JP2002364848A - ガスタービンエンジンの点火器チューブを冷却するための方法、ガスタービンエンジン及びガスタービンエンジン用の燃焼器 - Google Patents
ガスタービンエンジンの点火器チューブを冷却するための方法、ガスタービンエンジン及びガスタービンエンジン用の燃焼器Info
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Abstract
(16)の火器チューブの低サイクル疲労(LCF)破
損を防止する。 【解決手段】 ガスタービンエンジン(10)用の燃焼
器(16)は、費用効果が良くかつ信頼性のある方法で
燃焼器内部の温度勾配を減少させるのを助ける複数の点
火器チューブ(64)を含む。燃焼器は、点火器チュー
ブを受ける寸法に作られた複数の開口(66)を含む環
状の外側ライナ(40)を含む。各点火器チューブは、
その中に受ける各点火器の整合を維持し、また点火器チ
ューブから半径方向外向きに延びる空気インピンジメン
ト装置(120)を含む。作動中、インピンジメント装
置に接触する空気流(190)は、点火器チューブ及び
燃焼器外側ライナをインピンジメント冷却するために半
径方向内方に流される。
Description
ービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービン
エンジンの燃焼器に用いられる点火器チューブに関す
る。
て燃料及び空気の混合気を点火するのに用いられる。公
知の燃焼器は、燃焼区域を形成する燃焼器ライナに取り
付けられた少なくとも1つのドームを含む。より具体的
には、燃焼器ライナは、ドームからタービンノズルまで
延びる内側ライナ及び外側ライナを含む。ライナは、燃
焼器ケーシングから半径方向内方に間隔を置いて配置さ
れ、内側及び外側通路がそれぞれの内側及び外側ライナ
と燃焼器ケーシングとの間に形成される。
けられた点火器チューブを通して延びる。より具体的に
は、燃料点火器チューブは、外側通路を通して延び、点
火器を燃焼チャンバに対して整合した状態に維持する。
に吐出され、該燃焼器において空気流は燃料と混合され
て点火器で点火される。燃焼器に流入する空気流の一部
分は、燃焼器外側通路を通して流され、外側ライナ及び
点火器を冷却し、また燃焼チャンバ内の主燃焼区域を希
釈する。点火器は幅広のずんぐりした物体であるため、
空気流ははく離し、各点火器から下流に伴流が発生する
可能性がある。伴流の結果として、点火器及び点火器チ
ューブの下流側は、はく離していない空気流で冷却され
る点火器及び点火器チューブの上流側ほど効果的には冷
却されない。さらに、伴流の結果として、点火器チュー
ブ中に周方向の温度勾配が生じるおそれがある。時が経
つにつれて、温度勾配状態での連続した作動により、点
火器チューブを製作するのに用いられている材料の極減
強度を超える、損傷を与えるおそれのある熱応力が燃焼
器中に生じる可能性がある。その結果、熱により生じる
一時的及び定常的状態の応力は、点火器チューブの低サ
イクル疲労(LCF)破損を引き起こす可能性がある。
は費用と時間のかかる作業であるので、少なくとも一部
の公知の燃焼器では、点火器チューブの内部に生じる熱
による周方向の応力を減少させるのを助けるために、点
火器と点火器チューブとの間の間隙を増大させている。
この間隙により、通路から燃焼チャンバにながれる漏洩
を発生させて、燃焼器ライナに隣接する点火器チューブ
に対して冷却作用を与える。しかしながら、かかる空気
は燃焼行程に用いられるために、かかる間隙は断続的な
冷却しか行わないので、点火器チューブは依然として交
換を必要とする可能性がある。
て、ガスタービンエンジン用の燃焼器は、燃焼器内部の
伴流温度及び温度勾配を費用効果が良くかつ信頼性のあ
る方法で減少させるのを助ける複数の点火器チューブを
含む。燃焼器は、点火器チューブを受ける寸法に作られ
た複数の開口を含む環状の外側ライナを備える。点火器
チューブの各々は、その中に受けられる点火器の各々の
整合を維持し、また点火器チューブから半径方向外向き
に延びる空気インピンジメント装置を含む。
触する空気流は、点火器チューブの後端に向かってかつ
燃焼器外側ライナに向かって半径方向内向きに流され
る。より具体的には、空気流は、点火器チューブ及びそ
れを取り囲む燃焼器外側ライナをインピンジメント冷却
するために点火器チューブの周りに周方向に向けられ
る。インピンジメント冷却は、点火器チューブ及び燃焼
器外側ライナの伴流温度及び周方向の温度勾配全体を減
少させるのを助ける。その結果、点火器チューブの熱応
力を低下させ、従って低サイクル疲労寿命の改善が費用
効果が良くかつ信頼性のある方法で促進される。
圧縮機14、及び燃焼器16を含むガスタービンエンジ
ン10の概略図である。エンジン10はまた、高圧ター
ビン18、低圧タービン20、及びブースタ22を含
む。ファン組立体12は、ロータディスク26から半径
方向外向きに延びるファンブレード24の列を含む。エ
ンジン10は、吸気側28及び排気側30を有する。1
つの実施形態において、ガスタービンエンジン10は、
オハイオ州シンシナチにあるGeneral Elec
tric Companyから市販されているGE90
型エンジンである。
流れ、加圧された空気が高圧圧縮機14に供給される。
高度に加圧された空気は、燃焼器16に送り込まれる。
燃焼器16からの空気流は、タービン18及び20を駆
