JP2007170810A - タービンエンジン用の燃焼器アッセンブリおよび燃焼器アッセンブリ用のライナッセンブリ - Google Patents
タービンエンジン用の燃焼器アッセンブリおよび燃焼器アッセンブリ用のライナッセンブリ Download PDFInfo
- Publication number
- JP2007170810A JP2007170810A JP2006337980A JP2006337980A JP2007170810A JP 2007170810 A JP2007170810 A JP 2007170810A JP 2006337980 A JP2006337980 A JP 2006337980A JP 2006337980 A JP2006337980 A JP 2006337980A JP 2007170810 A JP2007170810 A JP 2007170810A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- assembly
- combustor
- liner
- combustor assembly
- rear lip
- 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.)
- Pending
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/35—Combustors or associated equipment
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
【課題】燃焼器から流出する冷却空気およびガス流を妨害しない燃焼器アッセンブリとタービンアッセンブリとの間の円滑なインタフェースを提供する。
【解決手段】ライナッセンブリ15は、外側シェル26を備え、該シェル26に沿って内側ヒートシールド28が配設される。燃焼室20は、固定ベーン18およびタービン16にガス流35を導く後方開放端部24を備える。エアフォイル21を支持するベース部19は、燃焼器アッセンブリ14の端部に固定され、燃焼器アッセンブリ14とタービンアッセンブリ16との間に移行領域を有する。ヒートシールド28の後方リップ部36は、燃焼器14の軸方向長さ50を越え、ベーン18へと延びている。円滑なインタフェースを形成するようにリップ36とベース19の一部とが重なり、燃焼室20からベーン18およびタービン16へと冷却空気およびガス流35が良好に流れる。
【選択図】図1
【解決手段】ライナッセンブリ15は、外側シェル26を備え、該シェル26に沿って内側ヒートシールド28が配設される。燃焼室20は、固定ベーン18およびタービン16にガス流35を導く後方開放端部24を備える。エアフォイル21を支持するベース部19は、燃焼器アッセンブリ14の端部に固定され、燃焼器アッセンブリ14とタービンアッセンブリ16との間に移行領域を有する。ヒートシールド28の後方リップ部36は、燃焼器14の軸方向長さ50を越え、ベーン18へと延びている。円滑なインタフェースを形成するようにリップ36とベース19の一部とが重なり、燃焼室20からベーン18およびタービン16へと冷却空気およびガス流35が良好に流れる。
【選択図】図1
Description
本発明は、一般にガスタービンエンジンの燃焼器アッセンブリに関する。より具体的には、本発明はガスタービンエンジンの燃焼器アッセンブリと固定タービンベーン部との間におけるインタフェースに関する。
ガスタービンエンジンは、通常、燃料と圧縮空気との混合気を燃焼してガス流を発生させる燃焼器を備える。燃焼器は、通常、複数の内側ヒートシールドを支持する外側シェルを備える。内側ヒートシールドは、燃料/空気混合気の燃焼および結果生じる高温のガス流にさらされる。
燃焼器から流出するガス流は固定タービンベーンの列に流入して、下流に位置した回転タービンブレードに導かれる。固定ベーンは燃焼器と回転タービンブレードの間に設けられる。通常、燃焼器モジュールの後端部における支持外側シェルおよびヒートシールド部品は、固定ベーン上流の共通の軸方向位置または平面において終端をなす。この二重壁燃焼器ライナシステムから、下流の端部壁またはプラットフォーム(タービンベーン列の流路の内側および外側直径をなす表面)に移行することにより、燃焼器の内側表面と固定ベーン列の内側または外側直径をなす表面との間に継ぎ目、段差、または中断面が生じる。
不都合なことに、固定ベーン列と燃焼器との間のインタフェースにおいて表面が中断されると、燃焼器から流出する冷却空気およびコアガスの流れが妨害されてしまう。燃焼器の内側表面に沿って流れる冷却空気の断熱層は、固定ベーン部とのインタフェースにおいて妨害されてしまうため、冷却空気と高温コアガスが望ましく混合されない。これにより、冷却空気の冷却効果が減少し、前記領域における燃焼器およびタービンの部品に温度上昇や不都合な温度勾配が生じてしまう。加えて、固定ベーンに向かって下流に流れるガス流が妨害されることにより、望ましくない空力学特性および熱(温度)プロフィールが生じて、下流に位置するタービンの低下、したがって、エンジン全体の性能が低下してしまう可能性がある。
したがって、燃焼器出口の近傍および下流のタービンベーンへの入口の近傍において冷却空気流およびコアガス流を円滑に移行させる、燃焼器アッセンブリとタービンアッセンブリとの間におけるインタフェースを開発することが望ましい。
本発明による例示的なタービンエンジン用燃焼器アッセンブリは、後方セグメントつまりリップ部を有するヒートシールド部品を組み込んだ燃焼器ライナッセンブリを備え、ヒートシールド部品のリップ部は、燃焼器アッセンブリと固定ベーン部との間における望ましいインタフェースを付与するように、タービンアッセンブリの固定ベーン部に対応する。
