EP1413831A1 - Ringbrennkammern für eine Gasturbine und Gasturbine - Google Patents

Ringbrennkammern für eine Gasturbine und Gasturbine Download PDF

Info

Publication number
EP1413831A1
EP1413831A1 EP02023471A EP02023471A EP1413831A1 EP 1413831 A1 EP1413831 A1 EP 1413831A1 EP 02023471 A EP02023471 A EP 02023471A EP 02023471 A EP02023471 A EP 02023471A EP 1413831 A1 EP1413831 A1 EP 1413831A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
combustion chamber
lining element
hooking means
annular combustion
axial direction
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP02023471A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Peter Tiemann
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
Priority to EP02023471A priority Critical patent/EP1413831A1/de
Priority to US10/672,510 priority patent/US6938424B2/en
Priority to JP2003357231A priority patent/JP4347657B2/ja
Priority to CNB2003101024611A priority patent/CN100532947C/zh
Publication of EP1413831A1 publication Critical patent/EP1413831A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F23M5/00—Casings; Linings; Walls
    • F23M5/02—Casings; Linings; Walls characterised by the shape of the bricks or blocks used
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F23M5/00—Casings; Linings; Walls
    • F23M5/04—Supports for linings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing

Definitions

  • the invention relates to an annular combustion chamber for a gas turbine, the annular combustion chamber extending along an axial direction, including a combustion chamber and having on its inner side facing the combustion chamber a supporting structure on which a lining element attached to this lines the annular combustion chamber.
  • gas turbines are widely used to convert fossil energies into electrical energy in connection with a generator.
  • the fuel is mixed with compressed air and fed to a combustion chamber in which it is burned.
  • the resulting working medium flows along a hot gas duct past several turbine stages.
  • Each turbine stage consists of a large number of guide and rotor blades arranged separately in two rings.
  • the guide vanes are attached to a fixed stator and the rotor blades to a rotor that drives the generator.
  • the combustion chamber is located in a combustion chamber, which is lined with heat-resistant lining elements.
  • Lining elements of a combustion chamber in the sense of the invention are liners and further components which delimit the combustion chamber and which are arranged in a combustion chamber and are exposed to the hot gas.
  • the combustion chamber is lined with a plurality of lining elements which are adjacent to one another in the axial direction and in the circumferential direction of the turbine shaft.
  • a liner is known from US Pat. No. 4,614,082.
  • a combustion chamber is shown in FIG. 2, which has a plurality of liners.
  • the adjacent liners overlap in such a way that the flow in the direction of the Working medium seen front liner with its end covering the beginning of the following liner. This also applies to the liners following in the direction of flow of the working medium, which thus form a sequence of overlapping liners.
  • the required stiffness of a liner in relation to the conditions prevailing in the combustion chamber is produced by a side wall running in the circumferential direction, which extends over the entire width of the liner. This side wall of the liner is arranged on the rear side facing away from the hot gas. It extends away from it and bends further in the axial direction in order to reach behind adjacent liners.
  • closed, cooled ring combustion chambers are lined with liners which are provided on their rear side facing away from the hot gas with side walls extending in the axial direction.
  • the liners themselves are very stiff due to their side walls, which is necessary due to the conditions prevailing in the combustion chamber.
  • the rails carrying the liners, which are arranged within the annular combustion chamber, can therefore be made softer.
  • the liner also has its own rigidity due to the side wall. This rigidity, in conjunction with the temperature fluctuations caused by the start-up of the gas turbine, the operation and the shutdown, cause tension between the support structure and the liner, which make it more difficult to remove the lining element from the annular combustion chamber. It is also important to note that the lining elements must withstand the static and dynamic pressures prevailing in the combustion chamber.
  • the underlying task for the invention is to specify an annular combustion chamber, the lining elements of which meet the mechanical requirements, such as rigidity and secure attachment, while at the same time being easy to maintain.
  • Another object of the invention is to provide a maintenance-friendly gas turbine.
  • annular combustion chamber with a lining element is specified according to the invention, wherein a plurality of hooking means are arranged on the lining element on two edge regions running in the axial direction on their rear side facing away from the combustion chamber, which have a hook width in the axial direction, and that the lining element is attached to the corresponding supporting structure in such a way that to remove the lining element from the supporting structure, the lining element is displaced in the axial direction by the hook width of the hooking means.
  • the selected arrangement, shape and position of the hooking means of the lining element makes it easy to mount an individual lining element.
  • the lining element itself has an axial softness due to the large number of interlocking elements spaced apart from one another. In the unassembled state, this is only determined by the wall thickness of the lining element.
  • the axial softness of the lining element contributes to the simple and safe assembly and disassembly in addition to the relatively short displacement path, which corresponds to the width of a hooking means.
  • the lining element mounted on the rigid and solid support structure takes on its rigidity. The rigidity of the required for the operation of the gas turbine Lining element is then given in the assembled state.
  • the axial softness of the lining element itself advantageously contributes to the fact that the tension between the supporting structure and the lining element that is usually present in the assembled state does not occur at all due to the thermal stress. Thus, only small forces are required to disassemble an inventive lining element.
  • a lining element can be assembled and disassembled independently of lining elements adjacent in the axial and circumferential directions to the turbine shaft.
  • a large number of further hooking means is arranged centrally as a central receptacle between two edge regions of the lining element that run in the axial direction.
  • a coolant flows between the combustion chamber and the back of the lining element facing away from the hot gas, e.g. Cooling air or cooling steam, which has a higher pressure than the working medium.
  • the higher pressure of the coolant on the rear side of the lining element applied to the working medium can possibly cause a deformation of the lining element towards the working medium. This deformation is reduced to an extent to be tolerated, in which the span to be bridged in the circumferential direction between the two edge regions is reduced by further hooking means arranged in the center.
  • the further hooking means arranged in the center can have identical or similar profiles to the hooking means of the edge regions, or they can also be significantly different.
  • each hooking means in the axial direction Lining element has a distance that is identical to or greater than the hook width of the hooking means, allows the removal of the assembled lining element after its displacement by this hook width.
  • each hooking means has an identical hook width.
  • two hooking means of the lining element which are directly adjacent in the axial direction are at a distance which is twice as large as the hook width of a hooking means.
  • two hooking means of the lining element which are directly adjacent in the axial direction are at a distance which is three times as large as the hook width of a hooking means.
  • Each distance between two hooking means of the lining element which are immediately adjacent in the axial direction is preferably identical.
