JP2017150796A - 燃焼器アセンブリ - Google Patents
燃焼器アセンブリ Download PDFInfo
- Publication number
- JP2017150796A JP2017150796A JP2016243959A JP2016243959A JP2017150796A JP 2017150796 A JP2017150796 A JP 2017150796A JP 2016243959 A JP2016243959 A JP 2016243959A JP 2016243959 A JP2016243959 A JP 2016243959A JP 2017150796 A JP2017150796 A JP 2017150796A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- combustor
- assembly
- fuel
- dome
- combustor 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.)
- Granted
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 78
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 15
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 91
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 41
- 230000000712 assembly Effects 0.000 claims description 9
- 238000000429 assembly Methods 0.000 claims description 9
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 4
- 238000003466 welding Methods 0.000 claims description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 23
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 15
- 239000011153 ceramic matrix composite Substances 0.000 description 12
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 11
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 7
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 5
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 4
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 4
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 4
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 4
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 4
- HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N silicon carbide Chemical compound [Si+]#[C-] HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 230000008859 change Effects 0.000 description 3
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 3
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 3
- 229910010271 silicon carbide Inorganic materials 0.000 description 3
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N Silicium dioxide Chemical compound O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 2
- PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N aluminium oxide Inorganic materials [O-2].[O-2].[O-2].[Al+3].[Al+3] PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 2
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 2
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 2
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 2
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 2
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 2
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 2
- GZPBVLUEICLBOA-UHFFFAOYSA-N 4-(dimethylamino)-3,5-dimethylphenol Chemical compound CN(C)C1=C(C)C=C(O)C=C1C GZPBVLUEICLBOA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- BPQQTUXANYXVAA-UHFFFAOYSA-N Orthosilicate Chemical compound [O-][Si]([O-])([O-])[O-] BPQQTUXANYXVAA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N Silicon Chemical compound [Si] XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- INJRKJPEYSAMPD-UHFFFAOYSA-N aluminum;silicic acid;hydrate Chemical compound O.[Al].[Al].O[Si](O)(O)O INJRKJPEYSAMPD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 1
