JP2017049000A - タービンエンジン用燃焼器アセンブリ - Google Patents
タービンエンジン用燃焼器アセンブリ Download PDFInfo
- Publication number
- JP2017049000A JP2017049000A JP2016162308A JP2016162308A JP2017049000A JP 2017049000 A JP2017049000 A JP 2017049000A JP 2016162308 A JP2016162308 A JP 2016162308A JP 2016162308 A JP2016162308 A JP 2016162308A JP 2017049000 A JP2017049000 A JP 2017049000A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- liner
- dome
- cap
- combustor assembly
- annular dome
- 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
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
- F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
-
- 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
-
- 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
- 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
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/00012—Details of sealing devices
-
- 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
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/00017—Assembling combustion chamber liners or subparts
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)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Gasket Seals (AREA)
Abstract
【課題】ガスタービンエンジン用の燃焼器アセンブリが提供される。
【解決手段】燃焼器アセンブリ100は、燃焼室114を少なくとも部分的に画成するライナであって、略軸方向に沿って後方端部と前方端部との間に延在するライナ102、108を含み、ライナ102、108の前端を受容するためのスロット122を画成する囲み表面を含む環状ドーム116、118を備える。キャップは、ライナの前方端部に配置されるとともに、環状ドームの囲み表面によって画成されるスロット122内に少なくとも部分的に配置される。キャップは、環状ドーム116、118の囲み表面とライナ102、108の前方端部の少なくとも一方と接触するように構成された表面を含む。このような構成は、構成要素間の相対的な熱膨張にも関わらず、ライナ102、108の前方端部と環状ドーム116、118との間に実質的に気密なシールを形成することができる。
【選択図】図2
【解決手段】燃焼器アセンブリ100は、燃焼室114を少なくとも部分的に画成するライナであって、略軸方向に沿って後方端部と前方端部との間に延在するライナ102、108を含み、ライナ102、108の前端を受容するためのスロット122を画成する囲み表面を含む環状ドーム116、118を備える。キャップは、ライナの前方端部に配置されるとともに、環状ドームの囲み表面によって画成されるスロット122内に少なくとも部分的に配置される。キャップは、環状ドーム116、118の囲み表面とライナ102、108の前方端部の少なくとも一方と接触するように構成された表面を含む。このような構成は、構成要素間の相対的な熱膨張にも関わらず、ライナ102、108の前方端部と環状ドーム116、118との間に実質的に気密なシールを形成することができる。
【選択図】図2
Description
本主題は、一般にガスタービンエンジンに関し、より詳しくはガスタービンエンジン用燃焼器アセンブリに関する。
ガスタービンエンジンは、一般に、互いに流体連通して配置されたファンとコアとを備えている。さらに、ガスタービンエンジンのコアは、一般に、流れの順に、圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクション及び排気セクションを含む。作動時に、空気がファンから圧縮機セクションの吸気口に提供され、ここで1つ以上の軸流圧縮機は、空気を燃焼セクションに達するまで加圧する。燃料は、圧縮空気と混合され、燃焼セクション内で燃焼して燃焼ガスを供給する。燃焼ガスは、燃焼セクションからタービンセクションに送られる。タービンセクションを通る燃焼ガスの流れは、タービンセクションを駆動し、次に、排気セクションを経由して、例えば大気に送られる。
より一般的には、セラミックマトリックス複合(CMC)材料のような非伝統的な高温材料は、ガスタービンエンジン内の構成要素として使用されている。例えば、比較的極端な温度に耐えるCMC材料の機能を考慮すると、ガスタービンエンジンの燃焼セクション内の構成要素をCMC材料に置き換えることに特に関心が高まっている。より具体的には、ガスタービンエンジンの内側ライナ及び外側ライナは、より一般的にCMC材料で形成されている。
しかし、特定のガスタービンエンジンは、組み込まれたCMC材料の特定の機械的特性への適応に問題点があった。例えば、CMC材料は、従来の金属材料とは異なる熱膨張係数を有する。したがって、CMC材料を従来の金属材料に結合することは問題となり得る。例えば、内側ライナと外側ライナとを、それぞれ金属製の内側ドーム構造体と金属製の外側ドーム構造体とに取り付ける際には、特別な配慮を払う必要がある。
また、CMC材料で形成された内側ライナ及び外側ライナを有する特定のガスタービンエンジンは、1つ以上の接続ポイント、例えば、内側ライナと内側ドーム構造体との間及び、外側ライナと外側ドーム構造体との間を通過して、内側ライナ及び外側ライナにより少なくとも部分的に画成される燃焼室内に流入する高圧空気の量を制限することが、困難である。
したがって、気流の量を制御しながらCMCライナが取付点で各金属ドーム構造体に取り付けられるのを可能にする1つ以上の特徴を有する燃焼器アセンブリが有用である。より具体的には、気流の量を制御しながらCMCライナを取付点で各金属ドーム構造体に取り付けることを可能にし、また相対的熱膨張を可能にする1つ以上の特徴を有する燃焼器アセンブリは、特に有益である。
本発明の態様及び利点は、以下で一部が記述され、又は、記述から明らかになり、或いは本発明の実施を通して知ることができる。
本開示の例示的な一実施形態では、ガスタービンエンジン用の燃焼器アセンブリが提供される。燃焼器アセンブリは、軸方向を画成し、燃焼室を少なくとも部分的に画成するライナを備えている。ライナは、略軸方向に沿って後方端部と前方端部との間に延在する。燃焼器アセンブリはまた、ライナの前方端部を受容するためのスロットを画成する囲み表面を含む環状ドームを含む。燃焼器アセンブリはまた、ライナの前方端部に配置され、環状ドームの囲み表面によって画成されるスロット内に少なくとも部分的に配置されるキャップを備えている。キャップは、環状ドームの囲み表面又はライナの前方端部の少なくとも一方と接触するように構成された表面を含む。
本開示の別の例示的な実施形態では、ガスタービンエンジン燃焼器アセンブリのライナ用のキャップアセンブリを提供する。キャップアセンブリは、第1のアームと実質的に平行に延在する第1のアーム及び第2のアームを含む。第1及び第2のアームは、ライナの前方端部を受容するための開口を共に画成する。キャップアセンブリはまた、第1及び第2のアーム間に延在しており、内側面及び外側面を画成する基部を備えている。キャップアセンブリはまた、キャップアセンブリがライナの前方端部上に配置される場合、ライナの前方端部から基部を離して押して、基部及びライナの前方端部の間を封止するために、基部の内側面に隣接して配置される弾性部材を含む。
本開示のさらに別の例示的な実施形態では、軸方向を画成するガスタービンエンジンを提供する。ガスタービンエンジンは、圧縮機セクションと、シャフトを介して圧縮機セクションに機械的に連結されたタービンセクションと、圧縮機セクションとタービンセクションとの間に配置された燃焼器アセンブリとを含む。燃焼器アセンブリは、燃焼室を少なくとも部分的に画成するライナであって、概して軸方向に沿って後方端部と前方端部との間に延在するライナを含む。燃焼器アセンブリはまた、ライナの前方端部を受容するためのスロットを画成する囲み表面を含む環状ドームを含む。燃焼器アセンブリはまた、ライナの前方端部に配置され、環状ドームの囲み表面によって画成されるスロット内に少なくとも部分的に配置されるキャップを備えている。キャップは、環状ドームの囲み表面又はライナの前方端部の少なくとも一方と接触するように構成された表面を含む。