本発明による例示的な燃焼器アッセンブリは、後方セグメントつまりリップ部を有するヒートシールド部品を組み込んだ燃焼器ライナッセンブリを含み、このリップ部は、ガス流用の円滑なインタフェースを形成するようにタービンアッセンブリの固定ベーン部に対応する。後方セグメントつまりリップ部は、下流に位置する固定ベーンの端部壁の領域に向かって、燃焼器アッセンブリ(および外側シェル)の残部よりも長い軸方向距離にわたって延びている。コアガス流にさらされるリップ部および固定ベーンの端部壁によって軸方向に移行する円滑な曲線が付与されるように、固定ベーンの端部壁は後方リップ部を受けるランディングを備える。リップ部およびランディングによって付与される円滑な軸方向の外形状により、冷却およびガス流に対して、燃焼器とタービン端部壁との間の移行部分に望ましい空気力学的特性がもたらされる。さらに、ランディングの幾何学形状は、この領域における冷却パターンを調整するとともに望ましくない冷却空気の漏れを制限する構造を備える。
したがって、本発明による燃焼器アッセンブリにより、冷却空気流およびコアガス流が燃焼器アッセンブリから固定ベーンを通り、さらに下流のタービン部へと円滑に移行する。
本発明の上記および他の特徴は以下の明細書および図面から最も良く理解されるであろう。
図1を参照すると、本発明によるエンジンアッセンブリ10は、ファン(図示せず)と、燃焼器アッセンブリ14に圧縮空気を供給する圧縮機12と、を備える。燃焼器アッセンブリ14内で生じた燃焼ガスはタービンアッセンブリ16に流入する。図1では、環状の燃焼器を備えたガスタービンエンジンアッセンブリ10を概略的に図示しているが、他の周知の燃焼器アッセンブリ形態への応用も本発明の意図する範囲内である。
燃焼器アッセンブリ14は、軸30を中心として環状に配設されており、軸方向の長さ50を有する。燃焼器アッセンブリ14は、内側(ディフューザ)ケース壁部52および外側(ディフューザ)ケース壁部54に固定されており、該壁部の各々は、軸30を中心として環状に配設されている。燃焼器アッセンブリは、内側ケース壁52および外側ケース壁54に支持されたライナッセンブリ15を特徴としている。ライナッセンブリ15は、複数の内側ヒートシールド28を支持する外側シェル26を有し、内側ヒートシールド28は燃焼室20の内側表面42を画定する。外側シェル26と内側ヒートシールド28との間に冷却空気の通路32が配設される。
燃焼室20は、燃焼を開始させるように燃料および空気を燃焼室に供給する燃料インジェクタ25および開口部を備えた前方部分つまりバルクヘッドアッセンブリ22を備える。ヒートシールド28は、いくつかのセグメントをなして外側シェル26に沿って配設され、燃焼室20内で発生した高温ガスから燃焼器アッセンブリ14の外側特徴部を保護し、熱的に絶縁する。
燃焼室20は、軸30を中心として環状に設けられた中心線44を中心に配設されている。燃焼室20は、固定ベーンのカスケード列18および下流のタービンアッセンブリの段にガス流35を導く後方開放端部24を備える。第1の固定ベーン18は、燃焼室20の後方開放端部24の近傍でエアフォイル21を支持するベース部19を有する。ベース部19は、エンジンアッセンブリの一部として燃焼器アッセンブリ14の端部またはケースに固定され、燃焼器アッセンブリ14とタービンアッセンブリ16との間に移行領域を形成する。
後方開放端部24に配設された内側ヒートシールド28は、後方のセグメントつまりリップ部36を備える。後方リップ部36は、燃焼器アッセンブリ14の軸方向長さ50を越え、固定ベーン部18へと延びている。後方リップ部36は、ベース部19の一部と重なり、燃焼室20からベーン通路18およびタービンアッセンブリ16へと流れる冷却空気およびガス流35に望ましい円滑なインタフェースを付与する。
図2を参照すると、後方開放端部24は、ガス流35のタービンアッセンブリ16への移行領域を画定するように、固定ベーン18と境界をなしている。内側ヒートシールド28の高温側表面42は、燃焼室内の高温燃焼ガス流35にさらされている。この内側ヒートシールド28の高温側表面42に隣接して、冷却空気流の緩衝層が導かれる。高温側表面42が不連続であるか、中断されると、望ましくない冷却空気流およびガス流35の乱流が生じてしまう。固定ベーン18へと軸方向に延びる後方リップ部36、およびベーンに付与される円滑な曲線により、燃焼室20の後方開放端部24と固定ベーン部18との間の移行は実質的に中断されない。
図3を参照すると、燃焼器ヒートシールドの後方リップ部36と固定ベーンの端部壁18との間のインタフェース56の拡大図が示されている。後方リップ部36は、燃焼器アッセンブリ14の長さ50を超えて軸方向距離37に亘って延びている。固定ベーン18は、後方リップ部36を受けるランディング40を有する。内側ヒートシールド28の高温側表面42は、インタフェース56にわたって円滑に移行するように、固定ベーン端部壁18の内側表面45に対応する。このような円滑な移行は、高温側表面42と内側表面45とが面一に配設されることによってもたらされる。さらに、高温側表面42は、下流の端部壁に対応または一致するように、中心線44の方向に半径方向内側に向けて配設されてもよいし、あるいは内側表面45に対してまたは横方向に変動してもよい。高温側表面42と内側表面45との間における前述の面一、半径方向内側または横方向の関係により、インタフェース56周りのガス流35に対して直角またはガス流を横断する構造が実質的に排除される。このような構造を排除することにより、インタフェース56にわたる冷却空気流およびガス流35の潜在的な乱流が実質的に減少する。
