EP1734305B1 - Ringförmige Brennkammer für eine Turbine - Google Patents

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EP1734305B1
EP1734305B1 EP06114424.2A EP06114424A EP1734305B1 EP 1734305 B1 EP1734305 B1 EP 1734305B1 EP 06114424 A EP06114424 A EP 06114424A EP 1734305 B1 EP1734305 B1 EP 1734305B1
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EP
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fastener
combustion chamber
axial
bushing
chamber according
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EP06114424.2A
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EP1734305A2 (de
EP1734305A3 (de
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Mario De Sousa
Didier Hernandez
Laurent Marnas
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Safran Aircraft Engines SAS
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SNECMA SAS
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    • 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
    • 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
    • F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components

Definitions

  • the fastening systems may comprise means for damping the vibrations in the radial expansion phase of the chamber bottom with respect to the axial walls.
  • Such means may consist of a spiral type spring or blade disposed around the slide sleeve and between the nut and the corresponding fastening flange.
  • an inner cap and an outer cap made of composite material extend upstream of the end portion of the respective axial walls, each fastening screw also passing through an orifice formed in the corresponding cap.
  • the figure 1 partially represents in axial section a combustion chamber 10 of a turbomachine in its environment.
  • the combustion chamber 10 of the turbomachine is mounted within this annular space 16 by providing with the outer casings 12 and inner 14 an annular channel 24 for receiving a flow of dilution and cooling air.
  • This chamber is of annular type; it is formed of an outer axial wall 26 and an inner axial wall 28 coaxial with the latter. These axial walls 26, 28 are centered on the X-X axis of the turbomachine.
  • the chamber bottom 30 and the axial walls 26, 28 are made of materials having very different thermal expansion coefficients.
  • the axial walls may be made of high temperature ceramic material CMC type or other, while the chamber bottom may be made of metal material.
  • the clearance J provided at each attachment system 36 of the combustion chamber in operation makes it possible to obtain radial free expansion of the chamber bottom 30 with respect to the axial walls 26, 28. Such an expansion is made necessary by the fact that that the chamber bottom 30 has a coefficient of thermal expansion much greater than that of the axial walls 26, 28.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)
  • Portable Nailing Machines And Staplers (AREA)

Claims (10)