本発明の上記その他特徴、態様及び利点は、以下の説明及び添付の特許請求を参照することでよりよく理解される。添付の図面は、本明細書に組み込まれ、本明細書の一部を構成しており、本発明の実施形態を例示し、説明と共に、本発明の原理を説明するのに役立つ。
本発明の完全かつ可能な開示は、当業者にとってその最良の態様を含み、添付の図面を参照して本明細書に記載されている。
本発明の実施形態を示すために、ここで詳細に参照を行うが、それの1つ以上の実施例を添付の図面に示す。詳細な説明は、図面の特徴を参照するために、数字及び文字の符号を用いる。図面及び説明の同様の又は類似の符号は、本発明の同様の又は類似の部材を指すために用いている。本明細書において、用語は、「第1の」、「第2の」、及び「第3の」という用語は、1つの構成要素と別の構成要素とを区別するために交換可能に用いることができ、個々の構成要素の位置又は重要性を示すことを意図しない。「上流」及び「下流」という用語は、流体経路における流体の流れについての相対的方向を示す。たとえば、「上流」は流体がそこから流れる方向を示し、「下流」は流体がそこへ流れる方向を示す。
ここで図面を参照する。図面を通して同一の符号は同じ要素を示す。図1は、本開示の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの概略断面図である。より具体的には、図1の実施形態では、ガスタービンエンジンは、高バイパス・ターボファンジェットエンジン10で、本明細書中では「ターボファンエンジン10」と称する。図1に示すように、ターボファンエンジン10は、軸方向A(参考のために設けられた長手方向中心線12と平行に延在する)及び半径方向Rを画成する。一般的にターボファン10は、ファン部14及びファン部14の下流側に配置されたコアタービンエンジン16を備えている。
一般的に示された例示的なコアタービンエンジン16は、環状吸気口20を画成する実質的に筒型の外部ケーシング18を含む。外部ケーシング18は、直列のフロー関係で、ブースタ又は低圧(LP)圧縮機22及び高圧(HP)圧縮機24を含む圧縮機セクションと、燃焼セクション26と、高圧(HP)タービン28及び低圧(LP)タービン30を含むタービンセクションと、ジェット排気ノズル部32とを収容する。高圧(HP)シャフトすなわちスプール34は、HPタービン28をHP圧縮機24に駆動連結する。低圧(LP)シャフトすなわちスプール36は、LPタービン30をLP圧縮機22に駆動連結する。
図示された実施形態では、ファン部14は、間隔を空けてディスク42に結合された複数のファンブレード40を有する可変ピッチファン38を備えている。図示されているように、ファンブレード40は、ディスク42から概して半径方向Rに沿って外向きに延在する。適切な作動部材44に、ファンブレード40が作動可能に結合されていることにより、各ファンブレード40は、ピッチ軸Pを中心としてディスク42に対して回転可能である。作動部材44は、ファンブレード40のピッチを、まとめて同時に変化させるように構成されている。ファンブレード40、ディスク42、及び作動部材44は、動力ギヤボックス46の向こう側のLPシャフト36によって長手軸12を中心として共に回転可能である。動力ギヤボックス46は、LPシャフト36の回転速度をより効率的な回転ファン速度に減少させる複数のギヤを備えている。
さらに図1の例示的な実施形態を参照すると、ディスク42は、複数のファンブレード40を通る気流を促すために空気力学的に曲線を付けられた回転可能なフロントナセル48によって覆われている。加えて、例示的なファン部14は、ファン38及び/又はコアタービンエンジン16の少なくとも一部の周囲を取り囲む環状ファンケーシングすなわち外側ナセル50含む。ナセル50は、複数の周方向に間隔を置いて配置された出口案内翼52によって、コアタービンエンジン16に対して支持されるように構成されてもよいことを理解されたい。また、ナセル50の下流部54は、コアタービンエンジン16の外側部分上に延在して、間にバイパス気流通路56を形成している。
ターボファンエンジン10の作動中、大量の空気58が、ナセル50及び/又はファン部14の関連する吸気口60を通ってターボファン10に入る。大量の空気58がファンブレード40を通過すると、矢印62で示す空気58の第1の部分がバイパス気流通路56に向けられ又は送られ、矢印64で示す空気58の第2の部分がLP圧縮機22に向けられる又は送られる。空気の第1の部分62と空気の第2の部分64との比は、バイパス比として知られている。空気の第2の部分64の圧力は、その後高圧(HP)圧縮機24を通って燃焼セクション26に送られるにつれて増加し、そこで燃料と混合されかつ燃焼されて燃焼ガス66を供給する。
燃焼ガス66はHPタービン28を経由し、ここで燃焼ガス66からの熱及び/又は運動エネルギーの一部が、外部ケーシング18に連結されるHPタービン静翼68とHPシャフトすなわちスプール34に連結されるHPタービン動翼70の連続する段階を介して抽出され、したがってHPシャフトすなわちスプール34を回転させ、それによりHP圧縮機24の作動を支援する。燃焼ガス66はLPタービン30を経由し、ここで熱及び/又は運動エネルギーの第2の部分が、外部ケーシング18に連結されるLPタービン静翼72とLPシャフトすなわちスプール36に連結されるLPタービン動翼74の連続する段階を介して燃焼ガス66から抽出され、したがってLPシャフトすなわちスプール36を回転させ、それによりLP圧縮機22の作動及び/又はファン38の回転を支援する。
燃焼ガス66は、次に、コアタービンエンジン16のジェット排気ノズル部32を経由して推進力を提供する。同時に、空気62の第1の部分は、ターボファン10のファンノズル排気セクション76から排出される前にバイパス気流通路56を経由するため、空気62の第1の部分の圧力が実質的に増加し、さらに推進力を提供する。HPタービン28、LPタービン30、及びジェット排気ノズル部32は、コアタービンエンジン16を介して燃焼ガス66を経由するための高温ガス経路78を少なくとも部分的に画成する。
図2及び図3を参照して、図1の例示的なターボファンエンジン10の燃焼セクション26の拡大断面図が提供される。より具体的には、図2は燃焼器アセンブリ100の斜視断面図であり、これは本開示の例示的な実施形態によって図1の例示的なターボファンエンジン10の燃焼セクション26内に配置されてもよく、図3は、図2の例示的な燃焼器アセンブリ100の垂直断面図を示している。なお、図2は、明確にするために取り外した外側燃焼器ケーシング136を有する燃焼器アセンブリ100の斜視断面図である。
図示されているように、燃焼器アセンブリ100は、一般的に、略軸方向Aに沿って後方端部104及び前方端部106の間に延在する内側ライナ102と、さらに略軸方向Aに沿って同様に後方端部110及び前方端部112の間に延在する外側ライナ108とを備えている。内側ライナ及び外側ライナ102、108は、少なくとも部分的に、それらの間に燃焼室114を共に画成する。内側ライナ及び外側ライナ102、108は、それぞれ環状ドームに取り付けられている。より具体的には、燃焼器アセンブリ100は、内側ライナ102の前方端部106に取り付けられた内側環状ドーム116と外側ライナ108の前方端部112に取り付けられた外側環状ドーム118とを備えている。以下でより詳細に説明するように、内側及び外側環状ドーム116、118は、それぞれ内側ライナ及び外側ライナ102、108の前方端部106、112を受容するためのスロット122を画成する囲み表面120を有している。
燃焼器アセンブリ100は、さらに外側ドーム118内に周方向Cに沿って間隔をおいて配置された複数の燃料空気ミキサ126(図3)を備えている。より具体的には、複数の燃料空気ミキサ126は、半径方向Rに沿って外側ドーム118と内側ドーム116との間に配置される。ターボファンエンジン10の圧縮機セクションからの圧縮空気は、燃料空気ミキサ126の中へ流入する又は通って流れ、ここで加圧空気は燃料と混合されかつ点火されて燃焼室114内で燃焼ガス66を生成する。内側及び外側ドーム116、118は、圧縮機セクションから燃料空気ミキサ126の中へ流入する又は通るような圧縮空気の流れを提供するのを支援するように構成されている。例えば、外側ドーム118は、前方端部128において外側カウル126を有しており、内側ドーム116も同様に、前方端部132において内側カウル130を備えている。外側カウル126及び内側カウル130は、圧縮機セクション26から1つ以上の燃料空気ミキサ126へ流入する又は通る圧縮空気の流れを方向付けるのを支援できる。