動し、タービン20はファン組立体12を駆動する。
れる燃焼器16の断面図である。燃焼器16は、環状の
外側ライナ40、環状の内側ライナ42、及びそれぞれ
外側ライナ40と内側ライナ42の間を延びるドーム状
端部(図示せず)を含む。外側ライナ40及び内側ライ
ナ42は、燃焼器ケーシング46から内方に間隔を置い
て配置され、燃焼チャンバ48を形成する。外側ライナ
40及び燃焼器ケーシング46は、外側通路52を形成
し、また内側ライナ42及び前部内側ノズル支持体53
は、内側通路54を形成する。
であり、ライナ40と42の間に配置される。外側ライ
ナ40及び内側ライナ42は、ドーム状端部からドーム
状端部の下流に配置されるタービンノズル56まで延び
る。この例示的な実施形態においては、外側ライナ40
及び内側ライナ42の各々は、1連の段部60を備える
複数のパネル58を含み、各パネルは燃焼器ライナ40
及び42の異なる部分を構成する。
グ46及び外側通路52を貫通して延び、燃焼器外側ラ
イナ40と結合される。1つの実施形態において、2つ
の燃料点火器62が燃焼器ケーシング46を貫通して延
びる。点火器62は、燃焼器16の周りに周方向に配置
され、かつ燃焼器のドーム状端部から下流側に位置する
幅広のずんぐりした物体である。各点火器62は、燃焼
チャンバ48内の燃料/空気混合気を点火するために設
置され、その各々は燃焼器外側ライナ40に結合された
点火器チューブ64を含む。より具体的には、各点火器
チューブ64は、各点火器チューブ64が燃焼器外側ラ
イナ40を貫いて延びている各開口66に対して同心に
整合されるように、開口66内に結合される。点火器チ
ューブ64は、燃焼器16に対して各点火器を整合させ
た状態に維持する。1つの実施形態において、燃焼器外
側ライナの開口66は、ほぼ円形の断面輪郭を有する。
比較的高い速度で高圧圧縮機14(図1に示す)を出
て、燃焼器16中に向けられ、燃焼器において空気流は
燃料と混合され、燃料/空気混合気は点火器62で点火
されて燃焼する。空気流が燃焼器16に流入するとき、
空気流の一部分(図2には示さず)が、燃焼器外側通路
52を通して流される。各点火器62は、幅広のずんぐ
りした物体であるので、空気流が点火器62に接触する
と、各点火器62の下流側の空気流中に伴流が生じる。
点火器チューブ64の拡大断面図である。図4は、燃焼
器外側ライナ40に結合された点火器チューブ64の平
面図である。点火器チューブ64は、上流側70及び下
流側72を有する。点火器チューブ64はまた、半径方
向内側フランジ部74、半径方向外側部76、及びその
間を延びる支持リング78を有する。
り、フランジ部74から支持リング78に向かって半径
方向外向きに延びる突起80を含む。より具体的には、
フランジ部74は、点火器チューブの内側表面81と支
持リング78の間を延びており、外径82を有する。フ
ランジ部74はまた、それを貫通して延びて直径86を
有する開口84を含む。1つの実施形態において、開口
84はほぼ円形である。フランジ部の開口84は、点火
器62を受ける寸法に作られている。フランジ部の外径
82は、燃焼器外側ライナの開口66の内径88にほぼ
等しく、従って点火器チューブのフランジ部74は、燃
焼器外側ライナの開口66内に厳密な公差で受けられ
る。この例示的な実施形態において、点火器チューブの
半径方向内側フランジ部74は、ほぼ円形の外周を有す
る。
方向内側フランジ部の突起80の1部をその中に受ける
寸法に作られた凹み90を含む。より具体的には、支持
リング78は、フランジ部の突起80の半径方向外側表
面92に取り付けられるので、支持リング78はフラン
ジ部74から半径方向外向きにかつほぼ垂直に延びる。
点火器チューブの支持リング78はまた、支持リング7
8から点火器チューブの半径方向外側部76に向かって
ほぼ垂直に延びる突起94を含む。
支持リング78に取り付けられ、受けリング100及び
取付リング102を含む。取付リング102は、環状で
あり、取付リング102が支持リング78にほぼ平行に
なるように、支持リング78から延びる。受けリング1
00は、取付リング102から半径方向外向きに延び
る。より具体的には、受けリング100は、点火器チュ
ーブの半径方向外側部76を貫いて延びる開口106
が、半径方向外側部76の出口116での直径114よ
り大きい半径方向外側部76の入口112での直径11
0を有するように、取付リング102から拡開して延び
る。従って、半径方向外側部の入口112は点火器62
を点火器チューブ64中に案内し、半径方向外側部の出
口114は点火器62を燃焼器16に対して整合した状
態に維持する(図1及び図2に示す)。
ブ64から半径方向外向きに延びる空気インピンジメン
ト装置120を含む。空気インピンジメント装置120
は、スクープまたはデフレクタ部122とリングフラン
ジ部124とを含む。リングフランジ部124は、それ
を貫いて延び、フランジ部の開口84に対して同心に整
合された開口126を有する。より具体的には、リング
フランジ部124は、点火器チューブの半径方向外側部
の受けリング100の最大外径130より大きい内径1
28を有する。リングフランジ部124はまた、外径1
32を有する。
ジ部124は、点火器チューブの支持リング78及び点
火器チューブの半径方向外側部76に取り付けられる。
リングフランジ部124は、リングフランジ部124の