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- GUJOJGAPFQRJSV-UHFFFAOYSA-N dialuminum;dioxosilane;oxygen(2-);hydrate Chemical compound O.[O-2].[O-2].[O-2].[Al+3].[Al+3].O=[Si]=O.O=[Si]=O.O=[Si]=O.O=[Si]=O GUJOJGAPFQRJSV-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000006870 function Effects 0.000 description 1
- 239000011256 inorganic filler Substances 0.000 description 1
- 229910003475 inorganic filler Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000010443 kyanite Substances 0.000 description 1
- 229910052850 kyanite Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000010445 mica Substances 0.000 description 1
- 229910052618 mica group Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000002156 mixing Methods 0.000 description 1
- 229910052901 montmorillonite Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 description 1
- 229910052903 pyrophyllite Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 239000012783 reinforcing fiber Substances 0.000 description 1
- 229910052594 sapphire Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010980 sapphire Substances 0.000 description 1
- 229910052710 silicon Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010703 silicon Substances 0.000 description 1
- 239000000377 silicon dioxide Substances 0.000 description 1
- 229910052814 silicon oxide Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000454 talc Substances 0.000 description 1
- 229910052623 talc Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 1
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
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/38—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising rotary fuel injection 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
- F23R3/42—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
- 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
- F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
-
- 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
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/04—Air inlet arrangements
- F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
- F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
- F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
-
- 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
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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)
- Pressure-Spray And Ultrasonic-Wave- Spray Burners (AREA)
Abstract
【課題】ガスタービンエンジン用の燃焼器アセンブリを提供する。【解決手段】ガスタービンエンジン用の燃焼器アセンブリ１００は、高温側１５２と低温側１５０とを有するとともに燃焼室１０８を少なくとも部分的に画成する燃焼器ドーム１０２を含む。燃焼器アセンブリ１００は、第１の部材１５６と第２の部材１５８とを有する燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６を含む。第１の部材１５６と第２の部材１５８は共に、第１の部材１５６を第２の部材１５８に接合するとともに燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６を燃焼器ドーム１０２に装着する取付接合面１６８を画成する。望ましくない量の熱膨張から取付接合面１６８を保護するために、かつ材料の所望の動作温度限度内に材料を維持するために、取付接合面１６８を燃焼室１０８から遮蔽してもよい。【選択図】図５
Description
本主題は、概してガスタービンエンジンに関し、より詳細にはガスタービンエンジン用の燃焼器アセンブリに関する。
ガスタービンエンジンは通常、互いに流体連通するように配設されたファンとコアとを含む。追加的に、ガスタービンエンジンのコアは通常、連続した流れの順序で、圧縮機セクションと、燃焼セクションと、タービンセクションと、排気セクションとを含む。動作中、空気がファンから圧縮機セクションの入口に供給され、圧縮機セクションでは、１以上の軸流圧縮機が、燃焼セクションに空気が到達するまで空気を徐々に圧縮する。燃料は、燃焼セクション内で圧縮空気と混合され燃焼させられて、燃焼ガスをもたらす。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、次いで、排気セクションを通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）材料などの、従来とは異なる高温材料が、ガスタービンエンジン内の構造構成要素として使用されている。例えば、典型的な燃焼セクションは、内側ライナと、外側ライナと、ドームとを含む。より一般的には、内側ライナ及び外側ライナはＣＭＣ材料で形成され、その一方で、ドームは金属材料で形成される。従来では、ある燃料／空気噴射アセンブリを取り付けるために金属製のドームが必要であった。