また、内側及び外側ドーム116、118は、ターボファンエンジン10内への燃焼器アセンブリ100の取り付けの支援をするように構成された取付部分をそれぞれ含む。例えば、外側ドーム118は、外側燃焼器ケーシング136(図3)に取り付けられるように構成された取付延長部134を備えており、内側ドーム116は、ターボファンエンジン10内で環状支持部材140(図3)に取り付けるように構成された同様の取付延長部138を備えている。いくつかの例示的な実施形態では、内側ドーム116は、単一環状構成要素として一体的に形成されてもよく、同様に、外側ドーム118は、単一環状構成要素として一体的に形成されてもよい。しかしながら他の例示的な実施形態では、内側ドーム116及び/又は外側ドーム118は、代替的に、任意の適切な方法で結合された1つ以上の構成要素によって形成されてもよいことを理解されたい。例えば、外側ドーム118を参照すると、いくつかの例示的実施形態では、外側カウル126は、外側ドーム118と別体に形成され、例えば溶接法を用いて外側ドーム118の前方端部128に取り付けることができる。同様に、取付延長部134も外側ドーム118と別体に形成され、例えば溶接法を用いて外側ドーム118の前方端部128に取り付けることができる。さらに又は代替的に、内側ドーム116は、同様の構成を有していてもよい。
続けて図2及び図3を参照すると、例示的な燃焼器アセンブリ100はさらに、燃料空気ミキサ124の周りに置かれ周方向に配置された複数の熱シールド142を有している。図示の実施形態で、熱シールド142は、外側ドーム118及び内側ドーム116に取り付けられており、それらの間に延在する。熱シールド142は、燃焼室114の比較的極端な温度からターボファンエンジン10の特定の構成要素を保護するように構成されている。
図示の実施形態では、内側ライナ102及び外側ライナ108は、それぞれ高温性能を有する非金属材料であるセラミックマトリックス複合(CMC)材料からなる。このようなライナ102、108用に利用される例示的なCMC材料は、炭化ケイ素、ケイ素、シリカ又はアルミナマトリックス材料及びそれらの組合せを含むことができる。炭化ケイ素(例えば、日本カーボン(株)のNICALON(登録商標)、宇部興産(株)のTYRANNO(登録商標)及びDow Corning社のSYLRAMIC(登録商標))、アルミノケイ酸塩(例えば、Nextelの440及び480)、チョップドウィスカー及び繊維(例えば、Nextelの440及びSAFFIL(登録商標))、また必要に応じてセラミック粒子(例えば、Si、Al、Zr、Yの酸化物及びこれらの組合せ)及び無機繊維(例えば、パイロフィライト、ウォラストナイト、マイカ、タルク、カイヤナイト及びモンモリロナイト)を含むロービング及びヤーンと同様に、サファイア及び炭化ケイ素(例えば、テクストロン社のSCS−6)などのモノフィラメントを含む酸化安定性強化繊維のようにセラミック繊維がマトリックス内に組み込まれていてもよい。CMC材料は、約1000〜1200°Fの温度において、約1.3×10-6インチ/インチ/°F〜約3.5×10-6インチ/インチ/°Fの範囲の熱膨張係数を有していてもよい。
一方、内側カウル130及び外側カウル126を含む内側ドーム116及び外側ドーム118は、ニッケル基超合金(約1000〜1200°Fの温度において約8.3〜8.5×10-6インチ/インチ/°Fの熱膨張係数を有する)又はコバルト基超合金などの金属で形成してもよい(約1000〜1200°Fの温度において約7.8〜8.1×10-6インチ/インチ/°Fの熱膨張係数を有する)。したがって、内側ライナ及び外側ライナ102、108は、燃焼室114に与えられる極端な温度環境により良く対処できる。しかしながら、内側及び外側ライナ102、108をそれぞれ内側及び外側ドーム116、118に取り付けることは、構成要素の異なる機械的特性に起因する問題を示す。したがって、以下に説明するように、複数の特別に設計された取付アセンブリ144は、外側ライナ108の前方端部112を外側ドーム118に取り付けるのと同様に、内側ライナ102の前方端部106を内側ドーム116に取り付けるのに利用されている。取付アセンブリ144は、半径方向Rに沿って内側及び外側ドーム116、118と内側ライナ及び外側ライナ102、108との間の相対的な熱膨張に適応するように構成されている。
特に図3を参照すると、内側ライナ102の後方端部104及び外側ライナ108の後方端部110において、燃焼器アセンブリ100は、それぞれ内側ピストンリング146及び外側ピストンリング148を備えている。内側ピストンリング146は、内部ケーシングから延在して内部ケーシング(図示されている実施形態では環状支持部材140)に取り付けられる内側ピストンリングホルダ150に取り付けられている。同様に、外側ピストンリング148は、外側ケーシングから延在して外部ケーシング(図示されている実施形態では外側燃焼器ケーシング136及び外側タービンケーシング154を含む)に取り付けられる外側ピストンリングホルダ152に取り付けられている。内側ピストンリングホルダ150及び外側ピストンリングホルダ152は、ほぼ半径方向Rに沿うだけでなく略軸方向Aに沿う内側ライナ102及び外側ライナ108の膨張に適応するように構成されている。
以下でより詳細に説明するように、上記の構成によりCMC材料で形成される内側ライナ及び外側ライナ102、108と金属材料で形成される内側及び外側ドーム116、118との相対的な熱膨張が可能になり、同時に圧縮機セクション26からの比較的高圧の圧縮空気の、比較的低圧の燃焼室114内への流れを制御する。より具体的には、このような構成は、外側ライナ108と外側燃焼器ケーシング136との間に画成される高圧プレナム156内の比較的高圧の圧縮空気の、比較的低圧の燃焼室114への流れと、内側ライナ102から半径方向に内側に配置された内側通路158における比較的高い圧力の圧縮空気の、比較的低圧の燃焼室114内への流れとを制御することができる。
特に図3を参照し、上述したように、燃焼ガス66は、燃焼室114からターボファンエンジン10のタービンセクションの中へ流入しかつタービンセクションを通って流れ、ここで燃焼ガス66からの熱及び/又は運動エネルギーの一部が、タービン静翼とタービン動翼の連続する段階を介して抽出される。ステージ1、タービンブレード160が、図3に概略的に示され、燃焼器アセンブリ100の後方にある。
ここで特に図4を参照すると、外側ライナ108の前方端部112が外側環状ドーム118に取り付けられる取付点の拡大断面図が示され、図3の円4−4に沿ったものである。
上述したように、外側ライナ108及び外側ドーム118の相対的な熱膨張を可能にするために、取付アセンブリ144が、内側及び外側環状ドーム116、118の囲み表面120によって画成されるスロット122を通って延設されている。より具体的には、図4に示す外側ライナ108の外側ドーム118と前方端部112を特に参照すると、外側ドーム118はベースプレート162とヨーク164とを備えている。ベースプレート162及びヨーク164は、それぞれ互いに実質的に平行に延在しており、これは、図示の実施形態ではターボファンエンジン10の軸方向Aに実質的に平行な方向である。さらに、いくつかの実施形態では、ヨーク164は、ベースプレート162に沿って、外側ドーム118と共に周方向に延在してもよい。このような構成では、スロット122は、環状スロットと考えることができる。しかし、他の実施形態では、ヨーク164は、複数の周方向に間隔を置いて配置されたタブ(図2参照)を含むことができ、ヨーク164の個々のタブの各々は、ベースプレート162とスロット122の個々の区分化された部分を画成している。
図示の典型的な取付アセンブリ144は、外側ドーム118のヨーク164を通り、外側ライナ108の前方端部112(外側ドーム118によって画成されるスロット122内に配置された)を通り、さらに外側ドーム118のベースプレート162を通って延在する。図示の実施形態では、取付アセンブリ144は、ピン166とブッシング168とを含む。ピン166はヘッド170及び本体172を含み、本体172はヨーク164、外側ライナ108の前方端部112(スロット122内に位置した)、及びベースプレート162を通って延在する。ナット174がピン166の本体172の先端部に取り付けられている。いくつかの例示的な実施形態では、ピン166は、ボルトとして構成することができ、ナット174は、取付アセンブリ144を締め付けるためのピン166に回転可能に係合してもよい。しかしながら、代わりに他の例示的な実施形態では、ピン166及びナット174は、任意の他の適切な構成を有することができる。例えば、他の例示的な実施形態では、ピン166は、実質的に滑らかな円筒形の形状を画成する本体172を含んでいてもよく、ナット174は、クリップとして構成することができる。