  • a symmetrical and uniform design of frequently used elements such as hooking means simplify the manufacture of the lining element.
  • the lining element has stiffening ribs running in the circumferential direction of the annular combustion chamber on its rear side facing away from the combustion chamber. These increase the stiffness of the lining element that is already present in the circumferential direction. Accidental bending of the lining element in the radial direction can consequently be reduced and possibly avoided.
  • the stiffening ribs are preferably spaced apart from the hooking means. This results in between the ends of the stiffening ribs and the interlocking elements local bending points arranged.
  • the stiffening ribs ensure a rigidity of the lining element in the central region between the hooking means lying opposite one another in the circumferential direction, the local bending points in turn facilitating the installation and removal of the lining element.
  • the tensions between the support structure and the lining element that result from thermal loads do not have a negative effect on the dismantling of the lining element, ie greater expenditure of force is not required for the dismantling.
  • interlocking elements are preferably L-shaped and / or T-shaped.
  • Other forms of interlocking elements are also suitable for the lining elements.
  • spherical, or conical or frustoconical and similar interlocking elements such as a bayonet perform the same task.
  • the object related to the gas turbine is achieved by a gas turbine with an annular combustion chamber according to one of the above-mentioned embodiments.
  • FIG. 1 shows a gas turbine 1 with a housing 2, a compressor 3, an annular combustion chamber 4 and a plurality of turbine stages 5 connected downstream of the annular combustion chamber 4.
  • the air sucked in by the compressor 3 is compressed therein and then passed on to a burner 6.
  • the compressed air is mixed with a fuel and burned into a working medium M when it is injected into a combustion chamber 7 arranged in the annular combustion chamber 4.
  • the working medium M then flows through a hot gas duct 21 past the turbine stages 5, which are each formed by a plurality of guide vanes 22 and rotor blades 23 arranged separately in two rings.
  • the energy of the working medium M is converted into rotational energy by means of the rotor blades 23 arranged on a rotor 8 rotatably mounted about the axis of rotation 9.
  • annular combustion chamber 4 in cross section.
  • the annular combustion chamber 4 is open to the outflow end 24 facing the hot gas duct 21.
  • the burner 6 is arranged on the outflow end 24 facing the hot gas duct 21, opposite the injection end 25 of the annular combustion chamber 4. Between the injection end 25 and the outflow end 24 of the annular combustion chamber 4, the latter is lined with a plurality of lining elements 10 which are adjacent to one another and which are fastened to a support structure 26.
  • FIG. 2a shows a perspective view of an annular combustion chamber 4 which is partially open for the sake of better description.
  • the annular combustion chamber 4 is lined with a plurality of lining elements 10 which are arranged in the circumferential direction U in ring form 27.
  • FIG. 3 shows a lining element 10 which has a multiplicity of interlocking means 11 on the rear side 13 facing away from the hot gas.
  • These hooking means 11 are arranged in the two edge regions 15 of the lining element 10 extending in the axial direction A.
  • Each hooking means 11 has a width B.
  • the hooking means 11 are essentially L-shaped. They emboss from the rear side 13 of the lining element 10 and, as the course progresses, bend at right angles to the nearest side edge 16 of the lining element 11 which runs in the axial direction. The distances between two immediately adjacent hooking means 11 are designated by L.
  • the lining element 10 To fasten the lining element 10 to the corresponding support structure 26 of an annular combustion chamber 4, it is introduced into a recess in the support structure 26 receiving the hooking means 11 and displaced at least by the width B until the hooking means 11 are completely hooked to the support structure 26.
  • the hooking means 11 of the lining element 10 and the support structure 26 then firmly engage in one another.
  • FIG. 4 shows a lining element 10 which has stiffening ribs 12 on the rear side facing away from the hot gas.
  • the stiffening ribs 12 run in the circumferential direction U and are spaced apart from the hooking means 11.
  • the stiffening ribs 12 reduce the deflection of the lining wall 17 during operation of the gas turbine 1.
  • the ends 18 of the stiffening ribs 12 are spaced apart from the interlocking elements 11, so that local bending points 19 cause a low local softness there, which simplifies the removal and installation of the lining element 10 ,
  • a lining element 10 which has a so-called center receptacle 14 on the rear side 13 facing away from the hot gas is shown in Fig. 5.
  • the center receptacle 14 consists of further, individual interlocking elements 20 which, viewed in the circumferential direction U, are arranged centrally between two interlocking elements 11 arranged in different edge regions 15.
  • This center receptacle 14 reduces the deflection of the lining wall 17 during operation by reducing the span between the edge regions 15 and thus contributes to the rigidity.
  • the other hooking means 20 are essentially T-shaped. They form away from the back 13 and then bend tangentially to the circumferential direction U in two arms.
  • FIG. 6 shows a section through an annular combustion chamber 4, to which a lining element 10 is attached.
  • the support structure 26 is arranged on the side of the annular combustion chamber 4 facing the combustion chamber 7.
  • This has hooking means 28 which are designed to correspond to those of the lining elements 10.
  • the hooking means 11 of the lining element 10 engage in the corresponding hooking means 28 of the support structure 26.
  • the width B of an interlocking element 11 is smaller than the distance L between two adjacent interlocking elements 11.
  • the interlocking means 28 of the support structure 26 are spaced apart from one another at least as far as the interlocking elements 11 of the lining element 10 are wide.
  • stiffening ribs 12 extending in the circumferential direction U are arranged on the rear side 13 of the lining element 10 facing away from the combustion chamber 7, stiffening ribs 12 extending in the circumferential direction U are arranged.
  • the lining element 10 is detached from the support structure 26 by displacing the lining element 10 in or opposite to the axial direction A by at least the width B of a hooking means 11.
  • the fastening mechanism which is composed of the hooking elements 11 of the lining element 10 and the supporting structure 26 corresponding thereto, can have relatively large component tolerances. Oversizing the lining element 10 in relation to the corresponding support structure 26 does not pose a problem, since the axial softness in conjunction with the local bending points 19 arranged in the circumferential direction U compensate for the excess of the lining element 10.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Die Erfindung betriff eine Ringbrennkammer (4) für eine Gasturbine (1), wobei die Ringbrennkammer (4) sich entlang einer Axialrichtung (A) erstreckt, einen Verbrennungsraum (7) einschließt und an ihrer dem Verbrennungsraum (7) zugewandten Innenseite eine Tragstruktur (26) aufweist, an der ein hieran befestigtes Auskleidungselement (10) die Ringbrennkammer (4) auskleidet. Aufgabe ist es eine Ringbrennkammer (4) mit einem Auskleidungselement (10) anzugeben, welche die mechanischen Anforderungen erfüllt unter gleichzeitiger Berücksichtung der Wartungsfreundlichkeit des Systems. Die Lösung besteht darin, dass die Ringbrennkammer (4) ein Auskleidungselement (10) aufweist, wobei am Auskleidungselement (10) an zwei Randbereichen (15) an ihrer dem Verbrennungsraum (7) abgewandten Rückseite (13) eine Vielzahl von Verhakungsmittel (11) angeordnet sind, die eine Hakenbreite (B) aufweisen, und dass das Auskleidungselement (10) an der dazu korrespondierenden Tragstruktur (26) derart befestigt ist, dass zum Lösen des Auskleidungselementes (10) von der Tragstruktur (26) das Auskleidungselement (10) um die Hakenbreite (B) der Verhakungsmittel (11) in Axialrichtung (A) verschoben wird. <IMAGE>