本開示の発明者らは、ドームが燃焼セクションの比較的高い動作温度に耐えるのにより良く適し得るようにＣＭＣ材料のドームを追加的に形成することが有益であり得ることを見出した。しかしながら、ドームへの燃料／空気噴射アセンブリの取り付けは、燃料／空気噴射アセンブリが金属材料で形成されるので、そのような構成では問題となる可能性がある。よって、ガスタービンエンジン用の燃料／空気噴射器アセンブリのための改良された取付アセンブリが有用である。より詳細には、ＣＭＣ燃焼器ドームに対する燃料／空気噴射器アセンブリのための改良された取付アセンブリが特に有益である。
本発明の態様及び利点は、一部が以下の説明に記載されており、又はその説明から明らかになる場合もあり、又は本発明を実施することにより分かる場合もある。
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、燃焼室を少なくとも部分的に画成するとともに高温側と低温側とを含む燃焼器ドームを含む。追加的に、燃焼器アセンブリは、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ（ｆｕｅｌ−ａｉｒ ｉｎｊｅｃｔｏｒ ｈａｒｄｗａｒｅ ａｓｓｅｍｂｌｙ）を含む。燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリは、燃焼器ドームの低温側に少なくとも部分的に隣接して位置決めされた第１の部材と、燃焼器ドームの高温側に少なくとも部分的に隣接して位置決めされた第２の部材とを含む。第１の部材と第２の部材は共に、第１の部材を第２の部材に接合するとともに燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリを燃焼器ドームに装着する取付接合面を画成する。取付接合面は、燃焼室から遮蔽される。
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、燃焼室を少なくとも部分的に画成するとともに高温側と低温側とを含む燃焼器ドームを含む。追加的に、燃焼器アセンブリは、燃料／空気混合物を燃焼室に供給するための燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリを含む。燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリは、燃焼器ドームの低温側に少なくとも部分的に隣接して位置決めされた第１の部材と、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリの少なくとも一部分を遮蔽するための、燃焼器ドームの高温側に少なくとも部分的に隣接して位置決めされた熱シールドとを含む。熱シールドは、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリを燃焼器ドームに装着するために第１の部材に接合される。
本発明のこれら及び他の特徴、態様及び利点は、以下の説明及び添付の特許請求の範囲を参照することでより良く理解されるであろう。本明細書に組み込まれかつ本明細書の一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を図示し、本説明とともに、本発明の原理を解説する役割を果たす。
当業者を対象とした、本発明の最良の形態を含む、本発明の完全かつ実施可能な開示内容が、添付図面を参照する本明細書に記載されている。
ここで、本発明の実施形態について詳細に言及し、これら実施形態の１以上の例を添付図面に図示する。詳細な説明では、図面中における特徴を示すために参照符号及び文字表示を使用する。図面及び説明における類似又は同様の表示は、本発明の類似又は同様の部分を示す。本明細書で使用される場合、「第１の」、「第２の」及び「第３の」という用語は、ある構成要素を別の構成要素と区別するために交換可能に使用される場合があり、個々の構成要素の位置又は重要性を意味するように意図されるものではない。「上流側」及び「下流側」という用語は、流体通路内の流体流れに対する相対的方向を指す。例えば、「上流側」とは流体が流れてくる方向を指し、「下流側」とは流体が流れていく方向を指す。
ここで、図全体にわたって同一の数字が同じ要素を表す、図面を参照すると、図１は、本開示の例示的な実施形態に係るガスタービンエンジンの概略断面図である。より詳細には、図１の実施形態について、ガスタービンエンジンは、本明細書では「ターボファンエンジン１０」と称される、高バイパスターボファンジェットエンジン１０である。図１に示すように、ターボファンエンジン１０は、（基準として与えられた長手方向中心線１２に平行に延在する）軸方向Ａと、径方向Ｒと、軸方向Ａを中心に延在する周方向（図示せず）とを画成する。一般に、ターボファン１０は、ファンセクション１４と、ファンセクション１４から下流側に配置されたコアタービンエンジン１６とを含む。
描かれている例示的なコアタービンエンジン１６は通常、環状入口２０を画成する略管状の外側ケーシング１８を含む。外側ケーシング１８が、連続した流れ関係で、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２２と高圧（ＨＰ）圧縮機２４と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と低圧（ＬＰ）タービン３０とを含むタービンセクションと、ジェット排気ノズルセクション３２とを包囲し、かつコアタービンエンジン１６が、連続した流れ関係で、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２２と高圧（ＨＰ）圧縮機２４と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と低圧（ＬＰ）タービン３０とを含むタービンセクションと、ジェット排気ノズルセクション３２とを含む。高圧（ＨＰ）シャフト又はスプール３４は、ＨＰタービン２８をＨＰ圧縮機２４に駆動連結する。低圧（ＬＰ）シャフト又はスプール３６は、ＬＰタービン３０をＬＰ圧縮機２２に駆動連結する。圧縮機セクションと燃焼セクション２６とタービンセクションとノズルセクション３２は共に、コア空気流路３７を画成する。
描かれている実施形態について、ファンセクション１４は、間隔をあけてディスク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を含む。描かれているように、ファンブレード４０は、ディスク４２から外方に略径方向Ｒに沿って延在する。各ファンブレード４０は、ファンブレード４０のピッチを一括して同時に変化させるように構成された好適なピッチ変更機構４４に動作可能に結合されるファンブレード４０によって、ピッチ軸線Ｐを中心にディスク４２に対して回転可能である。ファンブレード４０とディスク４２とピッチ変更機構４４は共に、動力ギヤボックス４６を横切るＬＰシャフト３６により長手方向軸線１２を中心に回転可能である。動力ギヤボックス４６は、ＬＰシャフト３６に対するファン３８の回転速度をより効率的なファン回転速度に調節するための複数のギヤを含む。
