln, wobei die Brennkammerschindeln an einer Tragstruktur der Gasturbinenbrennkammer befestigt sind und jeweils zumindest ein Mischluftloch aufweisen, welches fluchtend zu einem Mischluftloch der Tragstruktur angeordnet ist.
Aus dem Stand der Technik ist es bekannt, Schindeln in Gasturbinenbrennkammern einzusetzen, um die Trag- und Dichtstruktur vor der intensiven Wärmeeinstrahlung der Flamme zu schützen. Die Tragstruktur bleibt dadurch relativ kühl und behält ihre mechanische Festigkeit. Demgemäß ist es erforderlich, Mischluft durch ein Mischluftloch in der Tragstruktur sowie durch ein Mischluftloch der Brennkammerschindel von außen von einem Ringkanal nach innen in die Brennkammer zu führen.
Derartige Konstruktionen sind beispielsweise aus der US 6,145,319 oder EP 972 992 A2 bekannt.
Die aus dem Stand der Technik bekannten Konstruktionen sind so ausgebildet, dass der Durchmesser des Mischluftloches der Tragstruktur (Schindelträger) höchstens geringfügig größer ist, als der Durchmesser des Mischluftlochs der Brennkammerschindel. Der Größenunterschied dient beim Stand der Technik nur dazu, sicherzustellen, dass bei der ungünstigsten Kombination aller Fertigungs- und Montagetoleranzen der Rand des Mischluftlochs der Brennkammerschindel nicht vom Rand des Mischluftlochs der Tragstruktur überragt wird.
Falls nun während des Betriebes ein Spalt zwischen dem Schindelrand und der Tragstruktur auftritt, entweicht durch diesen wegen der großen Druckdifferenz zwischen dem Schindelinnenraum und dem Mischluftloch relativ viel Kühlluft.
Um zu verhindern, dass durch die dabei auftretende Überhitzung die Brennkammerschindel vorzeitig versagt, muss deutlich mehr Kühlluft durch die Brennkammerschindel geleitet werden. Diese zusätzliche Kühlluft steht somit nicht mehr für eine Verbesserung der Brennstoffaufbereitung und der damit verbundenen Stickoxidemissionsverminderung zur Verfügung.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, eine Gasturbinenbrennkammer mit Brennkammerschindeln der eingangs genannten Art zu schaffen, welche bei einfachem Aufbau, einfacher, kostengünstiger Herstellbarkeit und einfacher Montage eine hohe Lebensdauer aufweist und Überhitzungen der gesamten Konstruktion vermeidet.
Erfindungsgemäß wird die Aufgabe durch die Merkmalskombination des Hauptanspruchs gelöst, die Unteransprüche zeigen weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.
Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass der Durchmesser des Mischluftlochs der Tragstruktur deutlich größer ist, als der Durchmesser des Mischluftlochs der Brennkammerschindel.
Die erfindungsgemäße Ausgestaltung zeichnet sich durch eine Reihe erheblicher Vorteile aus.
Durch die erfindungsgemäße Wahl der Durchmesserverhältnisse steht der Schindelrand, von der Außenseite der Tragstruktur aus gesehen, deutlich sichtbar in den freien Durchmesser des Mischluftloches vor. Hierdurch bildet sich ein Staudruck auf dem verdickten Schindelrand. Weiterhin wird der Durchflusskoeffizient des Mischluftloches erhöht. Tritt nun im Betrieb ein Spalt zwischen dem Schindelrand und dem der Tragstruktur auf, dann wirkt der oben genannte Staudruck einem Ausströmen von Kühlluft aus dem Schindelinnenraum entgegen. Bei entsprechender Wahl des Durchmessers des Mischluftloches der Tragstruktur ist der Staudruck auf dem Schindelrand gleich dem Druck im Schindelinnenraum. Somit wird ein Ausströmen von Kühlluft aus dem Schindelinnenraum gänzlich verhindert.