Description

  • Die Erfindung betrifft eine Ringbrennkammer für eine Gasturbine, wobei die Ringbrennkammer sich entlang einer Axialrichtung erstreckt, einen Verbrennungsraum einschließt und an ihrer dem Verbrennungsraum zugewandten Innenseite eine Tragstruktur aufweist, an der ein hieran befestigtes Auskleidungselement die Ringbrennkammer auskleidet.
  • Gasturbinen werden heutzutage vielfach eingesetzt, um fossile Energien in Verbindung mit einem Generator in elektrische Energie umzuwandeln. Das Brennmittel wird mit verdichteter Luft vermischt und einem Verbrennungsraum zugeführt, in dem es verbrannt wird. Das so entstandene Arbeitsmedium strömt entlang eines Heißgaskanals vorbei an mehreren Turbinenstufen. Jede Turbinenstufe besteht dabei aus einer Vielzahl von in zwei Ringen getrennt angeordneten Leit- und Laufschaufeln. Die Leitschaufeln sind an einem feststehenden Stator befestigt und die Laufschaufeln an einem Rotor, der den Generator antreibt. Der Verbrennungsraum befindet sich in einer Brennkammer, die mit hitzebeständigen Auskleidungselementen ausgekleidet ist.
  • Auskleidungselemente einer Brennkammer im Sinne der Erfindung sind Liner, und weitere, den Verbrennungsraum begrenzende Bauteile, die in einer Brennkammer angeordnet dem Heißgas ausgesetzt sind. Bekanntermaßen wird die Brennkammer durch eine Vielzahl von in Axialrichtung und in Umfangsrichtung der Turbinenwelle zueinander benachbarter Auskleidungselemente ausgekleidet.
  • Aus der US-Patentschrift 4,614,082 ist ein Liner bekannt. Dort wird in Fig. 2 eine Brennkammer dargestellt, die eine Vielzahl von Linern aufweist. Dabei überdecken sich die benachbarten Liner derart, dass der in Strömungsrichtung des Arbeitsmediums gesehen vordere Liner mit seinem Ende den Anfang des nachfolgenden Liners überdeckt. Dies gilt ebenfalls für die in Strömungsrichtung des Arbeitsmediums darauffolgenden Liner, die somit eine Folge von sich überdeckenden Linern bilden. Die erforderliche Steifigkeit eines Liners gegenüber den im Verbrennungsraum vorherrschenden Bedingungen wird durch eine in Umfangrichtung verlaufende Seitenwand hergestellt, die sich über die komplette Breite des Liners erstreckt. Diese Seitenwand des Liners ist an der dem Heißgas abgewandten Rückseite angeordnet. Sie erstreckt sich von dieser weg und biegt im weiteren Verlauf in Axialrichtung ab, um benachbarte Liner zu hintergreifen.
  • Weiter ist bekannt, das geschlossen gekühlte Ringbrennkammern mit Linern ausgekleidet werden, die an ihrer dem Heißgas abgewandten Rückseite mit in Axialrichtung verlaufenden Seitenwänden versehen sind. Die Liner an sich sind durch ihre Seitenwände sehr steif, was durch die im Verbrennungsraum vorherrschenden Bedingungen nötig ist. Die die Liner tragenden Schienen, die innerhalb der Ringbrennkammer angeordnet sind, können daher weicher ausgebildet sein.
  • Die aus der US-Patentschrift 4,614,082 bekannte Anordnung benachbarten Liner hat den Nachteil, dass zu Wartungsarbeiten an den Linern ein hoher Aufwand entstehen kann, wenn einer der in Strömungsrichtung hinten angeordneten Liner ersetzt werden soll. Für diesen Fall sind sämtliche Liner einer Folge auszubauen, die vor dem auszutauschenden Liner liegen.
  • Ebenfalls ist durch die Seitenwand eine Eigensteifigkeit des Liners gegeben. Diese Steifigkeit, in Verbindung mit den durch das Anfahren der Gasturbine, durch den Betrieb und durch das Herunterfahren eingehenden Temperaturschwankungen werden Verspannungen zwischen Tragstruktur und Liner hervorgerufen, die den Ausbau des Auskleidungselementes aus der Ringbrennkammer erschweren. Ferner gilt es zu beachten, dass die Auskleidungselemente den im Verbrennungsraum vorherrschenden statischen und dynamischen Drücken wiederstehen müssen.
  • Die zu Grunde liegende Aufgabe für die Erfindung ist eine Ringbrennkammer anzugeben, deren Auskleidungselemente den mechanischen Anforderungen, wie Steifigkeit und eine sichere Befestigung erfüllen bei einer gleichzeitig hohen Wartungsfreundlichkeit. Weitere Aufgabe der Erfindung ist die Angabe einer wartungsfreundlichen Gasturbine.
  • Zur Lösung der auf die Ringbrennkammer bezogenen Aufgabe wird erfindungsgemäß eine Ringbrennkammer mit einem Auskleidungselement angegeben, wobei am Auskleidungselement an zwei in Axialrichtung verlaufenden Randbereichen an ihrer dem Verbrennungsraum abgewandten Rückseite eine Vielzahl von Verhakungsmittel angeordnet sind, die in Axialrichtung eine Hakenbreite aufweisen, und dass das Auskleidungselement derart an der dazu korrespondierenden Tragstruktur befestigt ist, dass zum Lösen des Auskleidungselementes von der Tragstruktur das Auskleidungselement um die Hakenbreite der Verhakungsmittel in Axialrichtung verschoben wird.
  • Durch die gewählte Anordnung, Form und Lage der Verhakungsmittel des Auskleidungselementes ist eine einfache Montierbarkeit eines einzelnen Auskleidungselementes gegeben. Das Auskleidungselement selber weist durch die Vielzahl der zueinander beabstandeten Verhakungselemente eine axiale Weichheit auf. Diese wird im unmontierten Zustand nur durch die Wanddicke des Auskleidungselementes bestimmt. Die axiale Weichheit des Auskleidungselementes trägt neben dem relativ kurzen Verschiebeweg, die der Breite eines Verhakungsmittels entspricht, zur einfachen und sicheren Montage und Demontage bei. Das an der steifen und festen Tragstruktur montierte Auskleidungselement übernimmt dessen Steifigkeit. Die für den Betrieb der Gasturbine erforderliche Steifigkeit des Auskleidungselementes ist dann in montiertem Zustand gegeben.
  • Die axiale Weichheit des Auskleidungselementes selber trägt vorteilhaft dazu bei, dass die üblicherweise im montierten Zustand vorhandenen Verspannungen zwischen Tragstruktur und Auskleidungselement aufgrund der thermischen Beanspruchung erst gar nicht auftreten. Somit sind nur geringe Kräfte zur Demontage eines erfinderischen Auskleidungselementes erforderlich.