更に図１の例示的な実施形態を参照すると、ディスク４２が、複数のファンブレード４０を通る空気流を促進するように空気力学的に輪郭が形成された回転可能な前部ハブ４８により覆われている。追加的に、例示的なファンセクション１４は、ファン３８及び／又はコアタービンエンジン１６の少なくとも一部分を周方向に取り囲む環状ファンケーシング又は外側ナセル５０を含む。例示的なナセル５０は、周方向に離間した複数の出口ガイドベーン５２によりコアタービンエンジン１６に対して支持される。その上、ナセル５０の下流側セクション５４は、下流側セクション５４とコアタービンエンジン１６との間にバイパス空気流路５６を画成するように、コアタービンエンジン１６の外側部分を覆うように延在する。
ターボファンエンジン１０の動作中に、大量の空気５８が、ナセル５０及び／又はファンセクション１４の関連する入口６０を通してターボファン１０に流入する。大量の空気５８がファンブレード４０を通り過ぎるときに、矢印６２で表す空気５８の第１の部分がバイパス空気流路５６内に導かれ又は送られ、かつ矢印６４で表す空気５８の第２の部分が、コア空気流路３７内に導かれ又は送られ、すなわち、より具体的には、ＬＰ圧縮機２２内に送られる。空気６２の第１の部分と空気６４の第２の部分との比は、一般的にバイパス比として知られている。次いで、空気６４の第２の部分が高圧（ＨＰ）圧縮機２４を通して燃焼セクション２６内に送られるときに、空気６４の第２の部分の圧力が増加し、その燃焼セクション２６では、空気６４の第２の部分が、燃料と混合され燃焼させられて燃焼ガス６６をもたらす。
燃焼ガス６６は、ＨＰタービン２８を通して送られ、ＨＰタービン２８では、燃焼ガス６６から熱及び／又は運動エネルギーの一部分が、外側ケーシング１８に結合されるＨＰタービンステータベーン６８とＨＰシャフト又はスプール３４に結合されるＨＰタービンロータブレード７０との連続した段によって取り出され、このようにして、ＨＰシャフト又はスプール３４を回転させ、それにより、ＨＰ圧縮機２４の動作を支援する。次いで、燃焼ガス６６は、ＬＰタービン３０を通して送られ、ＬＰタービン３０では、熱及び／又は運動エネルギーの第２の部分が、外側ケーシング１８に結合されるＬＰタービンステータベーン７２とＬＰシャフト又はスプール３６に結合されるＬＰタービンロータブレード７４との連続した段によって燃焼ガス６６から取り出され、このようにして、ＬＰシャフト又はスプール３６を回転させ、それにより、ＬＰ圧縮機２２の動作及び／又はファン３８の回転を支援する。
その後、燃焼ガス６６は、推進力をもたらすためにコアタービンエンジン１６のジェット排気ノズルセクション３２を通して送られる。同時に、空気６２の第１の部分が、同じく推進力をもたらすために、ターボファン１０のファンノズル排気セクション７６から排気される前にバイパス空気流路５６を通して送られるときに、空気６２の第１の部分の圧力が実質的に増加する。ＨＰタービン２８、ＬＰタービン３０、及びジェット排気ノズルセクション３２は、コアタービンエンジン１６を通して燃焼ガス６６を送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。
しかしながら、図１に描かれている例示的なターボファンエンジン１０が単に例として提供されていることと、他の例示的な実施形態では、ターボファンエンジン１０が他の任意の好適な構成を有し得ることを認識するべきである。更に他の例示的な実施形態では、本開示の態様を他の任意の好適なガスタービンエンジンに組み込み得ることも認識するべきである。例えば、他の例示的な実施形態では、本開示の態様を、例えば、ターボプロップエンジン、ターボシャフトエンジン、ターボジェットエンジン、又は発電用ガスタービンエンジンに組み込んでもよい。
ここで図２〜図４を参照すると、本開示の例示的な実施形態に係るガスタービンエンジン用の燃焼器アセンブリ１００の図が提供されている。例えば、図２〜図４の燃焼器アセンブリ１００は、軸方向Ａと径方向Ｒと周方向Ｃとを画成する、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内に位置決めしてもよい。より詳細には、図２は、燃焼器アセンブリ１００の斜視図を提供し、図３は、図２の燃焼器アセンブリ１００の前方端部の拡大図を提供し、かつ図４は、図２の例示的な燃焼器アセンブリ１００のセクションの斜視断面図を提供する。
図示のように、燃焼器アセンブリ１００は、中心線１０１を画成するとともに、通常は燃焼器ドーム１０２と燃焼室ライナとを含む。ガスタービンエンジン内に組み付けられたときに、燃焼器アセンブリ１００の中心線１０１は、ガスタービンエンジンの中心線と一直線になる（図１の中心線１２を参照）。描かれている実施形態について、燃焼室ライナは、燃焼室外側ライナ１０４として構成され、かつ燃焼器ドーム１０２及び燃焼室外側ライナ１０４は一体に形成される。追加的に、燃焼器アセンブリ１００は、燃焼室内側ライナ１０６を含む（図４を参照）。燃焼器ドーム１０２、燃焼室外側ライナ１０４、及び燃焼室内側ライナ１０６は各々、周方向Ｃに沿って延在する。より詳細には、燃焼器ドーム１０２、燃焼室外側ライナ１０４、及び燃焼室内側ライナ１０６は各々、継ぎ目又は接合部なしに（さもなければそこで多数の部片が組み合わされる）、環状形状を画成するために周方向Ｃに沿って連続して延在する。燃焼器ドーム１０２、燃焼室外側ライナ１０４、及び燃焼室内側ライナ１０６は、燃焼室１０８を少なくとも部分的に画成する。燃焼室１０８はまた、環状形状を画成するように周方向に沿って延在する。よって、燃焼器アセンブリ１００は、環状燃焼器と称されることもある。
更に図２〜図４を参照すると、描かれている実施形態について、燃焼器ドーム１０２、燃焼室内側ライナ１０６、及び燃焼室外側ライナ１０４は各々、セラミックマトリックス複合（「ＣＭＣ」）材料で形成される。ＣＭＣ材料は、高温性能を有する非金属材料である。燃焼器ドーム１０２及び燃焼室ライナ（例えば、外側ライナ１０４及び内側ライナ１０６）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のマトリックス材料及びこれらの組合せを含んでもよい。セラミック繊維（サファイア及び炭化ケイ素のようなモノフィラメント（例えば、Ｔｅｘｔｒｏｎ社のＳＣＳ−６）を含む酸化安定性の強化繊維、並びに炭化ケイ素を含む粗糸及び糸（例えば、日本カーボン社のニカロン（ＮＩＣＡＬＯＮ）（登録商標）、宇部興産のチラノ（ＴＹＲＡＮＮＯ）（登録商標）、及びＤｏｗ Ｃｏｒｎｉｎｇ社のシルラミック（ＳＹＬＲＡＭＩＣ）（登録商標））、アルミナシリケート（例えば、Ｎｅｘｔｅｌ社の４４０及び４８０）、並びに細断されたウィスカ及び繊維（例えば、Ｎｅｘｔｅｌ社の４４０及びサフィル（ＳＡＦＦＩＬ）（登録商標））、並びに任意選択的にセラミック粒子（例えば、Ｓｉ、Ａｌ、Ｚｒ、Ｙ及びこれらの組合せの酸化物）及び無機充填材（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）など）をマトリックスに埋め込んでもよい。
しかしながら、他の実施形態では、燃焼室外側ライナ１０４及び燃焼器ドーム１０２を一体に形成しなくてもよく、その代わりに、他の任意の好適な方式で接合し得ることを認識するべきである。追加的に、他の実施形態では、燃焼器ドーム１０２、燃焼室内側ライナ１０６、及び燃焼室外側ライナ１０４は、周方向Ｃに沿って連続して延在していなくてもよく、その代わりに、複数の個々の構成要素で形成してもよい。更に、更に他の実施形態では、燃焼器ドーム１０２、燃焼室内側ライナ１０６、及び燃焼室外側ライナ１０４のうちの１以上は、金属材料などの他の任意の好適な材料で形成してもよく、かつ、耐環境コーティングなどの１以上のコーティングを含んでもよい。