それぞれ内端縁142と外端縁144との間で測定され
た幅134を有する。
は、リングフランジ部の外端縁144から延びる。具体
的には、スクープ部122は、リングフランジ部の外端
縁144から半径方向外向きにリングフランジ部124
の全周のほぼ半分だけ延びる。スクープ部122は、点
火器チューブの下流側72の周りのリングフランジの外
端縁144から半径方向外向きに距離150だけ延び
る。
の中心対称軸156に向かって湾曲している。より具体
的には、スクープ部122は、スクープ部122に突き
当たる空気流を燃焼器外側ライナ40に向かって半径方
向内向きに流すような空気力学的形状にされている。ス
クープ部122はまた、スクープ部122の半径方向外
側表面162からスクープ部122の半径方向内側表面
164まで延びる開口部160を含む。従って、スクー
プ部122に突き当たる空気流は、スクープ部の開口部
160を通して半径方向内向きに向けられる。開口部1
60は、ガイド空気孔として知られている。1つの実施
形態において、開口部160はスクープ部122の内側
で延びる。
方向内側表面164に取り付けられ、燃焼器外側ライナ
40に向かって延びている。より具体的には、空気ガイ
ド板170は、スクープ部122の下流側72に取り付
けられており、空気ガイド板170の半径方向内側面1
74が点火器チューブの中心対称軸156に向かう方向
に半径方向内向きに延びるが、点火器チューブ64にも
燃焼器外側ライナ40にも接触しないような、形状にさ
れている。従って、空気ガイド板170は、スクープ部
の開口部160と流体連通している。
ナ40を貫通して延びる複数の冷却開口180を含む。
より具体的には、冷却開口180は、燃焼器外側ライナ
の点火器用開口66の半径方向外方に位置しており、か
つ燃焼器外側ライナの開口66の下流側72の周りに延
びている。この実施形態においては、冷却開口180は
複数の円弧状の列184で配列される。冷却開口180
は、燃焼チャンバ48と流体連通している。スクープ部
122は、冷却開口180から半径方向外方にあるの
で、スクープ部の開口部160は冷却開口180と流体
連通している。
で高圧圧縮機14(図1に示す)を出て、燃焼器16中
に向けられ、燃焼器において空気流は燃料と混合され、
混合気は点火器62(図2に示す)で点火されて燃焼す
る。空気流が燃焼器16に流入するとき、空気流の一部
分190は燃焼器外側通路52(図2に示す)を通して
流される。燃焼器外側通路の空気流190の一部分19
2は、空気インピンジメント装置120に接触した後に
半径方向内向きに向けられる。より具体的には、空気流
部分190が空気インピンジメント装置のスクープ12
2に突き当たると、空気流部分192は、スクープ部1
22に沿ってスクープのガイド空気孔160を通して半
径方向内向きに流される。
とき、空気流は空気ガイド板170に接触して向け直さ
れる。空気ガイド板170は、空気流の部分190を点
火器チューブの中心対称軸156に向かう方向に燃焼器
外側ライナの冷却開口180中に流す。さらに、スクー
プ部122は、点火器チューブ64及び燃焼器外側ライ
ナ40をインピンジメント冷却するために、空気流を点
火器チューブの半径方向内側フランジ部74の周りの周
方向に向ける。その結果、局部的な対流による熱伝達が
強められ、それによって点火器チューブ64の周り及び
点火器チューブ64と燃焼器外側ライナ40の間の周方
向の温度勾配を減少させるのを助ける。伴流温度及び周
方向の温度勾配の減少により、点火器チューブ64内に
生じる熱応力の低下、従って点火器チューブ64の低サ
イクル疲労(LCF)寿命の改善が促進される。
かつ高い信頼性がある。点火器チューブは、点火器チュ
ーブ及び燃焼器外側ライナをインピンジメント冷却する
ために、空気流を半径方向内向きにかつ周方向に流す空
気インピンジメント装置を含む。より具体的には、空気
インピンジメント装置は、点火器チューブと燃焼器外側
ライナの間の伴流温度及び周方向の温度勾配を減少する
のを助ける。その結果、費用効果が良くかつ信頼性のあ
る方法で熱応力の低下と点火器チューブの寿命の改善と
を促進する。
明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び
技術的範囲内の変更で実施可能であることは当業者には
明らかであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符
号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲
を実施例に限縮するものではない。
図。
とができる燃焼器の断面図。
Claims (19)
- 【請求項1】 燃焼器(16)及び圧縮機(14)を含
むガスタービンエンジン(10)を作動させる方法であ
って、前記燃焼器は、複数の点火器チューブ(64)
と、燃焼チャンバ(48)を形成する外側ライナ(4
0)及び内側ライナ(42)とを含み、前記外側ライナ
はその中に点火器チューブを受ける寸法に作られた複数
の第1の開口(66)を含んでおり、該方法は、 空気流を前記圧縮機から前記燃焼器に向けるように、前
記エンジンを作動させる段階と、 前記点火器チューブの各々から半径方向外向きに延びる
デフレクタ(122)を用いて、前記燃焼器の外側ライ
ナをインピンジメント冷却するために前記空気流(19