  • Gleichzeitig kann ein Auskleidungselement unabhängig von in Axial- und in Umfangsrichtung zur Turbinenwelle benachbarten Auskleidungselementen montiert und demontiert werden. (Hr. Tiemann: Stimmt das???)
  • In einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist zwischen zwei in Axialrichtung verlaufenden Randbereichen des Auskleidungselementes eine Vielzahl von weiteren Verhakungsmitteln als Mittenaufnehmung mittig angeordnet. Üblicherweise strömt zwischen der Brennkammer und der dem Heißgas abgewandten Rückseite des Auskleidungselementes ein Kühlmittel z.B. Kühlluft oder Kühldampf, welches einen höheren Druck aufweist als das Arbeitsmedium. Der höhere Druck des Kühlmittels auf der dem Arbeitsmedium angewandten Rückseite des Auskleidungselementes kann gegebenenfalls eine Verformung des Auskleidungselementes zum Arbeitsmedium hin hervorrufen. Diese Verformung wird auf ein zu duldendes Maß reduziert, in dem die in Umfangsrichtung zwischen den beiden Randbereichen zu überbrückende Spannweite durch weitere mittig dazu angeordnete Verhakungsmittel reduziert wird. Die weiteren mittig angeordneten Verhakungsmittel können identische oder auch ähnliche Profile aufweisen wie die Verhakungsmittel der Randbereiche, oder auch wesentlich unterschiedliche dazu.
  • Das vorteilhafte Merkmal, das zwei in Axialrichtung unmittelbar benachbarte Verhakungsmittel des Auskleidungselementes einen Abstand aufweisen, der mit der Hakenbreite der Verhakungsmittel identisch oder größer ist, ermöglicht die Entnahme des montierten Auskleidungselementes nach dessen Verschiebung um diese Hakenbreite. Zwecks einfacher Herstellung und Handhabbarkeit weist jedes Verhakungsmittel eine identische Hakenbreite auf.
  • In einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung weisen zwei in Axialrichtung unmittelbar benachbarte Verhakungsmittel des Auskleidungselementes einen Abstand auf, der doppelt so groß ist wie die Hakenbreite eines Verhakungsmittel.
  • Bevorzugt weisen zwei in Axialrichtung unmittelbar benachbarte Verhakungsmittel des Auskleidungselementes einen Abstand auf, der dreimal so groß ist wie die Hakenbreite eines Verhakungsmittels.
  • Vorzugsweise ist jeder Abstand zwischen zwei in Axialrichtung unmittelbar benachbarten Verhakungsmitteln des Auskleidungselementes identisch. Eine symmetrische und gleichförmige Ausgestaltung häufig verwendeter Elemente wie Verhakungsmittel vereinfachen die Herstellung des Auskleidungselementes.
  • Gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung weist das Auskleidungselement auf seiner dem Verbrennungsraum abgewandten Rückseite in Umfangsrichtung der Ringbrennkammer verlaufende Versteifungsrippen auf. Diese vergrößern die in Umfangsrichtung bereits vorherrschende Steifigkeit des Auskleidungselementes. Ein unbeabsichtigtes Durchbiegen des Auskleidungselementes in Radialrichtung kann folglich vermindert und gegebenenfalls vermieden werden.
  • Bevorzugtermaßen sind die Versteifungsrippen von den Verhakungsmitteln beabstandet. Zwischen den Enden der Versteifungsrippen und den Verhakungselementen sind hierdurch lokale Biegestellen angeordnet. Die Versteifungsrippen gewährleisten eine Steifigkeit des Auskleidungselementes im mittleren Bereich zwischen den in Umfangsrichtung gegenüberliegenden Verhakungsmitteln, wobei die lokalen Biegestellen den Einbau und Ausbau des Auskleidungselementes wiederum erleichtern. Die aufgrund von thermischen Belastungen hervorgegangenen Verspannungen zwischen der Tragstruktur und dem Auskleidungselement beeinflussen nicht die Demontage des Auskleidungselementes negativ, d.h. größere Kraftaufwendungen zur Demontage sind nicht erforderlich.
  • Vorzugsweise sind die Verhakungselemente L- und/oder T-förmig ausgebildet. Auch weitere Formen von Verhakungselementen eignen sich für die Auskleidungselemente. Z. B. kugel-, oder kegel- oder kegelstumpfförmige und ähnliche Verhakungselemente wie ein Bajonett erfüllen die gleiche Aufgabe.
  • Die auf die Gasturbine bezogene Aufgabe wird gelöst durch eine Gasturbine mit einer Ringbrennkammer gemäß einer der oben genannten Ausführungen.
  • Die Erfindung wird beispielhaft anhand der Zeichnungen näher erläutert. Dabei zeigen:
    • Fig. 1
    Gasturbine im Längsschnitt
    Fig. 2
    Längsschnitt durch eine Ringbrennkammer
    Fig. 2a
    perspektivische Darstellung eines Ausschnittes einer Ringbrennkammer
    Fig. 3
    Auskleidungselement für eine Ringbrennkammer,
    Fig. 4
    Auskleidungselement mit Versteifungsrippen für eine Ringbrennkammer,
    Fig. 5
    Auskleidungselement mit einer Rippenaufnehmung und Versteifungsrippen für eine Ringbrennkammer.
    Fig. 6
    Auskleidungselement mit Tragstruktur
  • Fig. 1 zeigt eine Gasturbine 1 mit einem Gehäuse 2, einen Verdichter 3, einer Ringbrennkammer 4 und mehreren der Ringbrennkammer 4 nachgeschalteten Turbinenstufen 5. Die durch den Verdichter 3 angesaugte Luft wird in diesem komprimiert und anschließend zu einem Brenner 6 weitergeführt. Dort wird die verdichtete Luft mit einem Brennmittel vermischt und beim Eindüsen in einen in der Ringbrennkammer 4 angeordneten Verbrennungsraum 7 zu einem Arbeitsmedium M verbrannt. Das Arbeitsmedium M strömt dann durch einen Heißgaskanal 21 an den Turbinenstufen 5 vorbei, die jeweils von aus einer Vielzahl von in zwei Ringen getrennt angeordneten Leitschaufeln 22 und Laufschaufeln 23 gebildet sind. Mittels der an einem um die Drehachse 9 drehbar gelagerten Rotor 8 angeordneten Laufschaufeln 23 wird die Energie des Arbeitsmediums M in Rotationsenergie umgewandelt.