特に図４を参照すると、燃焼室外側ライナ１０４及び燃焼室内側ライナ１０６は各々、略軸方向Ａに沿って延在する、つまり、燃焼室外側ライナ１０４が前方端部１１０と後方端部１１２との間に延在し、燃焼室内側ライナ１０６が同様に前方端部１１４と後方端部１１６との間に延在する。加えて、燃焼器ドーム１０２は、前方壁１１８と移行部分とを含む。具体的には、描かれている燃焼器ドーム１０２は、外側移行部分１２０と内側移行部分１２２とを含む。外側移行部分１２０は、径方向Ｒに沿った前方壁１１８の外縁部に沿って位置決めされ、かつ内側移行部分１２２は、径方向Ｒに沿った前方壁１１８の内縁部に沿って位置決めされる。内側移行部分１２２及び外側移行部分１２０は各々、燃焼器ドーム１０２の前方壁１１８に対して周方向に延在する（図２を参照）。
更に、外側移行部分１２０は、前方壁１１８から外側ライナ１０４に向かって延在し、かつ内側移行部分１２２は、前方壁１１８から内側ライナ１０６に向かって延在する。上述のように、描かれている実施形態について、外側ライナ１０４は、（前方壁１１８と外側移行部分１２０とを含む）燃焼器ドーム１０２と一体に形成され、したがって、外側移行部分１２０は、前方壁１１８から外側ライナ１０４に継ぎ目なく延在する。例えば、燃焼器ドーム１０２と燃焼室外側ライナ１０４は共に、燃焼器ドーム１０２から燃焼室外側ライナ１０４に延在する連続した継ぎ目のない表面を画成する。
これに対して、燃焼室内側ライナ１０６は、燃焼器ドーム１０２及び燃焼室外側ライナ１０４とは別に形成される。燃焼室内側ライナ１０６は、装着用アセンブリ１２４を使用して燃焼器ドーム１０２に取り付けられる。描かれている実施形態のための装着用アセンブリ１２４は通常、周方向Ｃに沿って実質的に連続して延在する支持部材１２６と、複数のブラケット１２８とを含む。支持部材１２６は、前方端部１３２にフランジ１３０を含む。支持部材１２６のフランジ１３０及び複数のブラケット１２８は、燃焼器ドーム１０２の結合フランジ１３４と燃焼室内側ライナ１０６の結合フランジ１３６の両側に配置される。取付部材１３８、すなわち、より詳細には、ボルト及びナットは、燃焼器ドーム１０２及び燃焼室内側ライナ１０６を取り付けるために、支持部材１２６のフランジ１３２と複数のブラケット１２８を共に押圧する。追加的に、支持部材１２６は、後方端部１４０まで延在し、後方端部１４０は、ケーシング又は他の構造部材などの、ガスタービンエンジンの構造構成要素への取り付けのための装着用フランジ１４２を含む。よって、燃焼室外側ライナ１０４、燃焼器ドーム１０２、及び燃焼室内側ライナ１０６を各々、燃焼器アセンブリ１００の前方端部（すなわち、内側ライナ１０６の前方端部１１４）において装着用アセンブリ１２４の支持部材１２６によりガスタービンエンジン内で支持してもよい。
図５〜図７を参照して以下により詳細に説明するように、燃焼器ドーム１０２は更に開口部１４４を画成し、かつ燃焼器アセンブリ１００は燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６を含む。より詳細には、燃焼器ドーム１０２は複数の開口部１４４を画成し、かつ燃焼器アセンブリ１００はそれぞれの複数の燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６を含む、つまり、各開口部１４４は、複数の燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６のそれぞれを受け入れるように構成される。描かれている実施形態について、開口部１４４の各々は、周方向Ｃに沿って実質的に均等に離間して配置される。図３を具体的に参照すると、燃焼器ドーム１０２により画成された開口部１４４の各々は、中心１４８を含み、かつ燃焼器ドーム１０２は、１つの開口部１４４の中心１４８から隣接する開口部１４４の中心１４８に周方向Ｃに沿って測定される間隔Ｓを画成する。よって、描かれているように、間隔Ｓを、１つの開口部１４４の中心１４８と隣接する開口部１４４の中心１４８との間の円弧長さと定義することができる。更に、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６が図２及び図３に概略的に描かれているが、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６の中心線１４９（図５を参照）は、中心線１４９が貫通して延在する開口部１４４の中心１４８を通過してもよい。よって、ある例示的な実施形態では、間隔Ｓを、隣り合う燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６の中心線１４９間（及びより具体的には、それぞれの開口部１４４を通過する中心線１４９部分間）の周方向Ｃに沿った距離として定義してもよい。間隔Ｓは、複数の開口部１４４の各々に対して一定であってもよい。
通常、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６は、燃料ノズル（図示せず）からの可燃性燃料の流れと、燃焼器アセンブリ１００が設置されるガスタービンエンジンの圧縮器セクションからの圧縮空気とを受け入れるように構成される（図１を参照）。燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６は、燃料と圧縮空気とを混合し、かかる燃料／空気混合物を燃焼室１０８に供給する。また、以下により詳細に考察するように、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６の各々は、アセンブリを燃焼器ドーム１０２に直接取り付けるための構成要素を含む。特に、描かれている実施形態について、複数の燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６の各々のかかる構成要素は、アセンブリの１以上が隣接する燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６とは別個に燃焼器ドーム１０２に取り付けられるように構成される。より詳細には、描かれている実施形態について、各燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６は、他の燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６の各々とは別個に燃焼器ドーム１０２に取り付けられる。よって、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６の一部は、燃焼器ドーム１０２を通して取り付けられることを除き、隣接する燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６には取り付けられない。このような構成は、周方向Ｃに沿って実質的に連続して延在する例示的な燃焼器ドーム１０２の構成により少なくとも部分的に可能となる。
また、図２〜図４で分かるように、燃焼器ドーム１０２は通常、第１の側、すなわち低温側１５０と、第２の側、すなわち高温側１５２とを含み、高温側１５２は、燃焼室１０８に露出している。燃焼器ドーム１０２は、低温側１５０から高温側１５２に延在する複数の冷却孔１５４を画成して、冷却空気の流れが冷却孔１５４を通ることを可能にする。分かるように、複数の冷却孔１５４は、燃焼器ドーム１０２により画成された開口部１４４の各々の周囲に延在する、もっと正確に言えば、燃焼器ドーム１０２により画成された開口部１４４の各々の周縁の周囲に離間して配置される、複数の冷却孔１５４を含む。このような冷却孔１５４は、燃焼室１０８内に位置する燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６のある構成要素に冷却空気の流れを供給するように構成してもよい。