さらに、ブッシング168は、ほぼ円筒形の形状であり、スロット122内のピン166の本体172の周りに配置される。ブッシング168は、ヨーク164とベースプレート162との間に圧接されている。また、図示される実施形態の場合、取付アセンブリ144は、外側ライナ108の前方端部112に画成される開口部内のブッシング168の周囲に配置されたグロメット金具176を備えている。外側ライナ108が外側ドーム118に対してほぼ半径方向Rに沿って内向き及び外向きに移動するため、グロメット金具176は、外側ライナ108の前方端部112上の摩耗量を低減できる。より具体的には、グロメット金具176は、取付アセンブリ144が通って延在する外側ライナにおける開口177の周囲の摩耗量を低減することができる。
さらに図4を参照すると、例示的な燃焼器アセンブリ100はさらに、外側ライナ108の前方端部112に位置するキャップ178を備えている。より具体的には、図示される実施形態の場合、キャップ178は、外側ライナ108の前方端部112の上に、かつ少なくとも部分的に外側ドーム118のスロット122内に配置される。キャップ178は一般的に、第1のアーム180及び第2のアーム182を備えており、第2のアーム182は第1のアーム180と実質的に平行に延在する。第1及び第2のアーム180、182は、外側ライナ108の前方端部112を受容するための開口部184を共に画成する。キャップ178はまた、第1及び第2のアーム180、182との間に延在し、内側面188及び外側面又は端面190を画成する基部186を備えている。第1のアーム180、第2のアーム182、及び基部186は、図示されている実施形態ではすべて金属材料で一体的に形成されている。例えば、第1のアーム180、第2のアーム182、及び基部186は、鋳造法を用いて形成してもよく、又は代わりに開口部184は、押出法を用いて第1及び第2のアーム180、182との間に形成してもよい。しかしながら代わりに、キャップ178は、例えば溶接法を用いて接合された個々のアーム及び基部構成要素で形成してもよい。また、いくつかの実施形態では、キャップ178は、単一環状構成要素であってもよく、或いは代わりにキャップ178は、外側ライナ108の前方端部112上に周方向に配置された複数の構成要素で形成してもよい。さらに、他の実施形態では、キャップ178は、適当なCMC材料で部分的に又は完全に形成することができる。
さらに図示されている実施形態を参照すると、キャップ178の第1及び第2のアーム180、182は、取付アセンブリ144を越えて延在している。したがって、第1のアーム180及び第2のアーム182は、外側ライナ108の前方端部112を外側ドーム118に取り付ける1つ以上の取付アセンブリ144の少なくとも一部を受けるための1つ以上の開口部をそれぞれ画成することができる。例えば、図示された第1及び第2のアーム180、182は、各取付アセンブリ144のグロメット金具176、ブッシング168、及びピン166が通って延在するのを可能にする1つ以上の開口部をそれぞれ画成することができる。
図示される典型的な実施形態では、キャップ178の基部186及び外側ライナ108の前方端部112は、弾性部材194を中に配置した状態で間にギャップ192を画成する(すなわち、基部186の内側面188と外側ライナ108の前方端部112に隣接する)。弾性部材194の目的は2つある。先ず、弾性部材194は、キャップ178の基部186の内側面188と外側ライナ108の前方端部112との間を封止するように構成される。次に、弾性部材194は、キャップ178の端面190が外側ドーム118の囲み表面120に対して押圧されるように、ライナ108の前方端部112からキャップ178の基部186を離して押圧するように構成されている。結果的に、このような構成によって、キャップ178は、外側ライナ108の前方端部112と外側ドーム118の間に実質的に気密に封止することができる。
ある例示的な実施形態では、弾性部材194は、シリコーンコアを有するブレーデッドロープシールなどのロープシールであってもよい。しかし代わりに他の例示的な実施形態では、任意の他の適切な弾性部材194が、キャップ178の基部186をライナの前方端部から離して押圧し、キャップ178の基部186の内側面188とライナ108の前方端部112との間を封止するために設けられていてもよい。例えば、他の例示的な実施形態では、弾性部材194はW字形シール、ワイヤシール、又は任意の他の適切なシールであってもよい。
さらに図3を再び参照すると、内側ライナ102の前方端部106は、外側ライナ108の前方端部112が外側ドーム118に取り付けられているのと実質的に同じように、内側ドーム116に取り付けることができることを理解されたい。例えば、キャップ(外側ライナ108の前方端部112上に配置されるキャップ178と同様)は、内側ライナ102の前方端部106の上に少なくとも部分的に、かつ内側ドーム116のスロット122内に配置することができる。このようなキャップの端面と内側ドーム116の囲み表面120との間が気密に封止されるように、このようなキャップの端面は、内側ドーム116の囲み表面120と接触してもよい。さらに、このようなキャップは、適当な弾性部材194が中に配置された状態で、内側面と内側ライナ102の前方端部106との間にギャップ(キャップ178の内側面188と外側ライナ108の前方端部112との間に画成されるギャップ192と同様)を画成してもよい。
内側ライナ又は外側ライナ上に配置されるキャップを有する本発明のアセンブリの例示的な実施形態による燃焼器は、比較的高圧のプレナム又は比較的高圧の内側通路から内側ライナ又は外側ライナと内側又は外側ドームとの間の取付点を通って燃焼室内に流入する気流を制御することができる。さらに、そのような燃焼器アセンブリは、内側又は外側ライナ及び内側又は外側ドームとの間の相対的な熱膨張に適応しながら、比較的高圧プレナム又は比較的高圧の内側通路から内側ライナ又は外側ライナと内側又は外側ドームとの間の取付点を通って燃焼室内に流入する気流を制御することができる。
図5を参照して説明する。図5は、本開示の別の例示的な実施形態による燃焼器アセンブリ100の拡大断面図である。より具体的には、図5は、外側ライナ108の前方端部112が外側環状ドーム118に取り付けられる取付点の拡大断面図である。図5の例示的な燃焼器アセンブリ100は、図2・図4を参照して説明した例示的な燃焼器アセンブリ100と実質的に同様に構成されてもよい。したがって、同一又は類似の番号は同一又は類似の構成要素を指す。
図示されているように、外側ライナ108の前方端部112は、外側環状ドーム118の囲み表面120によって画成されるスロット122内に配置される。取付アセンブリ144は、外側ライナ108の前方端部112を外側環状ドーム118に取り付ける。加えて、図5に示された例示的な燃焼器アセンブリ100は、外側ライナ108の前方端部112において環状ドーム118の囲み表面120によって画成されるスロット122内に少なくとも部分的に配置されるキャップ178’を備えている。図示されている例示的なキャップ178’は、ライナ108の前方端部112及び内側面188’の反対側に配置された端面190’に接触するように構成された内側面188’を画成する。端面190’は切り欠き196を画成する。弾性部材194は、切り欠き196内でキャップ178’の端面190’に隣接して配置される。キャップ178’及び弾性部材194は、キャップ178’の端面190’と環状ドーム118の囲み表面120との間と、キャップ178’の内側面188’とライナ108の前方端部112との間を封止するように構成されている。より具体的には、弾性部材194は、環状ドーム118の囲み表面120とキャップ178’の端面190’との間を封止するように構成され、また、キャップ178’の内側面188’が外側ライナ108の前方端部112に接触するような、キャップ178’を外側ライナ108の前方端部112に対して押圧するように構成されている。外側環状ドーム118は半径方向に沿って外側ライナ108に比べて熱的に膨張するため、このような構成により、示されている例示的な燃焼器アセンブリ100が、外側環状ドーム118と外側ライナ108との間の取付点を通る気流を制御することが可能になる。
この明細書は、本発明を開示するために実施例を用いており、最良の形態を含んでいる。また、いかなる当業者も本発明を実施することができるように実施例を用いており、任意のデバイス又はシステムを製作し使用し、任意の組み込まれた方法を実行することを含んでいる。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到するその他の実施例を含むことができる。このような他の実施例が請求項の字義通りの文言と異ならない構造要素を含む場合、又は、それらが請求項の字義通りの文言と実質的な差異がない等価な構造要素を含む場合には、このような他の実施例は特許請求の範囲内であることを意図している。
10 ターボファンジェットエンジン
12 長手方向又は軸方向中心
14 ファン部
16 コアタービンエンジン
18 外部ケーシング
20 吸気口
22 低圧圧縮機
24 高圧圧縮機
26 燃焼セクション
28 高圧タービン
30 低圧タービン
32 ジェット排気セクション
34 高圧シャフト/スプール
36 低圧シャフト/スプール
38 ファン
40 ブレード