Erfindungsgemäß kann bei einer entsprechenden Abstimmung der Durchmesser des Mischluftlochs der Tragstruktur und des Mischluftlochs der Brennkammerschindel erreicht werden, dass durch den starken Staudruck auf dem verdickten Rand der Brennkammerschindel beim Auftreten eines Spalts zwischen der Brennkammerschindel und der Tragstruktur, welcher durch eine Überhitzung der Schindel hervorgerufen wird, zusätzliche Kühlluft aus dem Mischluftloch in den Schindelinnenraum fließt und damit die Kühlung der Brennkammerschindel intensiviert.
Erfindungsgemäß ist somit eine adaptive Kühlung realisiert, bei welcher die Kühlluftmenge selbsttätig an die Temperaturbelastung der Brennkammerschindel angepasst wird.
Erfindungsgemäß wird der verdickte Rand der Brennkammerschindel durch ein gesondertes Muster von Effusionslöchern gekühlt. Die Effusionslöcher können dabei auf der Rückseite der Oberfläche der Brennkammerschindel oder im Schindelrand beginnen, wobei sie auf der dem Schindelinnenraum oder der Tragstruktur zugewandten Seite eintreten können. Die Effusionslöcher enden auf der Oberfläche der Brennkammerschindel oder an der Innenseite des Mischluftlochs der Brennkammerschindel. Die Effusionslöcher können ohne oder mit einer Umfangskomponente um die Achse des Mischluftloches zur. Heißgasseite der Brennkammerschindel verlaufen.
Es ergibt sich somit, dass die Kühlluftmenge im Ausgangszustand der Gasturbinenbrennkammer so gewählt werden kann, dass sie für den normalen Betrieb gerade ausreichend ist. Somit steht die maximale Luftmenge für die Schadgasreduzierung zur Verfügung. In Extremsituationen, bei denen die Brennkammerschindel thermisch stärker belastet wird, wird selbsttätig die Kühlung erhöht, sodass ein langanhaltender und sicherer Betrieb möglich ist.
Im Folgenden wird die Erfindung anhand eines Ausführungsbeispiels in Verbindung mit der Zeichnung beschrieben. Dabei zeigt:
Abb. 1
eine schematische Schnittansicht einer Gasturbinenbrennkammer mit Brennkammerschindeln gemäß dem Stand der Technik,
Abb. 2a
eine Schnittansicht durch eine Brennkammerschindel nach dem Stand der Technik,
Abb. 2b
eine Detailansicht des Details 2b von Abb. 2a,
Abb. 3a
eine Schnittansicht, analog Abb. 2a einer erfindungsgemäßen Ausgestaltung einer Brennkammerschindel,
Abb. 3b
eine Detailansicht des Details 3b von Abb. 3a,
Abb. 4a
eine Detaildarstellung des Brennkammerschindelrandes analog zu der Darstellung der Abb. 3a, und
Abb. 4b
Darstellungen des Randbereichs eines erfindungsgemäßen Mischluftloches in Draufsicht mit unterschiedlicher Anordnung von Effusionslöchern.
Die Abb. 1 zeigt eine schematische Seiten-Schnittansicht einer aus dem Stand der Technik bekannten Gasturbinenbrennkammer. Dabei ist eine Abdeckung 1 eines Brennkammerkopfes dargestellt. Das Bezugszeichen 2 bezeichnet eine Grundplatte, Brennkammerschindeln sind mit dem Bezugszeichen 3 bezeichnet. Die Brennkammerschindeln 3 weisen Mischluftlöcher 4 auf und sind an einer Tragstruktur 6 befestigt. Mit dem Bezugszeichen 5 ist ein Hitzeschild mit einem Loch für einen Brenner 8 bezeichnet. Am Auslauf der Brennkammer ist eine Turbinenleitschaufel 9 schematisch dargestellt. Das Bezugszeichen 10 bezeichnet eine Leitschaufel im Verdichterauslass. Ein Brennkammeraußengehäuse 11 und ein Brennkammerinnengehäuse 12 begrenzt die Brennkammer.