ここで図５〜図７を参照すると、図２の例示的な燃焼器アセンブリ１００の追加の図が提供されている。具体的には、図５は、図２の例示的な燃焼器アセンブリ１００の側断面図を提供し、図６は、燃焼器ドーム１０２に取り付けられた燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６の斜視断面図を提供し、かつ図７は、燃焼器ドーム１０２に取り付けられた例示的な燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６の側断面図を提供する。
図５を具体的に参照するに、燃焼器ドーム１０２により画成された複数の開口部１４４のそれぞれを少なくとも部分的に貫通して延在する例示的な燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６がより明確に描かれている。例示的な燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６は、中心線１４９を画成するとともに、通常、燃焼器ドーム１０２の低温側１５０に少なくとも部分的に隣接して位置決めされた第１の部材と、燃焼器ドーム１０２の高温側１５２に少なくとも部分的に隣接して位置決めされた第２の部材とを含む。第１の部材と第２の部材は共に、第１の部材を第２の部材に接合するとともに燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６を燃焼器ドーム１０２に装着する取付接合面１６８を画成する。その上、燃焼室１０８内の比較的高温の動作温度から取付接合面１６８を保護するために、取付接合面１６８が燃焼室１０８から遮蔽される（すなわち、燃焼室１０８に直接露出していない）。描かれている実施形態について、第１の部材はシール板１５６であり、かつ第２の部材は熱シールド１５８である。燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６は更に、スワラ１６０を含み、スワラ１６０は、例えば溶接によりシール板１５６に取り付けられる。熱シールド１５８、シール板１５６、及びスワラ１６０を各々、金属合金材料などの金属材料で形成してもよい。
熱シールド１５８は、外径ＤHSを画成する、つまり、より詳細には、熱シールド１５８は、燃焼室１０８内に実質的に位置決めされるとともに外径ＤHSを画成する熱偏向板リップ１６２を含む。熱偏向板リップ（ｈｅａｔ ｄｅｆｌｅｃｔｏｒ ｌｉｐ）１６２は、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６の少なくとも一部を動作中の燃焼室１０８内の比較的高い温度から保護又は遮蔽するように構成される。特に、熱偏向板リップ１６２は通常、燃焼器ドーム１０２の前方壁１１８側に面する低温側１６４と、下流側に面する高温側１６６とを含む。熱シールド１５８、もっと正確に言えば熱偏向板リップ１６２は、高温側１６６に耐環境コーティング又は他の好適な保護コーティング（図示せず）を含んでもよい。
描かれている実施形態について、熱シールド１５８は、燃焼器アセンブリ１００の全体の大きさと比較して、より詳細には、燃焼室１０８及び燃焼器アセンブリ１００の燃焼器ドーム１０２の前方壁１１８の大きさと比較して、比較的小さな熱シールドである。例えば、燃焼室１０８は、内側ライナ１０６と外側ライナ１０４との間に画成される円環高さＨAを含む。具体的には、燃焼器ドーム１０２の前方壁１１８は、燃焼器アセンブリ１００の中心線１０１と交差する方向ＤFWを画成し、かつ、描かれている実施形態について、円環高さＨＡは、燃焼器ドーム１０２の前方壁１１８の方向ＤFWに平行な方向に画成される。追加的に、前方壁１１８の方向ＤFWは、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６の中心線１４９に直交する。熱シールド１５８の外径ＤHSに対する燃焼室１０８の円環高さＨAの比（「ＨA：ＤHS」）は、少なくとも約１．３：１である。例えば、熱シールド１５８の外径ＤＨＳに対する燃焼室１０８の円環高さＨAの比ＨA：ＤHSは、少なくとも約１．４：１、少なくとも約１．５：１、少なくとも約１．６：１、又は最大で約１．８：１であってもよい。本明細書で使用される場合、「約」又は「およそ」などの近似の用語は、誤差の１０％の範囲内にあることを指す。
その上、燃焼器ドーム１０２の例示的な前方壁１１８は、前方壁１１８の方向ＤFWに沿った長さＬFWを画成する。描かれている実施形態について、前方壁１１８の長さＬFWは、移行部分１２０と前方壁１１８との間の第１の屈曲部１２１と、移行部分１２２と前方壁１１８との間の第１の屈曲部１２３とで画成される。熱シールド１５８の外径ＤHSに対する前方壁１１８の長さＬFWの比（「ＬFW：ＤHS」）は、少なくとも約１．１：１である。例えば、熱シールド１５８の外径ＤHSに対する前方壁１１８の長さＬFWの比ＬFW：ＤHSは、少なくとも約１．１５：１、少なくとも約１．２：１、又は１．１：１〜１．５：１の間であってもよい。
更に、図２に関して上で説明したように、燃焼器アセンブリ１００は、１つの開口部１４４の中心１４８から隣接する開口部１４４の中心１４８に周方向Ｃに沿って測定される間隔Ｓを画成する（図２を参照）。描かれている実施形態について、熱シールド１５８の外径ＤHSに対する間隔Ｓの比（「Ｓ：ＤHS」）は、少なくとも約１．３：１である。例えば、熱シールド１５８の外径ＤHSに対する複数の開口部１４４の間隔Ｓの比Ｓ：ＤHSは、少なくとも約１．４：１、少なくとも約１．５：１、少なくとも約１．７：１、又は最大で約１．９：１であってもよい。
よって、このような構成では、燃焼器ドーム１０２が、燃焼器アセンブリ１００の動作中に燃焼室１０８内の動作温度に比較的さらされ得る。しかしながら、熱シールド１５８の低減された占有面積は、燃焼器アセンブリ１００全体の軽量化をもたらし得る。追加的に、本開示の発明者らは、燃焼器ドーム１０２がＣＭＣ材料で形成されるならば、燃焼器ドーム１０２がかかる高温に耐えるのに良く適し得ることを発見した。
低減された占有面積を有するにもかかわらず、熱シールド１５８は、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６の種々の他の金属製の構成要素を依然として保護し得る。例えば、更に図５を参照すると、シール板１５６と燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６のスワラ１６０とが最大外径ＤMAXを画成している（以下、図７も参照）。シール板１５６及びスワラ１６０の最大外径ＤMAXは、熱シールド１５８の外径ＤHS以下である。例えば、ある例示的な実施形態では、スワラ１６０とシール板１５６の最大外径ＤMAXに対する熱シールド１５８の外径ＤHSの比（「ＤHS：ＤMAX」）は、約１：１〜約１．１：１の間であってもよい。