42 ディスク
44 作動部材
46 動力ギヤボックス
48 ナセル
50 ファンケーシング又はナセル
52 出口案内翼
54 下流部
56 バイパス気流通路
58 空気
60 吸気口
62 空気の第1の部分
64 空気の第2の部分
66 燃焼ガス
68 静翼
70 タービン動翼
72 静翼
74 タービン動翼
76 ファンノズル排気セクション
78 高温ガス経路
100 燃焼器アセンブリ
102 内側ライナ
104 内側ライナの後方端部
106 内側ライナの前方端部
108 外側ライナ
110 外側ライナの後方端部
112 外側ライナの前方端部
114 燃焼室
116 内側環状ドーム
118 外側環状ドーム
120 囲み表面
122 環状スロット
124 燃料/空気ミキサ
126 外側ダムの外側カウル
128 外側ダムの前方端部
130 内側ダムの内側カウル
132 内側ダムの前方端部
134 取付延長部、外側ダム
136 外側燃焼器ケーシング
138 取付延長部、内側ダム
140 環状支持部材
142 熱シールド
144 取付アセンブリ
146 内側ピストンリング
148 外側ピストンリング
150 内側ホルダ
152 外側ホルダ
154 外側タービンケーシング
156 高圧プレナム
158 内側通路
160 タービン動翼
162 ベースプレート
164 ヨーク
166 ピン
168 ブッシング
170 ヘッド
172 本体
174 ナット
176 グロメット
178 キャップ
180 第1のアーム
182 第2のアーム
184 開口部
186 基部
188 内側面
190 端面
192 ギャップ
194 弾性部材
196 切り欠き
12 長手方向又は軸方向中心
14 ファン部
16 コアタービンエンジン
18 外部ケーシング
20 吸気口
22 低圧圧縮機
24 高圧圧縮機
26 燃焼セクション
28 高圧タービン
30 低圧タービン
32 ジェット排気セクション
34 高圧シャフト/スプール
36 低圧シャフト/スプール
38 ファン
40 ブレード
42 ディスク
44 作動部材
46 動力ギヤボックス
48 ナセル
50 ファンケーシング又はナセル
52 出口案内翼
54 下流部
56 バイパス気流通路
58 空気
60 吸気口
62 空気の第1の部分
64 空気の第2の部分
66 燃焼ガス
68 静翼
70 タービン動翼
72 静翼
74 タービン動翼
76 ファンノズル排気セクション
78 高温ガス経路
100 燃焼器アセンブリ
102 内側ライナ
104 内側ライナの後方端部
106 内側ライナの前方端部
108 外側ライナ
110 外側ライナの後方端部
112 外側ライナの前方端部
114 燃焼室
116 内側環状ドーム
118 外側環状ドーム
120 囲み表面
122 環状スロット
124 燃料/空気ミキサ
126 外側ダムの外側カウル
128 外側ダムの前方端部
130 内側ダムの内側カウル
132 内側ダムの前方端部
134 取付延長部、外側ダム
136 外側燃焼器ケーシング
138 取付延長部、内側ダム
140 環状支持部材
142 熱シールド
144 取付アセンブリ
146 内側ピストンリング
148 外側ピストンリング
150 内側ホルダ
152 外側ホルダ
154 外側タービンケーシング
156 高圧プレナム
158 内側通路
160 タービン動翼
162 ベースプレート
164 ヨーク
166 ピン
168 ブッシング
170 ヘッド
172 本体
174 ナット
176 グロメット
178 キャップ
180 第1のアーム
182 第2のアーム
184 開口部
186 基部
188 内側面
190 端面
192 ギャップ
194 弾性部材
196 切り欠き
Claims (10)
- 軸方向を画成するガスタービンエンジン用の燃焼器アセンブリ(100)であって、
燃焼室(114)を少なくとも部分的に画成するライナであって、略軸方向に沿って後方端部と前方端部との間に延在するライナと、
ライナの前方端部を受容するためのスロット(122)を画成する囲み表面(120)を含む環状ドームと、
ライナの前方端部に配置されるとともに、環状ドームの囲み表面(120)によって画成されるスロット(122)内に少なくとも部分的に配置されるキャップであって、環状ドームの囲み表面(120)又はライナの前方端部の少なくとも一方と接触するように構成された表面を含むキャップ(178)と
を備える、燃焼器アセンブリ(100)。 - キャップ(178)がライナの前方端部上に配置され、キャップ(178)の表面が、環状ドームの囲み表面(120)に接触するように構成された端面(190)である、請求項1に記載の燃焼器アセンブリ(100)。
- 弾性部材(194)が、キャップ(178)とライナの前方端部との間に画成されるギャップ中に配置され、弾性部材(194)が、キャップ(178)及びライナの前方端部の間を封止するように構成され、弾性部材(194)が、さらにキャップ(178)の端面(190)を環状ドームの囲み表面(120)に押圧してキャップ(178)と囲み表面(120)の間を封止するように構成されている、請求項2に記載の燃焼器アセンブリ(100)。
- 弾性部材(194)が、シリコーンコアを含むロープシールである、請求項3に記載の燃焼器アセンブリ(100)。
- ライナが、外側ライナ(108)であり、環状ドームが、外側環状ドーム(118)である、請求項1に記載の燃焼器アセンブリ(100)。
- ライナが、内側ライナ(102)であり、環状ドームが、内側環状ドーム(116)である、請求項1に記載の燃焼器アセンブリ(100)。
- ライナが、セラミックマトリックス複合材料からなる、請求項1に記載の燃焼器アセンブリ(100)。
- 環状ドームがベースプレート(162)及びヨーク(164)を含み、ベースプレート(162)及びヨーク(164)が互いに実質的に平行に延在し、ドームの囲み表面(120)がベースプレート(162)の表面とヨーク(164)の表面を含む、請求項1に記載の燃焼器アセンブリ(100)。
- さらに、環状ドームのヨーク(164)と、ライナの前方端部と、環状ドームのベースプレート(162)とを通って延在する取付アセンブリ(144)を含み、取付アセンブリ(144)が、ライナを環状ドームに取り付ける、請求項8に記載の燃焼器アセンブリ(100)。
- 取付アセンブリ(144)が、ピン(166)とブッシング(168)とを含み、ピン(166)が、ヨークと、ライナの前方端部と、ベースプレートとを通って延在しており、ブッシング(168)が、スロット(122)内のピン(166)の周りに配置され、ヨークとベースプレートとの間に押圧されている、請求項9に記載の燃焼器アセンブリ(100)。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US14/842,883 | 2015-09-02 | ||
US14/842,883 US10197278B2 (en) | 2015-09-02 | 2015-09-02 | Combustor assembly for a turbine engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2017049000A true JP2017049000A (ja) | 2017-03-09 |
Family
ID=56802375
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2016162308A Pending JP2017049000A (ja) | 2015-09-02 | 2016-08-23 | タービンエンジン用燃焼器アセンブリ |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (2) | US10197278B2 (ja) |
EP (1) | EP3139089A1 (ja) |
JP (1) | JP2017049000A (ja) |
CN (2) | CN110043923B (ja) |
CA (1) | CA2940025A1 (ja) |
Families Citing this family (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US11149646B2 (en) | 2015-09-02 | 2021-10-19 | General Electric Company | Piston ring assembly for a turbine engine |
US20180051880A1 (en) | 2016-08-18 | 2018-02-22 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbine engine |
FR3061761B1 (fr) * | 2017-01-10 | 2021-01-01 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion pour turbomachine |