例示的なヒートシールド28は、複数の冷却開口部46を有しており、該開口部46を冷却空気48が通流して、高温側表面42に沿って冷却空気の層が形成される。冷却開口部46は、ヒートシールド28内において燃焼室20の最後方端部まで配設される。このような形態により、冷却空気流48がインタフェース56に流入する。例示的なインタフェース56は冷却開口部46を備えて図示されているが、後方リップ部36によりもたらされる連続的で円滑な移行の利点は、冷却開口部を備えていないヒートシールド形態にも適用される。
例示的なヒートシールド28は、燃焼室20の後方部分に実質的に隣接する外側シェル26に当接する支持機構29を備える。支持機構29は、内側ヒートシールド28の後方部分、特に後方リップ部36を支持する。
後方リップ部36は、軸方向距離37に亘って固定ベーン部18のランディング40へと延びている。軸方向距離37は、好ましくは0.10インチ〜1.0インチ(2.54mm〜25.4mm)であり、より好ましくは0.20インチ〜0.50インチ(5.08mm〜12.7mm)である。しかし、具体的な軸方向距離は、所望のシールの要求に応じて、かつ燃焼器アッセンブリ14および固定ベーン18の製造公差および熱膨張に対応するために要求される所望の公差および隙間を考慮して決定される。加えて、後方リップ部36は、通常、ライナッセンブリ15と固定ベーン部18との間におけるインタフェース56の軸方向および半径方向の外形状に適合するが、固定ベーン部18にわたって所望の流線形の移行部分を付与するように付加的な外形状を有していてもよい。
図4および図5を参照すると、本発明による他の例示的な燃焼器ライナッセンブリ60が図示されており、燃焼器ライナッセンブリ60は、内側ヒートシールド62の一部である後方リップ部68を備える。内側ヒートシールド62により燃焼室の内側表面66が画定されて、燃焼室20から固定ベーン部18にガス流35が導かれる。後方リップ部68は、軸方向距離72に亘って固定ベーン部18へと延びている。固定ベーン部18は、後方リップ部68を受けるように構成、配設されたランディング70を備える。このような重なり機構は、ヒートシールドおよびタービン端部壁のアーチ型形状に沿って、ならびにライナッセンブリと第一の固定ベーン部18との間のインタフェース56に沿って半径方向および円周方向に延びていてもよい。
後方リップ部68は、第一の固定ベーン部18へと延び、ランディング70によって少なくとも部分的に支持されている。ヒートシールド62の後方部分は、外側シェル64の最後方端部に支持されない。冷却空気48が後方リップ部68の最後方部分に自由に流れるように、ヒートシールド62の最後方の支持構造は後方開放端部24の上流またはその近傍に配設される。燃焼器アッセンブリ14の軸方向長さ50を越え軸方向の距離72内に配設された冷却開口部46によって、冷却空気48の流れが促進される。このような最後方部分への冷却空気の流れにより、設計上の融通性がもたらされるとともに、固定ベーン部18内に導かれる冷却流の均一性と有効軸方向距離が向上する。このような冷却能力は、冷却空気流の効果を向上させ、移行領域からタービンアッセンブリ16への温度の均一性および熱伝達を向上させることによってインタフェース56の耐久性を改善し、かつ冷却の供給や望ましくない漏れを効果的に処理する設計上の融通性が付与される。
さらに、冷却空気流48は、ガス流35に対する効果的な内側表面つまり境界層として作用する。境界層をなす冷却空気流48の有効な軸方向長さを増加させることにより、ガス流の移行的な空気力学的性質が向上する。これは、ガス流35に対する境界空気流の急激な変化を排除することによって実現される。
図6を参照すると、後方リップ部68は、内側表面66に対して角度をなる冷却開口部46を有する。ランディング71は、ヒートシールド62を支持するとともに、冷却空気流48の調整を補助するようにヒートシールド62の幾何学的形状と協働する適応された幾何学形状を有する。ランディング71は、角度を有する表面を備えており、この表面は、ヒートシールド62の最後方端部に隣接する冷却開口部を通して冷却空気流を導くように作用する。
図7を参照すると、単一壁ライナ76の後方リップ部92と固定ベーンとの間における他のインタフェース75は、後方リップ部92を支持するブレース78を有する。さらに、固定エアフォイル21とライナ76との間におけるインタフェース75に冷却空気流48が導かれるように、ブレース78は冷却空気流用の開口部80を備える。ライナ76は、複数の冷却空気開口部84を有する内側表面88を備える。後方リップ部92は、ベース部19のランディング90に当接しかつ支持される。さらに、ブレース78により、後方リップ部92が支持されるとともに、冷却空気48が内側表面88に導かれるようにキャビティ82が付与される。
このように、本発明による例示的な燃焼器アッセンブリは、燃焼器とタービンアッセンブリとの間の空気力学的移行を円滑にするように、固定ベーン部に対応する特徴部を備える。さらに、本発明を実施することによって、燃焼器/タービン設計が一体的となり、かつ燃焼器アッセンブリと固定ベーン部18との移行領域における不連続性が減少するため、冷却空気流が改善され、漏れに対する管理が向上する。
本発明の好ましい実施例を開示したが、当業者であれば、一定の改良形態および修正形態が本発明の範囲内にあることを認識されるであろう。したがって、本発明の真の範囲および内容を判断するために添付の特許請求の範囲を検討されたい。
Claims (14)
- タービンエンジン用の燃焼器アッセンブリであって、