ここで特に図６及び図７を参照すると、先に考察したように、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６は、第１の部材、すなわちシール板１５６と、第２の部材、すなわち熱シールド１５８とを含む。燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６は、追加的にスワラ１６０を含み、このスワラ１０６は、本明細書で使用される場合、通常は、燃料と空気との混合流を受け入れて混合するために、またかかる混合物を燃焼室１０８に供給するために設けられた種々の構成要素を指す。
シール板１５６は、燃焼器ドーム１０２の低温側１５０に少なくとも部分的に隣接して位置決めされ、かつ熱シールド１５８は、燃焼器ドーム１０２の高温側１５２に少なくとも部分的に隣接して位置決めされる。シール板１５６及び熱シールド１５８は、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６を燃焼器ドーム１０２に装着するために互いに接合される。具体的には、上述のように、シール板１５６と熱シールド１５８は共に、取付接合面１６８を画成する。ある例示的な実施形態では、シール板１５６を熱シールド１５８に回転可能に係合させてもよく、したがって、取付接合面１６８は、シール板１５６と熱シールド１５８の相補的なねじ付き表面で形成された回転可能な取付接合面であってもよい。
特に描かれている実施形態について、シール板１５６は、燃焼器ドーム１０２の低温側１５０に隣接して位置決めされた第１のフランジ１７０を画成し、かつ熱シールド１５８は、燃焼器ドーム１０２の高温側１５２に隣接して位置決めされた第２のフランジ１７２を含む。組み立ての際に、熱シールド１５８及びシール板１５６を、所定の締付力で（すなわち、取付接合面１６８が所与の燃焼器アセンブリ１００のための回転可能な取付接合面である場合に一定のトルクで）取付接合面１６８に締め付けてもよい。よって、第１のフランジ１７０と第２のフランジ１７２は、燃焼器ドーム１０２に取り付けられるように組み立てられたときに互いに向けて（燃焼器ドーム１０２に対して）押圧される。次いで、スワラ１６０及び／又は燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６の他の構成要素を、溶接により又は他の任意の好適な方式で、例えば、シール板１５６に取り付けてもよい。追加的に、組み立てられた時点で、シール板１５６が熱偏向板に対して緩むのを防止するために（すなわち、熱シールド１５８に対するシール板１５６の回転を防止するために）シール板１５６を取付接合面１６８において熱シールド１５８に溶接してもよい。しかしながら、スワラ１６０及び／又は燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６の他の構成要素が、機械的締結具又は他の機械的締結手段を使用することなどによる、他の任意の好適な方式で例えばシール板１５６に取り付けられ得ることを認識するべきである。
更に、図８を簡単に参照すると、シール板１５６及び燃焼器ドーム１０２の一部分の拡大斜視断面図が提供されている。シール板１５６はスロット１７４を画成し、かつ燃焼器ドーム１０２は更にスロット１７６を画成する。燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６は、シール板１５６におけるスロット１７４を貫通して燃焼器ドーム１０２におけるスロット１７６内に延在するピン１７８を含む。ピン１７８は、円柱状の金属ピンであってもよく、又は代替的に、他の任意の好適な形状を有してもよく、かつ他の任意の好適な材料で構成してもよい。いずれにせよ、ピン１７８は、燃焼器ドーム１０２に対するシール板１５６の回転を防止してもよい。ピン１７８を、例えば、シール板１５６の設置前に、又はシール板１５６及びピン１７８が適所に位置した時点で、シール板１５６に溶接するか又は別様に固定してもよい。
更に図６及び図７の実施形態を参照すると、第１のフランジ１７０は、燃焼器ドーム１０２の低温側１５０に対して直接位置決めされ、かつ第２のフランジ１７２は、燃焼器ドーム１０２の高温側１５２に対して直接位置決めされる。よって、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６を装着するために、例えば、シール板１５６と燃焼器ドーム１０２との間又は熱シールド１５８と燃焼器ドーム１０２との間に介在する構成要素を必要としない。特に、燃焼器ドーム１０２は、燃焼器ドーム１０２に画成された開口部１４４の周囲の燃焼器ドーム１０２の取付部分に所望の厚さ及び補強を提供するために、燃焼器ドーム１０２における開口部１４４の周縁の周囲に延在する凸状のボス１８０（図７）を低温側１５０に含む。追加的に、燃焼器ドーム１０２は、熱シールド１５８のフランジ１７２を受け入れるために、燃焼器ドーム１０２における開口部１４４の周縁の周囲に延在する凹部１８１を高温側１５２に含む。しかしながら、ある実施形態では、燃焼器アセンブリ１００が第１及び第２のフランジ１７０、１７２と燃焼器ドーム１０２との間に中間構成要素を含み得ることを認識するべきである。
描かれている実施形態についても、燃焼器ドーム１０２はＣＭＣ材料で形成され、その一方で、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６は、金属合金材料などの金属材料で形成される。燃焼器ドーム１０２に対する所望量を超える熱膨張（すなわち、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６を燃焼器ドーム１０２に取り付けるシール板１５６及び熱シールド１５８の部分の熱膨張）を防止するために、シール板１５６と熱シールド１５８とにより画成された取付接合面１６８は、燃焼器ドーム１０２の開口部１４４内に少なくとも部分的に位置決めされる。このような構成では、取付接合面１６８を、熱シールド１５８及び／又は燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６の他の構成要素により保護してもよい。例えば、熱シールド１５８は、燃焼器アセンブリ１００の動作中に燃焼室１０８内の熱量から取付接合面１６８を保護又は遮蔽するように構成してもよい。よって、燃焼器ドーム１０２への燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６の取り付けが燃焼器アセンブリ１００の動作中に損なわれないままであるように、燃焼器アセンブリ１００の動作中の、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６を燃焼器ドーム１０２に取り付ける構成要素の所望量を超える熱膨張を防止してもよい。
更に、燃焼器アセンブリ１００の動作中に熱シールド１５８を所望の動作温度範囲に維持するために、取付接合面１６８を保護することに加えて、燃焼器ドーム１０２は、燃焼器アセンブリ１００の動作中に冷却空気流を熱シールド１５８に供給するように構成される。述べたように、燃焼器ドーム１０２は、燃焼器ドーム１０２を貫通して延在する冷却孔１５４を含む。具体的には、描かれている実施形態について、冷却孔１５４は、冷却空気流を熱シールド１５８の熱偏向板リップ１６２に、もっと正確に言えば熱シールド１５８の熱偏向板リップ１６２の低温側１６４に導くような向きに配置される。例えば、描かれている例示的な冷却孔１５４は、燃焼器ドーム１０２の低温側１５０から燃焼器ドーム１０２の高温側１５２に開口部１４４に向かって傾斜している（つまり、冷却孔１５４が燃焼器ドーム１０２の低温側１５０から燃焼器ドーム１０２の高温側１５２に延在する際に開口部１４４に向かって傾斜している）。更に、冷却孔１５４は、燃焼器ドーム１０２の高温側１５２に出口１８２を含み、かつ描かれている実施形態では、熱シールド１５８の熱偏向板リップ１６２は、燃焼器ドーム１０２における冷却孔１５４の出口１８２を覆う。例えば、熱偏向板リップ１６２の少なくとも一部分は、開口部１４４の中心１４８に対して冷却孔１５４の出口１８２の少なくとも一部分よりも更に外側に延在する。例えば、図５に描かれている断面において、熱偏向板リップ１６２は、開口部１４４の中心１４８に対して燃焼器ドーム１０２の前方壁１１８の方向ＤFWに平行な方向に、描かれている冷却孔１５４の出口１８２の少なくとも一部分よりも更に外側に延在する。このような構成では、冷却孔１５４を通る空気流の少なくとも大部分が、熱偏向板リップ１６２の低温側１６４に流れなければならない。