0)の一部分を流す段階と、を含むことを特徴とする方
法。 - 【請求項2】 前記点火器チューブのデフレクタ(12
2)の各々は、ガイド板(170)、開口部(16
0)、及びその間を延びるスクープを含み、前記空気流
(190)の一部分を流す前記段階は、前記デフレクタ
のスクープを用いて前記デフレクタ開口部を通して半径
方向内向きに空気流(192)を向ける段階をさらに含
むことを特徴とする、請求項1に記載の方法。 - 【請求項3】 前記燃焼器外側ライナ(40)は複数の
第2の開口(180)をさらに含み、前記空気流(19
0)の一部分を流す前記段階は、前記点火器チューブの
デフレクタ(122)を用いて空気流を前記複数の第2
の開口に向ける段階をさらに含むことを特徴とする、請
求項1に記載の方法。 - 【請求項4】 前記点火器チューブのデフレクタ(12
2)の各々は、ガイド板(170)、開口部(16
0)、及びその間を延びるスクープを含み、前記点火器
チューブのデフレクタを用いる前記段階は、前記デフレ
クタ開口部を通して前記空気流(190)を前記複数の
燃焼器外側ライナの第2の開口(180)に向ける段階
をさらに含むことを特徴とする、請求項3に記載の方
法。 - 【請求項5】 前記点火器チューブのデフレクタ(12
2)の各々は、それぞれの前記燃焼器外側ライナの第1
の開口(66)から下流側(72)に延びており、前記
空気流(190)の一部分を流す前記段階は、前記燃焼
器外側ライナの第1の開口より下流側にある空気流(1
92)を前記燃焼器外側ライナ(40)に向ける段階を
さらに含むことを特徴とする、請求項1に記載の方法。 - 【請求項6】 ガスタービンエンジン(10)用の燃焼
器(16)であって、 それから半径方向外向きに延びているデフレクタ(12
2)を含む少なくとも1つの点火器チューブ(64)
と、 環状の内側燃焼器ライナ(42)と、 環状の外側燃焼器ライナ(40)と、を含み、 該外側及び内側燃焼器ライナは燃焼チャンバ(48)を
形成し、前記外側燃焼器ライナは、複数の第1の開口
(66)、複数の第2の開口(180)、及び複数のデ
フレクタを含み、前記第1の開口の各々はその中に前記
点火器チューブの各々を受ける寸法に作られており、前
記第2の開口の各々は前記第1の開口の各々から下流側
(72)に位置しており、前記点火器チューブのデフレ
クタの各々は空気流(192)を前記複数の第2の開口
を通るように反らせる形状にされている、ことを特徴と
する燃焼器(16)。 - 【請求項7】 前記複数の第2の開口(180)は、前
記複数の外側燃焼器ライナ(40)の第1の開口(6
6)の各々の半径方向外方に位置していることを特徴と
する、請求項6に記載の燃焼器(16)。 - 【請求項8】 前記点火器チューブのデフレクタ(12
2)の各々は、前記外側燃焼器ライナの第1の開口(6
6)の各々から下流側(72)に延びていることを特徴
とする、請求項6に記載の燃焼器(16)。 - 【請求項9】 前記複数の第2の開口(180)は、前
記点火器チューブのデフレクタ(122)の各々と前記
外側燃焼器ライナの第1の開口(66)の各々との間に
位置することを特徴とする、請求項8に記載の燃焼器
(16)。 - 【請求項10】 前記点火器チューブのデフレクタ(1
22)の各々は、ガイド板(170)、開口部(16
0)、及びその間を延びるスクープを含むことを特徴と
する、請求項6に記載の燃焼器(16)。 - 【請求項11】 前記点火器チューブのデフレクタ(1
22)の各々は、前記複数の第2の開口(180)と流
体連通していることを特徴とする、請求項6に記載の燃
焼器(16)。 - 【請求項12】 前記複数のデフレクタ(122)は、
前記外側燃焼器ライナ(40)をインピンジメント冷却
するために空気(190)を向けるように構成にされて
いることを特徴とする、請求項6に記載の燃焼器(1
6)。 - 【請求項13】 複数の点火器チューブ(64)、環状
の外側ライナ(40)、及び環状の内側ライナ(42)
を含む燃焼器(16)を備えるガスタービンエンジン
(10)であって、前記外側及び内側ライナは燃焼チャ
ンバ(48)を形成し、前記外側ライナはその中に前記
点火器チューブの各々を受ける寸法に作られた複数の開
口(66)を含み、前記点火器チューブの各々は、該点
火器チューブから半径方向外向きに延び、前記外側ライ
ナをインピンジメント冷却するために空気流(190)
を反らせるように構成されたデフレクタ(122)を含
むことを特徴とするガスタービンエンジン(10)。 - 【請求項14】 前記点火器チューブのデフレクタ(1
22)の各々は、形状付けされており、ガイド板(17
0)、開口(160)、及びその間を延びるスクープを
含むことを特徴とする、請求項14に記載のガスタービ
ンエンジン(10)。 - 【請求項15】 前記燃焼器外側ライナ(40)は、複
数の第2の開口(180)をさらに含み、前記第2の開口
の各々は、前記第1の開口(66)の各々から下流側
(72)に位置することを特徴とする、請求項15に記
載のガスタービンエンジン(10)。 - 【請求項16】 前記点火器チューブのデフレクタ(1
22)の各々は、前記燃焼器外側ライナの複数の第2の
開口(180)を通るように空気流(190)を向ける
ように構成されていることを特徴とする、請求項16に
記載のガスタービンエンジン(10)。 - 【請求項17】 前記点火器チューブのデフレクタ(1