ガス流をタービンアッセンブリに導く後方開放端部を備える燃焼室と、
前記燃焼室の前記後方開放端部を越えた軸方向の距離に亘って少なくとも部分的に前記タービンアッセンブリへと延びる後方リップ部を備えるライナと、
を備えるタービンエンジン用燃焼器アッセンブリ。 - 前記タービンアッセンブリは、複数の固定ベーンを備えた移行領域を備え、
前記後方リップ部は、前記移行領域の一部と重なることを特徴とする請求項1記載の燃焼器アッセンブリ。 - 前記ライナは、前記後方リップ部内に配設された少なくとも一つの冷却空気用開口部を備えることを特徴とする請求項1記載の燃焼器アッセンブリ。
- 前記燃焼室は、前記タービンエンジンの中心軸を中心として環状に配設されることを特徴とする請求項1記載の燃焼器アッセンブリ。
- 前記ライナは、複数の長手方向のセグメントからなり、該複数の長手方向のセグメントの各々は、前記後方リップ部を有することを特徴とする請求項1記載の燃焼器アッセンブリ。
- 前記移行領域は、前記後方リップ部の一部を受けるランディングを有することを特徴とする請求項2記載の燃焼器アッセンブリ。
- 燃焼器アッセンブリ用のライナッセンブリであって、
前方端部と、該前方端部から第1の軸方向距離に亘って離間された後方開放端部と、を有する外側ライナと、
前記外側ライナに取り囲まれるとともに、前記第1の軸方向距離より後方に延びる後方リップ部を有する内側ライナと、
を備え、
前記後方リップ部が固定ベーン部と係合可能であることを特徴とする燃焼器アッセンブリ用ライナアッセンブリ。 - 前記内側ライナにより、燃焼室の第1の半径方向内側表面が画定され、
前記固定ベーン部は、前記燃焼器の中心線に対して前記燃焼器の前記第1の半径方向内側表面の半径方向外側に配設された内側表面を備えることを特徴とする請求項7記載のライナアッセンブリ。 - 前記固定ベーン部は、前記内側ライナの前記後方リップ部を受けるランディングを備えることを特徴とする請求項8記載のライナアッセンブリ。
- ガスタービンエンジンアッセンブリ用の燃焼器アッセンブリであって、
内側ヒートシールドを支持する外側シェルを備えるとともに、前方端部および後方開放端部を有する環状の燃焼室を画定するライナッセンブリと、
ガス流を燃焼室からタービンアッセンブリに導く固定ベーン部と、
を備え、
前記内側ヒートシールドは、前記固定ベーン部の一部と重なる後方リップ部を有することを特徴とするガスタービンエンジンアッセンブリ用燃焼器アッセンブリ。 - 前記固定ベーン部は、前記後方リップ部を受けるランディングを備えることを特徴とする請求項10記載の燃焼器アッセンブリ。
- 前記内側ヒートシールドは、複数のヒートシールドからなることを特徴とする請求項10記載の燃焼器アッセンブリ。
- 前記固定ベーン部は、燃焼器アッセンブリの中心線から半径方向の距離を備えて配設された内側表面を備え、前記半径方向の距離が、前記中心線からの前記後方リップ部の内側表面の半径方向の距離に等しいか、またはこれより大きいことを特徴とする請求項12記載の燃焼器アッセンブリ。
- 前記後方リップ部は、少なくとも1つの冷却開口部を備えることを特徴とする請求項10記載の燃焼器アッセンブリ。
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US11/315,838 US7934382B2 (en) | 2005-12-22 | 2005-12-22 | Combustor turbine interface |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2007170810A true JP2007170810A (ja) | 2007-07-05 |
Family
ID=37888129
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2006337980A Pending JP2007170810A (ja) | 2005-12-22 | 2006-12-15 | タービンエンジン用の燃焼器アッセンブリおよび燃焼器アッセンブリ用のライナッセンブリ |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7934382B2 (ja) |
EP (1) | EP1801356B1 (ja) |
JP (1) | JP2007170810A (ja) |
IL (1) | IL180207A0 (ja) |
RU (1) | RU2006145714A (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2014013741A1 (ja) * | 2012-07-20 | 2014-01-23 | 株式会社 東芝 | タービン、及び発電システム |
Families Citing this family (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9080464B2 (en) * | 2008-02-27 | 2015-07-14 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Gas turbine and method of opening chamber of gas turbine |
US8695322B2 (en) * | 2009-03-30 | 2014-04-15 | General Electric Company | Thermally decoupled can-annular transition piece |