  • Fig.2 zeigt eine Ringbrennkammer 4 im Querschnitt. Aus Symmetriegründen entfällt die Darstellung des unteren Teils der Ringbrennkammer 4, so dass nur der obere Teil der sich ringförmig um die Drehachse 9 des Rotors 8 erstreckenden Ringbrennkammer 4 dargestellt ist. Die Ringbrennkammer 4 ist an ihrem dem Heißgaskanal 21 zugewandten Ausström-Ende 24 zu diesem hin geöffnet. An dem dem Heißgaskanal 21 zugewandten Ausström-Ende 24 gegenüberliegendem Eindüs-Ende 25 der Ringbrennkammer 4 ist der Brenner 6 angeordnet. Zwischen dem Eindüs-Ende 25 und dem Ausström-Ende 24 der Ringbrennkammer 4 ist diese mit einer Vielzahl von zueinander benachbarten Auskleidungselementen 10 ausgekleidet, die an einer Tragstruktur 26 befestigt sind.
  • Fig. 2a zeigt eine perspektivische Darstellung einer zwecks besserer Beschreibbarkeit teilweise außen geöffneten Ringbrennkammer 4. Die Ringbrennkammer 4 ist mit einer Vielzahl von Auskleidungselementen 10 ausgekleidet, die in Umfangsrichtung U Ringweise 27 angeordnet sind.
  • In Fig. 3 dargestellt wird ein Auskleidungselement 10, welches auf der dem Heißgas abgewandten Rückseite 13 eine Vielzahl von Verhakungsmitteln 11 aufweist. In den beiden in Axialrichtung A verlaufenden Randbereichen 15 des Auskleidungselementes 10 sind diese Verhakungsmittel 11 angeordnet. Dabei weist ein jedes Verhakungsmittel 11 eine Breite B auf. Die Verhakungsmittel 11 sind im wesentlichen L-förmig. Sie prägen sich von der Rückseite 13 des Auskleidungselementes 10 aus und knicken im weiteren Verlauf jeweils zum nächstliegenden in Axialrichtung verlaufenden Seitenrand 16 des Auskleidungselementes 11 rechtwinklig ab. Die Abstände zwischen zwei unmittelbar benachbarten Verhakungsmitteln 11 sind mit L bezeichnet.
  • Zur Befestigung des Auskleidungselementes 10 an der korrespondierenden Tragstruktur 26 einer Ringbrennkammer 4 wird dieses in eine die Verhakungsmittel 11 aufnehmende Aussparungen der Tragstruktur 26 eingebracht und mindestens um die Breite B verschoben, bis die Verhakungsmittel 11 mit der Tragstruktur 26 vollständig verhakt sind. Die Verhakungsmittel 11 des Auskleidungselementes 10 und die Tragstruktur 26 greifen dann fest ineinander.
  • Fig. 4 zeigt ein Auskleidungselement 10, welches auf der dem Heißgas abgewandten Rückseite 13 Versteifungsrippen 12 aufweist. Die Versteifungsrippen 12 verlaufen in Umfangsrichtung U und sind zu den Verhakungsmitteln 11 beabstandet. Die Versteifungsrippen 12 reduzieren die Durchbiegung der Auskleidungswand 17 während des Betriebes der Gasturbine 1. Die Enden 18 der Versteifungsrippen 12 sind zu den Verhakungselementen 11 beabstandet, so dass dort lokale Biegestellen 19 eine geringe lokale Weichheit hervorrufen, die den Ausbau und Einbau des Auskleidungselementes 10 vereinfacht.
  • Ein Auskleidungselement 10, welches an der dem Heißgas abgewandten Rückseite 13 eine sogenannte Mittenaufnehmung 14 aufweist, ist in Fig. 5 dargestellt. Die Mittenaufnehmung 14 besteht aus weiteren, einzelnen Verhakungselementen 20, die in Umfangsrichtung U gesehen mittig zwischen zwei in unterschiedlichen Randbereichen 15 angeordneten Verhakungselementen 11 angeordnet sind. Diese Mittenaufnehmung 14 verringert die Durchbiegung der Auskleidungswand 17 während des Betriebes durch Verringerung der Spannweite zwischen den Randbereichen 15 und trägt somit zur Steifigkeit bei. Die weiteren Verhakungsmittel 20 sind im wesentlichen T-förmig. Sie bilden sich von der Rückseite 13 aus weg und knicken dann in zwei Armen tangential zur Umfangsrichtung U ab.
  • Fig. 6 zeigt einen Schnitt durch eine Ringbrennkammer 4, an der ein Auskleidungselement 10 befestigt ist. An der dem Verbrennungsraum 7 zugewandten Seite der Ringbrennkammer 4 ist die Tragstruktur 26 angeordnet. Diese weist Verhakungsmitteln 28 auf, die korrespondierend zu den der Auskleidungselemente 10 ausgebildet sind. Die Verhakungsmittel 11 des Auskleidungselementes 10 greifen in die korrespondieren Verhakungsmittel 28 der Tragstruktur 26 ein. Die Breite B eines Verhakungselementes 11 ist dabei geringer als der Abstand L zweier benachbarter Verhakungselemente 11. Ebenfalls sind die Verhakungsmittel 28 der Tragstruktur 26 mindestens derart zueinander beabstandet, wie die Verhakungselemente 11 des Auskleidungselementes 10 breit sind. An der dem Verbrennungsraum 7 abgewandten Rückseite 13 des Auskleidungselementes 10 sind in Umfangsrichtung U verlaufenden Versteifungsrippen 12 angeordnet.
  • Das Auskleidungselement 10 wird von der Tragstruktur 26 gelöst, indem in oder entgegengesetzt der Axialrichtung A das Auskleidungselement 10 mindestens um die Breite B eines Verhakungsmittels 11 verschoben wird.
  • Der Befestigungsmechanismus, der sich aus den Verhakungselementen 11 des Auskleidungselementes 10 und der dazu korrespondierenden Tragstruktur 26 zusammensetzt, kann relativ große Bauteiltoleranzen aufweisen. Eine Überdimensionierung des Auskleidungselementes 10 bezogen auf die korrespondierende Tragstruktur 26 stellt kein Problem dar, da die axiale Weichheit in Verbindung mit den in Umfangsrichtung U angeordneten lokalen Biegestellen 19 das Übermaß des Auskleidungselementes 10 kompensieren.
    • Bezugszeichenliste
    • 1
    Gasturbine
    2
    Gehäuse
    3
    Verdichter
    4
    Ringbrennkammer
    5
    Turbinenstufe
    6
    Brenner
    7
    Verbrennungsraum
    8
    Rotor
    9
    Drehachse des Rotors
    10
    Auskleidungselement
    11
    Verhakungsmittel
    12
    Versteifungsrippen
    13
    Rückseite
    14
    Mittenaufnehmung
    15
    Randbereich
    16
    Seitenrand
    17
    Auskleidungswand
    18
    Enden der Versteifungsrippen
    19
    Lokale Biegestellen
    20
    Weitere Verhakungsmittel
    21
    Heißgaskanal
    22
    Leitschaufel
    23
    Laufschaufel
    24
    Ausström-Ende der Ringbrennkammer 4
    25
    Eindüs-Ende der Ringbrennkammer 4
    26
    Tragstruktur
    27
    Ringweise Anordnung von Auskleidungselementen 10
    28
    Verhakungsmittel der Tragstruktur
    A
    Axialrichtung
    B
    Breite eines Verhakungsmittel
    L
    Abstand zwischen zwei Verhakungsmitteln
    M
    Arbeitsmedium