US11047576B2 (en) * | 2017-03-29 | 2021-06-29 | Delavan, Inc. | Combustion liners and attachments for attaching to nozzles |
US10663167B2 (en) * | 2017-06-16 | 2020-05-26 | General Electric Company | Combustor assembly with CMC combustor dome |
KR102038112B1 (ko) * | 2017-10-13 | 2019-10-29 | 두산중공업 주식회사 | 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈 |
US11092076B2 (en) * | 2017-11-28 | 2021-08-17 | General Electric Company | Turbine engine with combustor |
US11402097B2 (en) | 2018-01-03 | 2022-08-02 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbine engine |
US11434831B2 (en) * | 2018-05-23 | 2022-09-06 | General Electric Company | Gas turbine combustor having a plurality of angled vanes circumferentially spaced within the combustor |
DE102020203017A1 (de) * | 2020-03-10 | 2021-09-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Brennkammer mit keramischem Hitzeschild und Dichtung |
US11525577B2 (en) * | 2020-04-27 | 2022-12-13 | Raytheon Technologies Corporation | Extended bulkhead panel |
CN113898976B (zh) * | 2020-07-07 | 2022-11-11 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 一种燃气轮机的燃烧室及其cmc火焰筒 |
US11859819B2 (en) | 2021-10-15 | 2024-01-02 | General Electric Company | Ceramic composite combustor dome and liners |
CN115218223A (zh) * | 2022-07-20 | 2022-10-21 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 陶瓷基火焰筒出口密封结构、涡轮发动机 |
CN115507392B (zh) * | 2022-09-16 | 2024-04-02 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 一种陶瓷基复合材料火焰筒与金属件的连接结构 |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2001317739A (ja) * | 2000-05-05 | 2001-11-16 | General Electric Co <Ge> | セラミック母材複合材料製のライナを有する燃焼器 |
JP2002221322A (ja) * | 2001-01-25 | 2002-08-09 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 環状燃焼器のライナ支持構造 |
WO2015038274A1 (en) * | 2013-09-11 | 2015-03-19 | General Electric Company | Spring loaded and sealed ceramic matrix composite combustor liner |
DE102013220482B3 (de) * | 2013-10-10 | 2015-04-09 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Haltevorrichtung zur wärmeausdehnungskompensierenden, klemmenden Fixierung eines hitzebeständigen Wandelements einer Brennkammer |
Family Cites Families (60)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR1593959A (ja) | 1968-12-03 | 1970-06-01 | ||
GB9210642D0 (en) | 1992-05-19 | 1992-07-08 | Rolls Royce Plc | Rotor shroud assembly |
DE19515537A1 (de) | 1995-04-27 | 1996-10-31 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Kopfteil einer Gasturbinen-Ringbrennkammer |
US5680767A (en) | 1995-09-11 | 1997-10-28 | General Electric Company | Regenerative combustor cooling in a gas turbine engine |
US6383602B1 (en) | 1996-12-23 | 2002-05-07 | General Electric Company | Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream which flows through a substrate, and related articles of manufacture |
US6234755B1 (en) | 1999-10-04 | 2001-05-22 | General Electric Company | Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream, and related articles of manufacture |
US6513330B1 (en) * | 2000-11-08 | 2003-02-04 | Allison Advanced Development Company | Diffuser for a gas turbine engine |
US6435514B1 (en) | 2000-12-15 | 2002-08-20 | General Electric Company | Brush seal with positive adjustable clearance control |
FR2825786B1 (fr) | 2001-06-06 | 2003-10-17 | Snecma Moteurs | Fixation de casquettes metalliques sur des parois de chambre de combustion cmc de turbomachine |
US6840519B2 (en) | 2001-10-30 | 2005-01-11 | General Electric Company | Actuating mechanism for a turbine and method of retrofitting |
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 |
US6775985B2 (en) * | 2003-01-14 | 2004-08-17 | General Electric Company | Support assembly for a gas turbine engine combustor |
ITMI20031673A1 (it) | 2003-08-28 | 2005-02-28 | Nuovo Pignone Spa | Sistema di fissaggio di un tubo di fiamma o "liner". |
JP3997986B2 (ja) | 2003-12-19 | 2007-10-24 | 株式会社Ihi | 冷却タービン部品、及び冷却タービン翼 |
US7328580B2 (en) | 2004-06-23 | 2008-02-12 | General Electric Company | Chevron film cooled wall |