US9650903B2 (en) * | 2009-08-28 | 2017-05-16 | United Technologies Corporation | Combustor turbine interface for a gas turbine engine |
US20110185739A1 (en) * | 2010-01-29 | 2011-08-04 | Honeywell International Inc. | Gas turbine combustors with dual walled liners |
US9057523B2 (en) | 2011-07-29 | 2015-06-16 | United Technologies Corporation | Microcircuit cooling for gas turbine engine combustor |
US10167779B2 (en) * | 2012-09-28 | 2019-01-01 | United Technologies Corporation | Mid-turbine frame heat shield |
US10488046B2 (en) | 2013-08-16 | 2019-11-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine combustor bulkhead assembly |
US10047958B2 (en) | 2013-10-07 | 2018-08-14 | United Technologies Corporation | Combustor wall with tapered cooling cavity |
US9709279B2 (en) | 2014-02-27 | 2017-07-18 | General Electric Company | System and method for control of combustion dynamics in combustion system |
US10100675B2 (en) * | 2014-12-09 | 2018-10-16 | United Technologies Corporation | Outer diffuser case for a gas turbine engine |
GB201518345D0 (en) * | 2015-10-16 | 2015-12-02 | Rolls Royce | Combustor for a gas turbine engine |
DE102016116222A1 (de) * | 2016-08-31 | 2018-03-01 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbine |
US10393381B2 (en) | 2017-01-27 | 2019-08-27 | General Electric Company | Unitary flow path structure |
US10378770B2 (en) * | 2017-01-27 | 2019-08-13 | General Electric Company | Unitary flow path structure |
US10247019B2 (en) | 2017-02-23 | 2019-04-02 | General Electric Company | Methods and features for positioning a flow path inner boundary within a flow path assembly |
FR3084141B1 (fr) * | 2018-07-19 | 2021-04-02 | Safran Aircraft Engines | Ensemble pour une turbomachine |
US11428160B2 (en) | 2020-12-31 | 2022-08-30 | General Electric Company | Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly |
Family Cites Families (24)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4567730A (en) * | 1983-10-03 | 1986-02-04 | General Electric Company | Shielded combustor |
FR2624953B1 (fr) | 1987-12-16 | 1990-04-20 | Snecma | Chambre de combustion, pour turbomachines, possedant un convergent a doubles parois |
US5101620A (en) * | 1988-12-28 | 1992-04-07 | Sundstrand Corporation | Annular combustor for a turbine engine without film cooling |
EP0489193B1 (de) * | 1990-12-05 | 1997-07-23 | Asea Brown Boveri Ag | Gasturbinen-Brennkammer |
US5435139A (en) * | 1991-03-22 | 1995-07-25 | Rolls-Royce Plc | Removable combustor liner for gas turbine engine combustor |