Die Abb. 2a und 2b zeigen die Ausgestaltung eines Mischluftlochs 4 der Brennkammerschindel 3 sowie eines entsprechenden Mischluftloches der Tragstruktur 6 gemäß dem Stand der Technik. Dabei ist ersichtlich, dass der Durchmesser 13 des Mischluftlochs der Tragstruktur 6 geringfügig größer ist, als der Durchmesser 14 des Mischluftlochs 4 der Brennkammerschindel 3. Aus Abb. 2b ist ersichtlich, dass die Luftströmung 15 im Mischluftloch 4 zusätzlich Luft aus dem Schindelinnenraum zieht.
Die Abb. 3a und 3b zeigen die erfindungsgemäße Ausgestaltung in analoger Darstellung zu den Abb. 2a und 2b. Dabei ist ersichtlich, dass der Durchmesser 13 des Mischluftlochs der Tragstruktur 6 deutlicher oder erheblich größer ist, als der Durchmesser 14 des Mischluftlochs 4 der Brennkammerschindel 3. Aus der Abb. 3b ist ersichtlich, dass ein Staudruck der Luftströmung 15 zu einem zusätzlichen Einströmen von Kühlluft in den Schindelinnenraum führt, sobald sich ein Spalt zwischen der Tragstruktur 6 und dem Schindelrand 7 bildet.
Die Abb. 4a zeigt in vergrößerter Darstellung einen Teilbereich einer erfindungsgemäßen Brennkammerschindel 3. Dabei ist ersichtlich, dass durch den Schindelrand 7 im Bereich des Mischluftlochs 4 zusätzliche Effusionslöcher 16 vorgesehen sind, um Kühlluft aus dem Schindelinnenraum zur Kühlung der Brennkammerschindel 3 zuzuführen. Wie ersichtlich, können die Effusionslöcher 16 in unterschiedlicher Ausrichtung zu der Ebene der Brennkammerschindel 3 angeordnet sein. Das Effusionsloch 16a ist mit einem sehr flachen Winkel angeordnet, während die Effusionslöcher 16b und 16d sich durch den Schindelrand 7 erstrecken und in einem größeren Winkel zur Hauptebene der Brennkammerschindel 3 ausgerichtet sind. Das Effusionsloch 16e erstreckt nahezu senkrecht zur Hauptebene der Brennkammerschindel 3 und durchströmt den Schindelrand 7.
Die Abb. 4b zeigt zwei unterschiedliche Ausführungsvarianten der Effusionslöcher 16 in der Draufsicht auf das Mischluftloch 4 der Brennkammerschindel 3. In der linken Figur der Abb. 4b sind die Effusionslöcher jeweils radial angeordnet (unabhängig von dem jeweiligen Neigungswinkel gemäß Abb. 4a), während in der rechten Figur der Abb. 4b zusätzlich eine Tangentialkomponenten um die Achse des Mischluftloches oder eine tangentiale Anordnung der Effusionslöcher 16 realisiert ist. Hierdurch kann eine besonders effiziente Kühlung erfolgen.
Die Erfindung ist nicht auf die gezeigten Ausführungsbeispiele beschränkt, vielmehr ergeben sich im Rahmen der Er-findung vielfältige Abwandlungs- und Modifikationsmöglichkeiten.
Bezugszeichenliste
1
Abdeckung des Brennkammerkopfes
2
Grundplatte
3
Brennkammerschindel
4
Mischluftloch
5
Hitzeschild (mit Loch für Brenner)
6
Tragstruktur
7
Schindelrand
8
Brenner (mit Brennerarm und Drallerzeuger)
9
Turbinenleitschaufel
10
Leitschaufel im Verdichterauslass
11
Brennkammeraußengehäuse
12
Brennkammerinnengehäuse
13
Durchmesser des Mischluftlochs in der Tragstruktur 6
14
Durchmesser des Mischluftlochs 4 in der Schindel 3
15
Luftströmung im Mischluftloch 4
16
Effusionsloch

Claims (10)

  1. Gasturbinenbrennkammer mit Brennkammerschindeln, wobei die Brennkammerschindeln (3) an einer Tragstruktur (6) der Gasturbinenbrennkammer befestigt sind und jeweils zumindest ein Mischluftloch (4) aufweisen, welches fluchtend zu einem Mischluftloch der Tragstruktur (6) angeordnet sind, dadurch gekennzeichnet, dass der Durchmesser des Mischluftlochs der Tragstruktur (6) erheblich größer ist, als der Durchmesser (14) des Mischluftlochs (4) der Brennkammerschindel (3).