Claims (11)

  1. Ringbrennkammer (4) für eine Gasturbine (1), wobei die Ringbrennkammer (4) sich entlang einer Axialrichtung (A) erstreckt, einen Verbrennungsraum (7) einschließt und an ihrer dem Verbrennungsraum (7) zugewandten Innenseite eine Tragstruktur (26) aufweist, an der ein hieran befestigtes Auskleidungselement (10) die Ringbrennkammer (4) auskleidet,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass am Auskleidungselement (10) an zwei in Axialrichtung (A) verlaufenden Randbereichen (15) an ihrer dem Verbrennungsraum (7) abgewandten Rückseite (13) eine Vielzahl von Verhakungsmittel (11) angeordnet sind, die in Axialrichtung (A) eine Hakenbreite (B) aufweisen, und dass das Auskleidungselement (10) derart an der dazu korrespondierenden Tragstruktur (26) befestigt ist, dass zum Lösen des Auskleidungselementes (10) von der Tragstruktur (26) das Auskleidungselement (10) um die Hakenbreite (B) der Verhakungsmittel (11) in Axialrichtung (A) verschoben wird.
  2. Ringbrennkammer (4) nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass mittig zwischen den zwei in Axialrichtung (A) verlaufenden Randbereichen (15) des Auskleidungselementes (10) eine weitere Vielzahl von Verhakungsmitteln (11) als Mittenaufnehmung (14) angeordnet ist.
  3. Ringbrennkammer (4) nach Anspruch 1 oder 2,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass zwei in Axialrichtung (A) unmittelbar benachbarte Verhakungsmittel (11) des Auskleidungselementes (10) einen Abstand (L) aufweisen, der mit der Hakenbreite (B) der Verhakungsmittel (11) identisch oder größer ist.
  4. Ringbrennkammer (4) nach einem der Ansprüche 1 bis 3,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass jedes Verhakungsmittel (11) die identische Hakenbreite (B) aufweist.
  5. Ringbrennkammer (4) nach einem der Ansprüche 1 bis 4,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass zwei in Axialrichtung (4) unmittelbar benachbarte Verhakungsmittel (11) des Auskleidungselementes (10) einen Abstand (L) aufweisen, der doppelt so groß ist wie die Hakenbreite (B) eines Verhakungsmittels (11).
  6. Ringbrennkammer (4) nach einem der Ansprüche 1 bis 4,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass zwei in Axialrichtung (A) unmittelbar benachbarte Verhakungsmittel (11) des Auskleidungselementes (10) einen Abstand (L) aufweisen, der dreimal so groß ist wie die Hakenbreite (B) eines Verhakungsmittels (11).
  7. Ringbrennkammer (4) nach Anspruch 5 oder 6,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass jeder Abstand (L) zwischen zwei in Axialrichtung (A) unmittelbar benachbarten Verhakungsmitteln (11) des Auskleidungselementes (10) identisch ist.
  8. Ringbrennkammer (4) nach einem der Ansprüche 1 bis 7,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass das Auskleidungselement (10) auf seiner dem Verbrennungsraum (7) abgewandten Rückseite (13) in Umfangsrichtung (U) der Ringbrennkammer (4) verlaufende Versteifungsrippen (12) aufweist.
  9. Ringbrennkammer (4) nach Anspruch 8,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Versteifungsrippe (12) von den Verhakungsmitteln (11) beabstandet ist.
  10. Ringbrennkammer (4) nach einem der Ansprüche 1 bis 7,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Verhakungsmittel (11) L- und/oder T-förmig sind.
  11. Gasturbine 1 mit einer Ringbrennkammer (4) nach einem der Ansprüche 1 bis 10.
EP02023471A 2002-10-21 2002-10-21 Ringbrennkammern für eine Gasturbine und Gasturbine Withdrawn EP1413831A1 (de)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP02023471A EP1413831A1 (de) 2002-10-21 2002-10-21 Ringbrennkammern für eine Gasturbine und Gasturbine
US10/672,510 US6938424B2 (en) 2002-10-21 2003-09-26 Annular combustion chambers for a gas turbine and gas turbine
JP2003357231A JP4347657B2 (ja) 2002-10-21 2003-10-17 ガスタービンと燃焼器
CNB2003101024611A CN100532947C (zh) 2002-10-21 2003-10-21 燃气透平的环形燃烧室及燃气透平

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP02023471A EP1413831A1 (de) 2002-10-21 2002-10-21 Ringbrennkammern für eine Gasturbine und Gasturbine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP1413831A1 true EP1413831A1 (de) 2004-04-28