US5252026A (en) * | 1993-01-12 | 1993-10-12 | General Electric Company | Gas turbine engine nozzle |
US5291732A (en) * | 1993-02-08 | 1994-03-08 | General Electric Company | Combustor liner support assembly |
GB9305010D0 (en) * | 1993-03-11 | 1993-04-28 | Rolls Royce Plc | A cooled turbine nozzle assembly and a method of calculating the diameters of cooling holes for use in such an assembly |
GB9304994D0 (en) * | 1993-03-11 | 1993-04-28 | Rolls Royce Plc | Improvements in or relating to gas turbine engines |
US5480162A (en) * | 1993-09-08 | 1996-01-02 | United Technologies Corporation | Axial load carrying brush seal |
US5628193A (en) * | 1994-09-16 | 1997-05-13 | Alliedsignal Inc. | Combustor-to-turbine transition assembly |
US5758503A (en) * | 1995-05-03 | 1998-06-02 | United Technologies Corporation | Gas turbine combustor |
US5758504A (en) | 1996-08-05 | 1998-06-02 | Solar Turbines Incorporated | Impingement/effusion cooled combustor liner |
US6314716B1 (en) * | 1998-12-18 | 2001-11-13 | Solar Turbines Incorporated | Serial cooling of a combustor for a gas turbine engine |
US6269628B1 (en) * | 1999-06-10 | 2001-08-07 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Apparatus for reducing combustor exit duct cooling |
JP3478531B2 (ja) * | 2000-04-21 | 2003-12-15 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービンのセラミック部品支持構造 |
US6606861B2 (en) * | 2001-02-26 | 2003-08-19 | United Technologies Corporation | Low emissions combustor for a gas turbine engine |
EP1270874B1 (de) | 2001-06-18 | 2005-08-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbine mit einem Verdichter für Luft |
JP3951909B2 (ja) | 2002-12-12 | 2007-08-01 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン燃焼器 |
US6860108B2 (en) * | 2003-01-22 | 2005-03-01 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine tail tube seal and gas turbine using the same |
US6964170B2 (en) * | 2003-04-28 | 2005-11-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Noise reducing combustor |
US7000406B2 (en) * | 2003-12-03 | 2006-02-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine combustor sliding joint |
FR2871845B1 (fr) * | 2004-06-17 | 2009-06-26 | Snecma Moteurs Sa | Montage de chambre de combustion de turbine a gaz avec distributeur integre de turbine haute pression |
US7614235B2 (en) * | 2005-03-01 | 2009-11-10 | United Technologies Corporation | Combustor cooling hole pattern |
-
2005