  2. Gasturbinenbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Durchmesser des Mischluftlochs der Tragstruktur (6) um 15 % bis 25 % größer ist, als der Durchmesser (14) des Mischluftlochs (4) der Brennkammerschindel (3).
  3. Gasturbinenbrennkammer nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennkammerschindel (3) an ihrem Schindelrand (7) nicht abgedichtet an der Tragstruktur (6) anliegt.
  4. Gasturbinenbrennkammer nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass am Schindelrand (7) eine Spaltbildung zur Tragstruktur (6) ermöglicht ist.
  5. Gasturbinenbrennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass an dem Schindelrand (7) Effusionslöcher (16) zur Verbindung mit dem Schindelinnenraum vorgesehen sind.
  6. Gasturbinenbrennkammer nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Effusionslöcher (16) im Schindelrand (7) ausgebildet sind.
  7. Gasturbinenbrennkammer nach einem der Ansprüche 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Effusionslöcher (16) in der Brennkammerschindel (3) ausgebildet sind.
  8. Gasturbinenbrennkammer nach einem der Ansprüche 5 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Effusionslöcher (16) radial zu dem Mischluftloch (4) angeordnet sind.
  9. Gasturbinenbrennkammer nach einem der Ansprüche 5 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Effusionslöcher (16) tangential zu dem Mischluftloch (4) angeordnet sind.
  10. Gasturbinenbrennkammer nach einem der Ansprüche 5 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Effusionslöcher (16) sowohl eine radiale als auch eine tangentiale Komponente zur Achse des Mischluftloches (4) besitzen.
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Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2172708A3 (de) * 2008-10-01 2014-05-14 United Technologies Corporation Strukturen mit adaptiver Kühlung
EP2738470A1 (de) * 2012-11-28 2014-06-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Schindelbefestigungsanordnung einer Gasturbinenbrennkammer
EP2971668A4 (de) * 2013-03-12 2016-03-02 United Technologies Corp Aktive kühlung von tüllenstutzen für eine brennkammerplatte eines gasturbinenmotors
EP3077727A4 (de) * 2013-12-06 2016-12-07 United Technologies Corp Kühlung eines löschöffnungskörpers einer brennkammerwand
EP3306196A1 (de) * 2016-10-06 2018-04-11 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Brennkammeranordnung einer gasturbine sowie fluggasturbine
EP3431875A1 (de) * 2017-07-19 2019-01-23 United Technologies Corporation Verdünnungslöcher für gasturbinenmotoren
US11137140B2 (en) 2017-10-04 2021-10-05 Raytheon Technologies Corporation Dilution holes with ridge feature for gas turbine engines

Families Citing this family (41)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1250906C (zh) * 2001-09-07 2006-04-12 阿尔斯托姆科技有限公司 减小燃气轮机装置中的燃烧室脉动的减振装置
EP1507116A1 (de) * 2003-08-13 2005-02-16 Siemens Aktiengesellschaft Hitzeschildanordnung für eine ein Heissgas führende Komponente, insbesondere für eine Brennkammer einer Gasturbine
US7140185B2 (en) * 2004-07-12 2006-11-28 United Technologies Corporation Heatshielded article
US8161752B2 (en) * 2008-11-20 2012-04-24 Honeywell International Inc. Combustors with inserts between dual wall liners
EP2463582B1 (de) 2010-12-10 2019-06-19 Rolls-Royce plc Brennkammer
US9062884B2 (en) 2011-05-26 2015-06-23 Honeywell International Inc. Combustors with quench inserts
GB201116608D0 (en) * 2011-09-27 2011-11-09 Rolls Royce Plc A method of operating a combustion chamber
US9038395B2 (en) 2012-03-29 2015-05-26 Honeywell International Inc. Combustors with quench inserts
US9174309B2 (en) 2012-07-24 2015-11-03 General Electric Company Turbine component and a process of fabricating a turbine component