Family

ID=32049985

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP02023471A Withdrawn EP1413831A1 (de) 2002-10-21 2002-10-21 Ringbrennkammern für eine Gasturbine und Gasturbine

Country Status (4)

Country Link
US (1) US6938424B2 (de)
EP (1) EP1413831A1 (de)
JP (1) JP4347657B2 (de)
CN (1) CN100532947C (de)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2463583A1 (de) * 2010-12-06 2012-06-13 Alstom Technology Ltd Gasturbine sowie Verfahren zum Rekonditionieren einer solchen Gasturbine
EP2886962A1 (de) * 2013-12-23 2015-06-24 Rolls-Royce plc Brennkammer
EP3009744A1 (de) * 2014-10-13 2016-04-20 Rolls-Royce plc Auskleidungselement für eine brennkammer und zugehöriges verfahren
EP3098391A3 (de) * 2015-05-07 2017-02-22 General Electric Company Flansche zur verhinderung der turbinenbandakkordeonbildung
DE102015225107A1 (de) 2015-12-14 2017-06-14 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammer mit Schindelbefestigung mittels Rastelementen
DE102016217876A1 (de) 2016-09-19 2018-03-22 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerwand einer Gasturbine mit Befestigung einer Brennkammerschindel
DE102018204453A1 (de) 2018-03-22 2019-09-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerbaugruppe mit unterschiedlichen Krümmungen für eine Brennkammerwand und eine hieran fixierte Brennkammerschindel

Families Citing this family (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7386980B2 (en) * 2005-02-02 2008-06-17 Power Systems Mfg., Llc Combustion liner with enhanced heat transfer
US7082766B1 (en) * 2005-03-02 2006-08-01 General Electric Company One-piece can combustor
US20100096281A1 (en) * 2007-03-05 2010-04-22 Stopek Joshua B Apparatus for accessing a medical package
US20100095680A1 (en) * 2008-10-22 2010-04-22 Honeywell International Inc. Dual wall structure for use in a combustor of a gas turbine engine
US20100095679A1 (en) * 2008-10-22 2010-04-22 Honeywell International Inc. Dual wall structure for use in a combustor of a gas turbine engine
US8695322B2 (en) * 2009-03-30 2014-04-15 General Electric Company Thermally decoupled can-annular transition piece
US8448416B2 (en) * 2009-03-30 2013-05-28 General Electric Company Combustor liner
KR200455709Y1 (ko) 2010-01-13 2011-09-20 주식회사 진화메탈 소각로용 스크린 라이너
US8864492B2 (en) * 2011-06-23 2014-10-21 United Technologies Corporation Reverse flow combustor duct attachment
US9897317B2 (en) * 2012-10-01 2018-02-20 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Thermally free liner retention mechanism
EP2722495B1 (de) * 2012-10-17 2015-03-11 ABB Turbo Systems AG Gaseintrittsgehäuse und zugehörige Abgasturbine
EP3033509B1 (de) * 2013-08-15 2019-05-15 United Technologies Corporation Gasturbine umfassend eine schutzplatte mit rahmen dafür
EP3066390B1 (de) * 2013-11-04 2020-10-21 United Technologies Corporation Wandanordnung eines gasturbinenmotors mit versetzter schiene
GB201405496D0 (en) 2014-03-27 2014-05-14 Rolls Royce Plc Linear assembly
GB201406386D0 (en) 2014-04-09 2014-05-21 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
US10041675B2 (en) 2014-06-04 2018-08-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Multiple ventilated rails for sealing of combustor heat shields
EP2952812B1 (de) * 2014-06-05 2018-08-08 General Electric Technology GmbH Ringbrennkammer einer gasturbine und verkleidungssegment
US9989255B2 (en) * 2014-07-25 2018-06-05 General Electric Company Liner assembly and method of turbulator fabrication
US9534785B2 (en) 2014-08-26 2017-01-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Heat shield labyrinth seal
WO2016050535A1 (de) * 2014-09-29 2016-04-07 Siemens Aktiengesellschaft Hitzeschildelement für einen hitzeschild einer brennkammer
DE102014226707A1 (de) * 2014-12-19 2016-06-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammer mit veränderter Wandstärke
EP3540314B1 (de) 2016-11-11 2023-07-12 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Brennkammerwand für eine gasturbine
KR101867549B1 (ko) * 2017-04-21 2018-06-15 주식회사 전일특수금속 소각로용 에어노즐 라이너
KR102099307B1 (ko) * 2017-10-11 2020-04-09 두산중공업 주식회사 라이너 냉각을 촉진하는 난류 생성 구조 및 이를 포함하는 가스 터빈용 연소기
US11143108B2 (en) * 2019-03-07 2021-10-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Annular heat shield assembly for combustor
KR102313106B1 (ko) * 2020-09-15 2021-10-15 정윤도 소각로용 에어 노즐 라이너
KR102310029B1 (ko) * 2020-12-15 2021-10-07 주식회사 마이크로원 일체형 사이드월 라이너
US11959643B2 (en) 2021-06-07 2024-04-16 General Electric Company Combustor for a gas turbine engine

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB647293A (en) * 1947-05-12 1950-12-13 Bbc Brown Boveri & Cie Cooled metallic combustion chamber for the production of heating and driving gases
GB1450894A (en) * 1972-11-01 1976-09-29 Lucas Industries Ltd Flame tubes
US4236378A (en) * 1978-03-01 1980-12-02 General Electric Company Sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas
JPS57124620A (en) * 1981-01-23 1982-08-03 Toshiba Corp Combustor
US4614082A (en) 1972-12-19 1986-09-30 General Electric Company Combustion chamber construction
US5113660A (en) * 1990-06-27 1992-05-19 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force High temperature combustor liner
DE4309200A1 (de) * 1993-03-22 1994-09-29 Abb Management Ag Vorrichtung zur Einhängung und Entfernung thermisch hoch belasteter Teile in Turbinenanlagen
US20020056277A1 (en) * 2000-11-11 2002-05-16 Parry Gethin M. Double wall combustor arrangement

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4628694A (en) * 1983-12-19 1986-12-16 General Electric Company Fabricated liner article and method