- 2005-12-22 US US11/315,838 patent/US7934382B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-12-14 EP EP06256373.9A patent/EP1801356B1/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-12-15 JP JP2006337980A patent/JP2007170810A/ja active Pending
- 2006-12-20 IL IL180207A patent/IL180207A0/en unknown
- 2006-12-22 RU RU2006145714/06A patent/RU2006145714A/ru not_active Application Discontinuation
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2014013741A1 (ja) * | 2012-07-20 | 2014-01-23 | 株式会社 東芝 | タービン、及び発電システム |
US10450958B2 (en) | 2012-07-20 | 2019-10-22 | Toshiba Energy Systems & Solutions Corporation | Turbine and power generation system |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1801356A2 (en) | 2007-06-27 |
EP1801356A3 (en) | 2011-01-26 |
RU2006145714A (ru) | 2008-06-27 |
US20070144177A1 (en) | 2007-06-28 |
EP1801356B1 (en) | 2016-03-30 |
US7934382B2 (en) | 2011-05-03 |
IL180207A0 (en) | 2007-10-31 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2007170810A (ja) | タービンエンジン用の燃焼器アッセンブリおよび燃焼器アッセンブリ用のライナッセンブリ | |
JP5383973B2 (ja) | ガスタービンエンジンアクティブクリアランス制御の使用済み冷却空気を排気するシステム及び方法 | |
JP4731156B2 (ja) | タービンシュラウドの非対称冷却要素 | |
JP5144985B2 (ja) | 一体形タービンノズル及びシュラウド組立体を冷却するための方法及びシステム | |
EP2330350B1 (en) | Dual walled combustors with impingement cooled igniters | |
JP4975990B2 (ja) | ロータ組立体の先端間隙を維持するための方法及び装置 | |
JP5080076B2 (ja) | アクティブクリアランス制御のためのガスタービンエンジンリングの熱制御 | |
JP5069071B2 (ja) | 一体型タービンシュラウドアセンブリを冷却するためのシステム | |
JP5156362B2 (ja) | 弓形要素を支持するための冠状レール | |
JP2007162698A5 (ja) | ||
JP2005155626A5 (ja) | ||
JP2008138666A (ja) | タービンエンジンの冷却を促進するシステム及びガスタービンエンジン | |
JP2004060656A (ja) | 低圧タービンケースの内部冷却 | |
US10267163B2 (en) | Airfoil turn caps in gas turbine engines | |
JP2007107517A (ja) | タービンシュラウド組立体及びガスタービンエンジンを組み立てる方法 | |
JP2017133497A (ja) | ガスタービンエンジンのための排気ノズル | |
US6536201B2 (en) | Combustor turbine successive dual cooling | |
JP2007032569A (ja) | 冷却式シュラウド組立体及びシュラウドの冷却方法 | |
US20230304412A1 (en) | Vane forward rail for gas turbine engine assembly | |
JP2005037122A (ja) | ガスタービンエンジンの燃焼器を冷却するための方法及び装置 | |
US10774657B2 (en) | Baffle assembly for gas turbine engine components | |
EP3461995B1 (en) | Gas turbine blade | |
US11377963B2 (en) | Component for a turbine engine with a conduit | |
US20230374908A1 (en) | Vane Forward Rail for Gas Turbine Engine Assembly |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20090414 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20090421 |
|
A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20090929 |