DE102012015452A1 (de) * 2012-08-03 2014-04-24 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammerwand mit Mischluftöffnungen und Luftleitelementen
DE102012022199A1 (de) 2012-11-13 2014-05-28 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerschindel einer Gasturbine
DE102012022259A1 (de) 2012-11-13 2014-05-28 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerschindel einer Gasturbine sowie Verfahren zu deren Herstellung
US20150354819A1 (en) * 2013-01-16 2015-12-10 United Technologies Corporation Combustor Cooled Quench Zone Array
US9228747B2 (en) * 2013-03-12 2016-01-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor for gas turbine engine
US9651258B2 (en) 2013-03-15 2017-05-16 Rolls-Royce Corporation Shell and tiled liner arrangement for a combustor
US11112115B2 (en) * 2013-08-30 2021-09-07 Raytheon Technologies Corporation Contoured dilution passages for gas turbine engine combustor
EP3922829B1 (de) * 2013-09-16 2023-11-08 RTX Corporation Gasturbinenbrennkammerwandung mit kühlungslöchern durch eine transversale struktur
EP3047128B1 (de) 2013-09-16 2018-10-31 United Technologies Corporation Kontrollierte variation des druckabfalls durch effusionskühlung in einer doppelwandigen brennkammer eines gasturbinentriebwerks
DE102013223258A1 (de) 2013-11-14 2015-06-03 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerhitzeabschirmelement einer Gasturbine
US10502422B2 (en) * 2013-12-05 2019-12-10 United Technologies Corporation Cooling a quench aperture body of a combustor wall
EP3077640B1 (de) * 2013-12-06 2021-06-02 Raytheon Technologies Corporation Brennkammerlöschöffnungskühlung
WO2015147929A2 (en) * 2013-12-20 2015-10-01 United Technologies Corporation Cooling an aperture body of a combustor wall
DE102014204466A1 (de) 2014-03-11 2015-10-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammer einer Gasturbine
DE102014204472A1 (de) 2014-03-11 2015-09-17 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerschindel einer Gasturbine
DE102014222320A1 (de) 2014-10-31 2016-05-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerwand einer Gasturbine mit Kühlung für einen Mischluftlochrand
US10788212B2 (en) * 2015-01-12 2020-09-29 General Electric Company System and method for an oxidant passageway in a gas turbine system with exhaust gas recirculation
US10094564B2 (en) 2015-04-17 2018-10-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor dilution hole cooling system
EP3139090B1 (de) 2015-09-04 2018-06-13 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Baugruppe mit einer brennkammerschindel für eine gasturbine
DE102015217161A1 (de) 2015-09-04 2017-03-09 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Baugruppe mit einer Brennkammerschindel für eine Gasturbine
DE102016222099A1 (de) 2016-11-10 2018-05-17 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammer einer Gasturbine
US11268438B2 (en) 2017-09-15 2022-03-08 General Electric Company Combustor liner dilution opening
US11255543B2 (en) 2018-08-07 2022-02-22 General Electric Company Dilution structure for gas turbine engine combustor
US11339966B2 (en) 2018-08-21 2022-05-24 General Electric Company Flow control wall for heat engine
US11029027B2 (en) 2018-10-03 2021-06-08 Raytheon Technologies Corporation Dilution/effusion hole pattern for thick combustor panels
US11391460B2 (en) * 2019-07-16 2022-07-19 Raytheon Technologies Corporation Effusion cooling for dilution/quench hole edges in combustor liner panels
US11371701B1 (en) 2021-02-03 2022-06-28 General Electric Company Combustor for a gas turbine engine
US11560837B2 (en) 2021-04-19 2023-01-24 General Electric Company Combustor dilution hole
US11572835B2 (en) 2021-05-11 2023-02-07 General Electric Company Combustor dilution hole