  1. Ringförmige Brennkammer (10), umfassend eine axiale Außenwand (26) und eine axiale Innenwand (28), die stromaufwärts durch einen Kammerboden (30) verbunden sind, der einen anderen Wärmeausdehnungskoeffizienten als die axialen Wände (26, 28) aufweist, wobei der Kammerboden (30) mit einer Vielzahl von inneren und äußeren Ankoppelflanschen (34) versehen ist, die durch Befestigungssysteme (36) jeweils an stromaufwärtigen Endteilen der Innen- und der Außenwand (26, 28) befestigt sind, wobei jedes Befestigungssystem (36) aus einer Schraube (40), welche einen der Ankoppelflansche (34) und den stromaufwärtigen Endteil der entsprechenden axialen Wand (26, 28) durchgreift, sowie aus einer Mutter (46), welche an einem der Enden der Befestigungsschraube festgezogen ist, besteht, dadurch gekennzeichnet, dass jedes Befestigungssystem (36) ferner eine Gleithülse (48) umfasst, die um die Befestigungsschraube (40) herum zwischen der Mutter (46) und dem Endteil der entsprechenden axialen Wand (26, 28) angeordnet ist, wobei ein bestimmtes radiales Spiel (J) zwischen der Mutter und einem der Ankoppelflansche (34) vorgesehen ist, um im Betrieb ein freies radiales Ausdehnen des Kammerbodens (30) gegenüber den axialen Wänden (26, 28) zu ermöglichen.
  2. Brennkammer nach Anspruch 1, wobei jeder Ankoppelflansch (34) eine Scheibe (52) aus metallischem Werkstoff umfasst, die von der Befestigungsschraube (40) und der entsprechenden Gleithülse (48) durchgriffen ist, wobei die Hülse (48) aus metallischem Werkstoff gefertigt ist.
  3. Brennkammer nach Anspruch 2, wobei der Kontakt zwischen der Scheibe (52) der Ankoppelflansche (34) und der entsprechenden Gleithülse (48) im Wesentlichen torisch ist.
  4. Brennkammer nach einem der Ansprüche 2 und 3, wobei die Scheibe (52) der Ankoppelflansche (34) eine Überdicke aufweist, die dazu bestimmt ist, die Kontaktfläche zwischen der Scheibe und der entsprechenden Gleithülse (48) zu vergrö ßern.
  5. Brennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 4, wobei jeder Ankoppelflansch (34) bei der Montage eine Vorspannung aufweist, die dazu bestimmt ist, dem Kammerboden (10) eine Steifigkeit für die dynamische Stabilität zu verleihen.
  6. Brennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 5, wobei die Befestigungssysteme (36) ferner Mittel (54, 56) umfassen, um Vibrationen des Kammerbodens (30) gegenüber den axialen Wänden (26, 28) zu dämpfen.
  7. Brennkammer nach Anspruch 6, wobei die Dämpfungsmittel aus einer Feder vom Typ Spiralfeder (54) oder Blattfeder (56) bestehen, die um die Gleithülse (48) sowie zwischen der Mutter (36) und dem entsprechenden Ankoppelflansch (34) angeordnet ist.
  8. Brennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 7, ferner umfassend Mittel (58, 62), um die Dichtigkeit zwischen dem Kammerboden (30) und den axialen Wänden (26, 28) sicherzustellen.
  9. Brennkammer nach Anspruch 8, wobei die Dichtungsmittel aus einer Runddichtung (58) vom Typ mit Lamellen bestehen, die in einer ringförmigen Nut (60), welche zwischen den Ankoppelflanschen (34) und dem Endteil der entsprechenden axialen Wand (26, 28) gebildet ist, angebracht ist und einen Ansatz (62) umfasst, der dazu bestimmt ist, eine torische Anlage an dem Endteil der axialen Wand sicherzustellen.
  10. Brennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 9, ferner umfassend einen inneren Schirm (68) und einen äußeren Schirm (70), die in stromaufwärtiger Richtung den Endteil der jeweiligen axialen Wände (26, 28) fortsetzen, wobei jede Befestigungsschraube (36) auch eine in dem entsprechenden Schirm ausgebildete Öffnung (72) durchgreift.
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Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7874059B2 (en) * 2006-01-12 2011-01-25 Siemens Energy, Inc. Attachment for ceramic matrix composite component
FR2911668B1 (fr) * 2007-01-18 2009-03-20 Snecma Sa Chambre de combustion d'une turbomachine
GB2453946B (en) * 2007-10-23 2010-07-14 Rolls Royce Plc A Wall Element for use in Combustion Apparatus
GB0800294D0 (en) * 2008-01-09 2008-02-20 Rolls Royce Plc Gas heater
GB0801839D0 (en) * 2008-02-01 2008-03-05 Rolls Royce Plc combustion apparatus
GB2457281B (en) * 2008-02-11 2010-09-08 Rolls Royce Plc A Combustor Wall Arrangement with Parts Joined by Mechanical Fasteners
GB2460634B (en) * 2008-06-02 2010-07-07 Rolls Royce Plc Combustion apparatus
FR2935753B1 (fr) * 2008-09-08 2011-07-01 Snecma Propulsion Solide Liaisons souples a butee pour fixation de piece en cmc
GB0920371D0 (en) * 2009-11-23 2010-01-06 Rolls Royce Plc Combustor system
US8607577B2 (en) * 2009-11-24 2013-12-17 United Technologies Corporation Attaching ceramic matrix composite to high temperature gas turbine structure
US9322334B2 (en) * 2012-10-23 2016-04-26 General Electric Company Deformable mounting assembly
FR2998038B1 (fr) 2012-11-09 2017-12-08 Snecma Chambre de combustion pour une turbomachine
WO2015017180A1 (en) * 2013-08-01 2015-02-05 United Technologies Corporation Attachment scheme for a ceramic bulkhead panel
US10012104B2 (en) 2014-10-14 2018-07-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine convergent/divergent nozzle with unitary synchronization ring for roller track nozzle
US10480321B2 (en) 2014-12-05 2019-11-19 Rolls-Royce Corporation Attachment of piloting feature
US11149646B2 (en) 2015-09-02 2021-10-19 General Electric Company Piston ring assembly for a turbine engine
US9976746B2 (en) 2015-09-02 2018-05-22 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US10197278B2 (en) 2015-09-02 2019-02-05 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US10168051B2 (en) 2015-09-02 2019-01-01 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US10281153B2 (en) * 2016-02-25 2019-05-07 General Electric Company Combustor assembly
US9951649B2 (en) 2016-04-26 2018-04-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel flow divider valve mounting arrangement for a gas turbine engine
US10935242B2 (en) * 2016-07-07 2021-03-02 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US10280959B2 (en) 2016-07-13 2019-05-07 Rohr, Inc. Sliding fastener systems to accommodate differential thermal growth
GB201613110D0 (en) 2016-07-29 2016-09-14 Rolls Royce Plc A combustion chamber
US20180051880A1 (en) * 2016-08-18 2018-02-22 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US10385709B2 (en) * 2017-02-23 2019-08-20 General Electric Company Methods and features for positioning a flow path assembly within a gas turbine engine
US11402097B2 (en) 2018-01-03 2022-08-02 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US11054136B2 (en) * 2018-11-30 2021-07-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Interface for double-skin combustor liner
US11378012B2 (en) * 2019-12-12 2022-07-05 Rolls-Royce Plc Insert-mounted turbine assembly for a gas turbine engine
US11525577B2 (en) 2020-04-27 2022-12-13 Raytheon Technologies Corporation Extended bulkhead panel
EP3929487B1 (de) * 2020-06-25 2024-08-07 General Electric Company Brenneranordnung für einen gasturbinenmotor
CN113931872B (zh) * 2021-12-15 2022-03-18 成都中科翼能科技有限公司 一种燃气轮机压气机的双层鼓筒加强型转子结构
CN116697399A (zh) * 2022-02-28 2023-09-05 通用电气公司 具有柔性连接的燃烧器圆顶-导流板和衬里

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2825779B1 (fr) * 2001-06-06 2003-08-29 Snecma Moteurs Chambre de combustion munie d'un systeme de fixation de fond de chambre
FR2825786B1 (fr) * 2001-06-06 2003-10-17 Snecma Moteurs Fixation de casquettes metalliques sur des parois de chambre de combustion cmc de turbomachine
US6904757B2 (en) * 2002-12-20 2005-06-14 General Electric Company Mounting assembly for the forward end of a ceramic matrix composite liner in a gas turbine engine combustor
FR2855249B1 (fr) * 2003-05-20 2005-07-08 Snecma Moteurs Chambre de combustion ayant une liaison souple entre un fond de chambre et une paroi de chambre

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US20070107710A1 (en) 2007-05-17
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EP1734305A3 (de) 2013-05-01
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US7849696B2 (en) 2010-12-14
CA2548905C (fr) 2013-09-17

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