22)の各々は、前記燃焼器外側ライナの複数の第2の
開口(180)を越えて前記燃焼器外側ライナの第1の
開口(66)の各々から下流側に延びていることを特徴
とする、請求項16に記載のガスタービンエンジン(1
0)。 - 【請求項18】 前記デフレクタ(122)の各々は、
前記燃焼器外側ライナの複数の第2の開口(180)と
流体連通していることを特徴とする、請求項16に記載
のガスタービンエンジン(10)。 - 【請求項19】 前記デフレクタ(122)の各々は、
円弧状であり、前記燃焼器外側ライナの第1の開口(6
6)の各々の半径方向外方に位置していることを特徴と
する、請求項16に記載のガスタービンエンジン(1
0)。
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Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2009185821A (ja) * | 2008-02-11 | 2009-08-20 | Snecma | ガスタービンエンジンの燃焼チャンバ内に点火プラグを取り付けるための装置 |
JP2016041929A (ja) * | 2014-08-14 | 2016-03-31 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 燃焼タービンエンジンの燃料噴射器組立体 |
Families Citing this family (50)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20010030667A1 (en) * | 2000-04-10 | 2001-10-18 | Kelts Brett R. | Interactive display interface for information objects |
US6715279B2 (en) * | 2002-03-04 | 2004-04-06 | General Electric Company | Apparatus for positioning an igniter within a liner port of a gas turbine engine |
GB0227842D0 (en) * | 2002-11-29 | 2003-01-08 | Rolls Royce Plc | Sealing Arrangement |
US8046705B2 (en) * | 2003-05-08 | 2011-10-25 | Hillcrest Laboratories, Inc. | Systems and methods for resolution consistent semantic zooming |
US20040268393A1 (en) * | 2003-05-08 | 2004-12-30 | Hunleth Frank A. | Control framework with a zoomable graphical user interface for organizing, selecting and launching media items |
US8555165B2 (en) * | 2003-05-08 | 2013-10-08 | Hillcrest Laboratories, Inc. | Methods and systems for generating a zoomable graphical user interface |
US8601396B2 (en) * | 2003-05-08 | 2013-12-03 | Hillcrest Laboratories, Inc. | Systems and methods for node tracking and notification in a control framework including a zoomable graphical user interface |
FR2856466B1 (fr) * | 2003-06-20 | 2005-08-26 | Snecma Moteurs | Dispositif d'etancheite de bougie non soude sur la paroi de chambre |
JP2007535773A (ja) | 2004-04-30 | 2007-12-06 | ヒルクレスト・ラボラトリーズ・インコーポレイテッド | 自由空間ポインティングデバイスおよびポインティング方法 |
US8629836B2 (en) | 2004-04-30 | 2014-01-14 | Hillcrest Laboratories, Inc. | 3D pointing devices with orientation compensation and improved usability |
US7299620B2 (en) * | 2004-06-29 | 2007-11-27 | Peter Stuttaford | Tornado torch igniter |
US8137195B2 (en) | 2004-11-23 | 2012-03-20 | Hillcrest Laboratories, Inc. | Semantic gaming and application transformation |