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB647293A (en) * 1947-05-12 1950-12-13 Bbc Brown Boveri & Cie Cooled metallic combustion chamber for the production of heating and driving gases
GB1450894A (en) * 1972-11-01 1976-09-29 Lucas Industries Ltd Flame tubes
US4614082A (en) 1972-12-19 1986-09-30 General Electric Company Combustion chamber construction
US4236378A (en) * 1978-03-01 1980-12-02 General Electric Company Sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas
JPS57124620A (en) * 1981-01-23 1982-08-03 Toshiba Corp Combustor
US5113660A (en) * 1990-06-27 1992-05-19 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force High temperature combustor liner
DE4309200A1 (de) * 1993-03-22 1994-09-29 Abb Management Ag Vorrichtung zur Einhängung und Entfernung thermisch hoch belasteter Teile in Turbinenanlagen
US20020056277A1 (en) * 2000-11-11 2002-05-16 Parry Gethin M. Double wall combustor arrangement

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
PATENT ABSTRACTS OF JAPAN vol. 006, no. 220 (M - 169) 5 November 1982 (1982-11-05) *

Cited By (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH704185A1 (de) * 2010-12-06 2012-06-15 Alstom Technology Ltd Gasturbine sowie verfahren zum rekonditionieren einer solchen gasturbine.
AU2011253595B2 (en) * 2010-12-06 2015-07-16 General Electric Technology Gmbh Gas turbine and method for reconditioning such a gas turbine
EP2463583A1 (de) * 2010-12-06 2012-06-13 Alstom Technology Ltd Gasturbine sowie Verfahren zum Rekonditionieren einer solchen Gasturbine
US9903590B2 (en) 2013-12-23 2018-02-27 Rolls-Royce Plc Combustion chamber
EP2886962A1 (de) * 2013-12-23 2015-06-24 Rolls-Royce plc Brennkammer
EP3009744A1 (de) * 2014-10-13 2016-04-20 Rolls-Royce plc Auskleidungselement für eine brennkammer und zugehöriges verfahren
US10451277B2 (en) 2014-10-13 2019-10-22 Rolls-Royce Plc Liner element for a combustor, and a related method
EP3098391A3 (de) * 2015-05-07 2017-02-22 General Electric Company Flansche zur verhinderung der turbinenbandakkordeonbildung
US10392950B2 (en) 2015-05-07 2019-08-27 General Electric Company Turbine band anti-chording flanges
DE102015225107A1 (de) 2015-12-14 2017-06-14 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammer mit Schindelbefestigung mittels Rastelementen
EP3182006A1 (de) 2015-12-14 2017-06-21 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Gasturbinenbrennkammer mit schindelbefestigung mittels rastelementen
US10060626B2 (en) 2015-12-14 2018-08-28 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gas turbine combustion chamber with a shingle attachment by means of catching elements
DE102016217876A1 (de) 2016-09-19 2018-03-22 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerwand einer Gasturbine mit Befestigung einer Brennkammerschindel
DE102018204453A1 (de) 2018-03-22 2019-09-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerbaugruppe mit unterschiedlichen Krümmungen für eine Brennkammerwand und eine hieran fixierte Brennkammerschindel
US11320144B2 (en) 2018-03-22 2022-05-03 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Combustion chamber assembly with different curvatures for a combustion chamber wall and a combustion chamber shingle fixed thereto
DE102018204453B4 (de) 2018-03-22 2024-01-18 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerbaugruppe mit unterschiedlichen Krümmungen für eine Brennkammerwand und eine hieran fixierte Brennkammerschindel

Also Published As

Publication number Publication date
CN1497218A (zh) 2004-05-19
JP4347657B2 (ja) 2009-10-21
CN100532947C (zh) 2009-08-26
US20040074239A1 (en) 2004-04-22
JP2004144466A (ja) 2004-05-20
US6938424B2 (en) 2005-09-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1413831A1 (de) Ringbrennkammern für eine Gasturbine und Gasturbine
DE69208174T2 (de) Düsenhalterung für Turbinen
DE60318792T2 (de) Zapfluft-Gehäuse für einen Verdichter
DE69321776T2 (de) Gasturbine
DE69205656T2 (de) Gasturbinendeckband.
DE3941174C2 (de) Spitzenspalt-Einstellvorrichtung für die Turbinenrotorschaufeln eines Gasturbinentriebwerks
DE10210866C1 (de) Leitschaufelbefestigung in einem Strömungskanal einer Fluggasturbine
DE102007025006A1 (de) Doppelwellen-Gasturbine
EP2179143B1 (de) Spaltkühlung zwischen brennkammerwand und turbinenwand einer gasturbinenanlage
EP2379846B1 (de) Leitschaufelträger einer strömungsmaschine
DE112013006128T5 (de) Laufschaufel und zugehöriges Herstellungsverfahren
CH698041A2 (de) Gasturbinen mit flexiblen Scharnierdichtungen.
DE2633727A1 (de) Gasturbine
DE112009002600T5 (de) Mit Zinnen versehener Turbinenleitapparat
DE1601679A1 (de) Statoranordnung fuer Turbinen
EP1947293A1 (de) Leitschaufel für eine Gasturbine
EP1653049B1 (de) Leitschaufelring einer Strömungsmaschine und zugehöriges Modifikationsverfahren
CH703590A2 (de) Turbinendichtungssystem.
DE102010017314A1 (de) In Sehnenrichtung vorgeformter Turbinenleitapparat
EP0590310B1 (de) Gasturbine mit angeflanschtem Abgasgehäuse
CH709266B1 (de) Turbinenschaufel und Verfahren zum Auswuchten eines Spitzendeckbandes einer Turbinenschaufel und Gasturbine.
EP3287611B1 (de) Gasturbine
WO2010052053A1 (de) Gasturbine mit sicherungsplatte zwischen schaufelfuss und scheibe
DE112019003432T5 (de) Auslasskammer von Dampfturbine, Dampfturbine und Dampfturbinenaustauschverfahren
EP2526263B1 (de) Gehäusesystem für eine axialströmungsmaschine

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR IE IT LI LU MC NL PT SE SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL LT LV MK RO SI

17P Request for examination filed

Effective date: 20040601

17Q First examination report despatched

Effective date: 20041021

AKX Designation fees paid

Designated state(s): CH DE ES FR GB IT LI

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN

18D Application deemed to be withdrawn

Effective date: 20180501

RIC1 Information provided on ipc code assigned before grant

Ipc: F23R 3/60 20060101ALI20030305BHEP

Ipc: F23R 3/50 20060101AFI20030305BHEP

Ipc: F23M 5/02 20060101ALI20030305BHEP

Ipc: F02K 1/82 20060101ALI20030305BHEP

Ipc: F23R 3/00 20060101ALI20030305BHEP

Ipc: F23M 5/04 20060101ALI20030305BHEP