GB2417528B (en) * | 2004-08-23 | 2008-08-06 | Alstom Technology Ltd | Improved rope seal for gas turbine engines |
US7082766B1 (en) | 2005-03-02 | 2006-08-01 | General Electric Company | One-piece can combustor |
US7647779B2 (en) | 2005-04-27 | 2010-01-19 | United Technologies Corporation | Compliant metal support for ceramic combustor liner in a gas turbine engine |
FR2887015B1 (fr) | 2005-06-14 | 2010-09-24 | Snecma Moteurs | Assemblage d'une chambre de combustion annulaire de turbomachine |
US7762076B2 (en) | 2005-10-20 | 2010-07-27 | United Technologies Corporation | Attachment of a ceramic combustor can |
JP4752841B2 (ja) | 2005-11-01 | 2011-08-17 | 株式会社Ihi | タービン部品 |
US7572099B2 (en) | 2006-07-06 | 2009-08-11 | United Technologies Corporation | Seal for turbine engine |
US8863528B2 (en) * | 2006-07-27 | 2014-10-21 | United Technologies Corporation | Ceramic combustor can for a gas turbine engine |
US8141370B2 (en) | 2006-08-08 | 2012-03-27 | General Electric Company | Methods and apparatus for radially compliant component mounting |
US7997867B1 (en) | 2006-10-17 | 2011-08-16 | Iowa State University Research Foundation, Inc. | Momentum preserving film-cooling shaped holes |
US8556531B1 (en) | 2006-11-17 | 2013-10-15 | United Technologies Corporation | Simple CMC fastening system |
US20090067917A1 (en) | 2007-09-07 | 2009-03-12 | The Boeing Company | Bipod Flexure Ring |
US9127565B2 (en) | 2008-04-16 | 2015-09-08 | Siemens Energy, Inc. | Apparatus comprising a CMC-comprising body and compliant porous element preloaded within an outer metal shell |
US9097211B2 (en) | 2008-06-06 | 2015-08-04 | United Technologies Corporation | Slideable liner anchoring assembly |
US8057179B1 (en) | 2008-10-16 | 2011-11-15 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Film cooling hole for turbine airfoil |
US8057181B1 (en) | 2008-11-07 | 2011-11-15 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Multiple expansion film cooling hole for turbine airfoil |
US8689586B2 (en) | 2009-03-09 | 2014-04-08 | Nitto Boseki Co., Ltd. | Glass-melting device for producing glass fiber and method for producing glass fiber |
US8863527B2 (en) | 2009-04-30 | 2014-10-21 | Rolls-Royce Corporation | Combustor liner |
US20110097191A1 (en) | 2009-10-28 | 2011-04-28 | General Electric Company | Method and structure for cooling airfoil surfaces using asymmetric chevron film holes |
US8607577B2 (en) | 2009-11-24 | 2013-12-17 | United Technologies Corporation | Attaching ceramic matrix composite to high temperature gas turbine structure |
JP4954309B2 (ja) | 2010-03-24 | 2012-06-13 | 川崎重工業株式会社 | ダブルジェット式フィルム冷却構造 |
US8943835B2 (en) | 2010-05-10 | 2015-02-03 | General Electric Company | Gas turbine engine combustor with CMC heat shield and methods therefor |
US8905713B2 (en) | 2010-05-28 | 2014-12-09 | General Electric Company | Articles which include chevron film cooling holes, and related processes |
US9181819B2 (en) | 2010-06-11 | 2015-11-10 | Siemens Energy, Inc. | Component wall having diffusion sections for cooling in a turbine engine |
US8572981B2 (en) | 2010-11-08 | 2013-11-05 | General Electric Company | Self-oscillating fuel injection jets |
US8739547B2 (en) | 2011-06-23 | 2014-06-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine joint having a metallic member, a CMC member, and a ceramic key |
US20130152591A1 (en) | 2011-12-16 | 2013-06-20 | General Electric Company | System of integrating baffles for enhanced cooling of cmc liners |
US8733111B2 (en) | 2012-02-15 | 2014-05-27 | United Technologies Corporation | Cooling hole with asymmetric diffuser |
US9279330B2 (en) | 2012-02-15 | 2016-03-08 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with converging/diverging cooling passage |
US8850828B2 (en) | 2012-02-15 | 2014-10-07 | United Technologies Corporation | Cooling hole with curved metering section |
US8584470B2 (en) | 2012-02-15 | 2013-11-19 | United Technologies Corporation | Tri-lobed cooling hole and method of manufacture |