US7546739B2 (en) * | 2005-07-05 | 2009-06-16 | General Electric Company | Igniter tube and method of assembling same |
FR2891350A1 (fr) * | 2005-09-29 | 2007-03-30 | Snecma Sa | Dispositif de guidage d'un element dans un orifice d'une paroi de chambre de combustion de turbomachine |
US7926279B2 (en) * | 2006-09-21 | 2011-04-19 | Siemens Energy, Inc. | Extended life fuel nozzle |
US8479490B2 (en) * | 2007-03-30 | 2013-07-09 | Honeywell International Inc. | Combustors with impingement cooled igniters and igniter tubes for improved cooling of igniters |
US20090293486A1 (en) * | 2007-10-26 | 2009-12-03 | Honeywell International, Inc. | Combustors with igniters having protrusions |
FR2925147B1 (fr) * | 2007-12-14 | 2012-07-13 | Snecma | Dispositif de guidage d'un element dans un orifice d'une paroi de chambre de combustion de turbomachine |
US8046987B2 (en) * | 2008-09-03 | 2011-11-01 | Woodard, Inc. | Air cooled core mounted ignition system |
US20100212324A1 (en) * | 2009-02-26 | 2010-08-26 | Honeywell International Inc. | Dual walled combustors with impingement cooled igniters |
FR2952698B1 (fr) * | 2009-11-17 | 2013-09-20 | Snecma | Chambre de combustion avec bougie d'allumage ventilee |
FR2952703B1 (fr) * | 2009-11-19 | 2011-10-28 | Snecma | Guide d'une bougie d'allumage dans une chambre de combustion d'une turbomachine |
US8726631B2 (en) * | 2009-11-23 | 2014-05-20 | Honeywell International Inc. | Dual walled combustors with impingement cooled igniters |
US9157638B2 (en) * | 2012-01-31 | 2015-10-13 | General Electric Company | Adaptor assembly for removable components |
JP5924618B2 (ja) * | 2012-06-07 | 2016-05-25 | 川崎重工業株式会社 | 燃料噴射装置 |
US9249978B2 (en) * | 2012-07-03 | 2016-02-02 | Alstom Technology Ltd | Retaining collar for a gas turbine combustion liner |
US9228747B2 (en) | 2013-03-12 | 2016-01-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor for gas turbine engine |
WO2014168654A1 (en) | 2013-03-14 | 2014-10-16 | Rolls-Royce Corporation | Inverted cap igniter tube |
US9989254B2 (en) * | 2013-06-03 | 2018-06-05 | General Electric Company | Combustor leakage control system |
US9803554B2 (en) | 2013-08-12 | 2017-10-31 | Unison Industries, Llc | Fuel igniter assembly having heat-dissipating element and methods of using same |
DE102013222932A1 (de) * | 2013-11-11 | 2015-05-28 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenbrennkammer mit Schindel zur Durchführung einer Zündkerze |