US11774098B2 (en) 2021-06-07 2023-10-03 General Electric Company Combustor for a gas turbine engine
US11959643B2 (en) 2021-06-07 2024-04-16 General Electric Company Combustor for a gas turbine engine
US11885495B2 (en) 2021-06-07 2024-01-30 General Electric Company Combustor for a gas turbine engine including a liner having a looped feature

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0972992A2 (de) 1998-07-16 2000-01-19 General Electric Company Brennkammerwand

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1055234A (en) * 1963-04-30 1967-01-18 Hitachi Ltd Ultra-high temperature combustion chambers
US4132066A (en) * 1977-09-23 1979-01-02 United Technologies Corporation Combustor liner for gas turbine engine
JPS5857658B2 (ja) * 1980-04-02 1983-12-21 工業技術院長 セラミツクスによる高熱曝露壁面の熱遮断構造
GB2087065B (en) * 1980-11-08 1984-11-07 Rolls Royce Wall structure for a combustion chamber
US4653279A (en) * 1985-01-07 1987-03-31 United Technologies Corporation Integral refilmer lip for floatwall panels
GB8703101D0 (en) * 1987-02-11 1987-03-18 Secr Defence Gas turbine engine combustion chambers
US5687572A (en) * 1992-11-02 1997-11-18 Alliedsignal Inc. Thin wall combustor with backside impingement cooling
GB9803291D0 (en) 1998-02-18 1998-04-08 Chapman H C Combustion apparatus
EP1022437A1 (de) * 1999-01-19 2000-07-26 Siemens Aktiengesellschaft Bauteil zur Verwendung in einer thermischen Machine
GB9919981D0 (en) * 1999-08-24 1999-10-27 Rolls Royce Plc Combustion apparatus
GB9926257D0 (en) * 1999-11-06 2000-01-12 Rolls Royce Plc Wall elements for gas turbine engine combustors
GB2368902A (en) * 2000-11-11 2002-05-15 Rolls Royce Plc A double wall combustor arrangement
US6606861B2 (en) 2001-02-26 2003-08-19 United Technologies Corporation Low emissions combustor for a gas turbine engine
GB2373319B (en) * 2001-03-12 2005-03-30 Rolls Royce Plc Combustion apparatus
GB2384046B (en) * 2002-01-15 2005-07-06 Rolls Royce Plc A double wall combuster tile arrangement

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0972992A2 (de) 1998-07-16 2000-01-19 General Electric Company Brennkammerwand
US6145319A (en) 1998-07-16 2000-11-14 General Electric Company Transitional multihole combustion liner

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2172708A3 (de) * 2008-10-01 2014-05-14 United Technologies Corporation Strukturen mit adaptiver Kühlung
US9587832B2 (en) 2008-10-01 2017-03-07 United Technologies Corporation Structures with adaptive cooling
EP2738470A1 (de) * 2012-11-28 2014-06-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Schindelbefestigungsanordnung einer Gasturbinenbrennkammer
US9341372B2 (en) 2012-11-28 2016-05-17 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Tile fastening arrangement of a gas-turbine combustion chamber
EP2971668A4 (de) * 2013-03-12 2016-03-02 United Technologies Corp Aktive kühlung von tüllenstutzen für eine brennkammerplatte eines gasturbinenmotors
EP3077727A4 (de) * 2013-12-06 2016-12-07 United Technologies Corp Kühlung eines löschöffnungskörpers einer brennkammerwand
EP3306196A1 (de) * 2016-10-06 2018-04-11 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Brennkammeranordnung einer gasturbine sowie fluggasturbine
US10712006B2 (en) 2016-10-06 2020-07-14 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Combustion chamber arrangement of a gas turbine and aircraft gas turbine
EP3431875A1 (de) * 2017-07-19 2019-01-23 United Technologies Corporation Verdünnungslöcher für gasturbinenmotoren
US10408453B2 (en) 2017-07-19 2019-09-10 United Technologies Corporation Dilution holes for gas turbine engines
US11137140B2 (en) 2017-10-04 2021-10-05 Raytheon Technologies Corporation Dilution holes with ridge feature for gas turbine engines

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