US9422815B2 (en) | 2012-02-15 | 2016-08-23 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with compound cusp cooling configuration |
US9273560B2 (en) | 2012-02-15 | 2016-03-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with multi-lobed cooling hole |
JP2015520322A (ja) | 2012-06-13 | 2015-07-16 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ガスタービンエンジンの壁 |
US10280778B2 (en) * | 2013-02-27 | 2019-05-07 | United Technologies Corporation | Assembly for sealing a gap between components of a turbine engine |
US9423129B2 (en) | 2013-03-15 | 2016-08-23 | Rolls-Royce Corporation | Shell and tiled liner arrangement for a combustor |
FR3004518B1 (fr) | 2013-04-11 | 2017-12-08 | Snecma | Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine |
WO2015038293A1 (en) | 2013-09-11 | 2015-03-19 | United Technologies Corporation | Combustor liner |
US10371011B2 (en) | 2014-05-08 | 2019-08-06 | United Technologies Corporation | Integral ceramic matrix composite fastener with polymer rigidization |
FR3022480A1 (fr) | 2014-06-24 | 2015-12-25 | Turbomeca | Machine pour sertir un bossage de chambre de combustion. |
US20160047549A1 (en) | 2014-08-15 | 2016-02-18 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite components with inserts |
CN204200279U (zh) | 2014-11-15 | 2015-03-11 | 哈尔滨广瀚燃气轮机有限公司 | 一种新型涡轮机高温热膨胀补偿静子密封结构 |
US10168051B2 (en) | 2015-09-02 | 2019-01-01 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbine engine |
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 |
-
2015
- 2015-09-02 US US14/842,883 patent/US10197278B2/en active Active
-
2016
- 2016-08-23 JP JP2016162308A patent/JP2017049000A/ja active Pending
- 2016-08-25 CA CA2940025A patent/CA2940025A1/en not_active Abandoned
- 2016-08-26 EP EP16185947.5A patent/EP3139089A1/en not_active Withdrawn
- 2016-08-31 CN CN201811532207.8A patent/CN110043923B/zh active Active
- 2016-08-31 CN CN201610776933.9A patent/CN106482156B/zh active Active
-
2018
- 2018-12-21 US US16/231,103 patent/US20190137101A1/en not_active Abandoned
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2001317739A (ja) * | 2000-05-05 | 2001-11-16 | General Electric Co <Ge> | セラミック母材複合材料製のライナを有する燃焼器 |
JP2002221322A (ja) * | 2001-01-25 | 2002-08-09 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 環状燃焼器のライナ支持構造 |
WO2015038274A1 (en) * | 2013-09-11 | 2015-03-19 | General Electric Company | Spring loaded and sealed ceramic matrix composite combustor liner |
DE102013220482B3 (de) * | 2013-10-10 | 2015-04-09 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Haltevorrichtung zur wärmeausdehnungskompensierenden, klemmenden Fixierung eines hitzebeständigen Wandelements einer Brennkammer |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US20190137101A1 (en) | 2019-05-09 |
CN106482156B (zh) | 2020-04-28 |
CN110043923B (zh) | 2021-08-20 |
EP3139089A1 (en) | 2017-03-08 |
CN110043923A (zh) | 2019-07-23 |
CA2940025A1 (en) | 2017-03-02 |
CN106482156A (zh) | 2017-03-08 |
US10197278B2 (en) | 2019-02-05 |
US20170059160A1 (en) | 2017-03-02 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11898494B2 (en) | Piston ring assembly for a turbine engine | |
JP2017049000A (ja) | タービンエンジン用燃焼器アセンブリ | |
CN106482152B (zh) | 用于涡轮发动机的燃烧器组件 | |
JP6170209B2 (ja) | 熱的に結合したcmc製燃焼器ライナ | |
JP6840527B2 (ja) | 燃焼機アセンブリ | |
US11725814B2 (en) | Combustor assembly for a turbine engine | |
CN106482157B (zh) | 用于涡轮发动机的燃烧器组件 | |
US11402097B2 (en) | Combustor assembly for a turbine engine | |
JP6360139B2 (ja) | 燃焼器アセンブリ | |
US20190203611A1 (en) | Combustor Assembly for a Turbine Engine | |
CN106968798B (zh) | 用于燃气涡轮发动机的点火器 | |
JP2017150795A (ja) | 燃焼器アセンブリ | |
US11796176B2 (en) | Combustor assembly for a turbine engine | |
US11047574B2 (en) | Combustor assembly for a turbine engine | |
US11674403B2 (en) | Annular shroud assembly |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20170824 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20170829 |
|
A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20180320 |