US10156189B2 (en) * | 2014-01-28 | 2018-12-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor igniter assembly |
US10612781B2 (en) * | 2014-11-07 | 2020-04-07 | United Technologies Corporation | Combustor wall aperture body with cooling circuit |
US20170176004A1 (en) * | 2015-12-18 | 2017-06-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor floating collar assembly |
US20180030899A1 (en) * | 2016-07-27 | 2018-02-01 | Honda Motor Co., Ltd. | Structure for supporting spark plug for gas turbine engine |
FR3081211B1 (fr) * | 2018-05-16 | 2021-02-26 | Safran Aircraft Engines | Ensemble pour une chambre de combustion de turbomachine |
US11415060B2 (en) | 2018-09-12 | 2022-08-16 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Igniter for gas turbine engine |
US11408351B2 (en) | 2018-09-12 | 2022-08-09 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Igniter for gas turbine engine |
US11454173B2 (en) | 2018-09-12 | 2022-09-27 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Igniter for gas turbine engine |
US11391212B2 (en) | 2018-09-12 | 2022-07-19 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Igniter for gas turbine engine |
US11286861B2 (en) | 2018-09-12 | 2022-03-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Igniter for gas turbine engine |
US11268447B2 (en) | 2018-09-12 | 2022-03-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Igniter for gas turbine engine |
US11401867B2 (en) | 2018-09-12 | 2022-08-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Igniter for gas turbine engine |
US11255271B2 (en) | 2018-09-12 | 2022-02-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Igniter for gas turbine engine |
US11268486B2 (en) | 2018-09-12 | 2022-03-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Igniter for gas turbine engine |
US11391213B2 (en) | 2018-09-12 | 2022-07-19 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Igniter for gas turbine engine |
FR3096114B1 (fr) * | 2019-05-13 | 2022-10-28 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion comprenant des moyens de refroidissement d’une zone d’enveloppe annulaire en aval d’une cheminée |
US11702991B2 (en) | 2020-09-30 | 2023-07-18 | General Electric Company | Turbomachine sealing arrangement having a heat shield |
US11187152B1 (en) | 2020-09-30 | 2021-11-30 | General Electric Company | Turbomachine sealing arrangement having a cooling flow director |
US11859819B2 (en) | 2021-10-15 | 2024-01-02 | General Electric Company | Ceramic composite combustor dome and liners |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2422213A (en) * | 1944-06-09 | 1947-06-17 | Westinghouse Electric Corp | Combustion chamber |
CA992755A (en) * | 1972-10-02 | 1976-07-13 | General Electric Company | Gas turbine engine igniter assembly |
US4194358A (en) | 1977-12-15 | 1980-03-25 | General Electric Company | Double annular combustor configuration |
US4628694A (en) * | 1983-12-19 | 1986-12-16 | General Electric Company | Fabricated liner article and method |
US4875339A (en) * | 1987-11-27 | 1989-10-24 | General Electric Company | Combustion chamber liner insert |
US5088287A (en) | 1989-07-13 | 1992-02-18 | Sundstrand Corporation | Combustor for a turbine |
US5129231A (en) * | 1990-03-12 | 1992-07-14 | United Technologies Corporation | Cooled combustor dome heatshield |
US5402637A (en) | 1993-07-13 | 1995-04-04 | Cooper Industries | Igniter plug extender for a turbine engine combustor |
US5442907A (en) * | 1994-04-04 | 1995-08-22 | Aero-Plasma, Inc. | Bootstrap re-ignition system for aircraft jet engine |
US6212870B1 (en) | 1998-09-22 | 2001-04-10 | General Electric Company | Self fixturing combustor dome assembly |
US6266961B1 (en) * | 1999-10-14 | 2001-07-31 | General Electric Company | Film cooled combustor liner and method of making the same |
US6438958B1 (en) * | 2000-02-28 | 2002-08-27 | General Electric Company | Apparatus for reducing heat load in combustor panels |
-
2001
- 2001-05-17 US US09/859,611 patent/US6557350B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2002
- 2002-05-15 EP EP02253388A patent/EP1258682B1/en not_active Expired - Fee Related
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- 2002-05-16 JP JP2002140857A patent/JP4128393B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2009185821A (ja) * | 2008-02-11 | 2009-08-20 | Snecma | ガスタービンエンジンの燃焼チャンバ内に点火プラグを取り付けるための装置 |
JP2016041929A (ja) * | 2014-08-14 | 2016-03-31 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 燃焼タービンエンジンの燃料噴射器組立体 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
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US20020170293A1 (en) | 2002-11-21 |
US6557350B2 (en) | 2003-05-06 |
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