特に描かれている実施形態について、熱シールド１５８の熱偏向板リップ１６２の低温側１６４は、チャネル１８４を少なくとも部分的に画成する。具体的には、チャネル１８４は、熱シールド１５８の第２のフランジ１７２と燃焼器ドーム１０２の高温側１５２の一部分と共に熱偏向板リップ１６２の低温側１６４により画成される。描かれている実施形態について、熱偏向板リップ１６２は、燃焼器ドーム１０２における開口部１４４の周縁と形状が同様である円周方向に延在する。よって、チャネル１８４は、周方向チャネルと称されることもある。
燃焼器アセンブリ１００の動作中に、燃焼器ドーム１０２における冷却孔１５４を通して冷却空気流が供給され、冷却孔１５４の向きにより、チャネル１８４が冷却空気流を受け入れるように冷却空気流がチャネル１８４内に供給される。ある実施形態では、冷却空気流は、燃焼器アセンブリ１００が設置されるガスタービンエンジンの圧縮機セクションから生じ得る（図１を参照）。冷却空気流は、熱シールド１５８を所望の動作温度範囲に維持するために熱偏向板リップ１６２から熱量を除去してもよい。追加的に、冷却空気流は、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６を燃焼器ドーム１０２に取り付ける構成要素を所望の動作温度範囲に維持してもよい。描かれているように、描かれている例示的なチャネル１８４はＵ字形状を画成する。したがって、チャネル１８４は、燃焼器ドーム１０２に対する冷却流れも開始するために、冷却空気流を冷却孔１５４から燃焼器ドーム１０２の高温側１５２に沿って下流側に方向転換させてもよい。しかしながら、他の実施形態では、チャネル１８４は、所望により、そのような機能を提供するための他の任意の好適な形状を有してもよい。
上記の機能がチャネル１８４により達成されることを確実にするために、チャネル１８４は、少なくとも最小高さＤCを画成してもよい。特に、チャネル１８４は、燃焼器ドーム１０２の前方壁１１８の方向ＤFWに直交する方向に高さＤCを画成してもよい（図５を参照）。チャネル１８４の高さＤCは、チャネル１８４内の冷却空気の速度を閾値よりも高く維持するためにチャネル１８４を通る冷却空気の予想量によって決まる。例えば、ある実施形態では、チャネル１８４の高さＤCは、少なくとも約０．０１０インチ、例えば少なくとも約０．０２５インチ、例えば少なくとも約０．０５０インチ、又は他の任意の好適な高さであってもよい。
特に、先述のように、燃焼器ドーム１０２は更に、燃焼器ドーム１０２における開口部１４４の周縁に沿って均等に離間して配置された複数の冷却孔１５４を含んでもよい。具体的には、燃焼器ドーム１０２は更に、冷却空気流を熱偏向板リップ１６２の低温側１６４に導くような向きに配置された複数の冷却孔１５４を含んでもよい。このような構成は更に、熱シールド１５８が燃焼器アセンブリ１００の動作中に所望の動作温度範囲に維持され、かつ／又は燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６を燃焼器ドーム１０２に取り付ける構成要素が所望の動作温度範囲に留まることを確実にしてもよい。
本開示の１以上の実施形態に係る燃焼器アセンブリは、通常は金属材料で形成される燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリを、通常はＣＭＣ材料で形成され得る燃焼器ドームに取り付けるための効率的な手段を提供してもよい。追加的に、このような構成において、熱シールドは、大きすぎることなくかつ／又は燃焼器アセンブリに過度の重量を加えることなく、燃焼器アセンブリの動作中の燃焼室内の比較的高い温度からの所望量の保護を提供するような大きさとしてもよい。更に、本開示の１以上の特徴を含む燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリは、熱シールドが、所望の動作温度範囲に維持されるとともに、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６を燃焼器ドーム１０２に取り付ける構成要素を所望の動作温度範囲に維持しながら、燃焼室内の比較的高い温度からの所望量の保護を提供することを可能にしてもよい。更にまた、燃焼器ドームを貫通する複数の冷却孔を含めることにより、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリがそこを通る冷却空気流のための空間を確保する必要がなくなるので、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリのコンパクト化が可能となり得る。追加的に、燃焼器ドームを通して冷却空気流を供給することにより、（燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリを通して冷却空気を流すのとは対照的に）より良好な元圧が可能となり得る。
しかしながら、燃焼器アセンブリ１００、特に燃焼器ドーム１０２及び燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６が単に例として提供されていることと、他の実施形態が他の任意の好適な構成を有し得ることを認識するべきである。例えば、他の例示的な実施形態では、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６を燃焼器ドーム１０２に他の任意の好適な方式で取り付けてもよく、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ１４６の熱シールド１５８が他の任意の好適な構成を有してもよく、かつ同様に、燃焼器ドーム１０２が他の任意の好適な構成を有してもよい。
本明細書では、例を使用して、最良の形態を含む、本発明を開示するとともに、任意の装置又はシステムの製造及び使用並びに任意の包含される方法の実施を含む、本発明を当業者が実践できるようにもする。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲により定義され、当業者が想到する他の例を含んでもよい。そのような他の例は、それらが特許請求の範囲の文言と相違しない構造的要素を含む場合、又は、それらが特許請求の範囲の文言と本質的でない相違を有する均等な構造的要素を含む場合に、特許請求の範囲の範囲内に含まれることが意図される。
１０ ターボファンジェットエンジン
１２ 長手方向、軸方向中心線
１４ ファンセクション
１６ コアガスタービンエンジン
１８ 外側ケーシング
２０ 環状入口
２２ 低圧（ＬＰ）圧縮機
２４ 高圧（ＨＰ）圧縮機
２６ 燃焼セクション
２８ 高圧（ＨＰ）タービン
３０ 低圧（ＬＰ）タービン
３２ ジェット排気ノズルセクション
３４ 高圧（ＨＰ）シャフト、スプール
３６ 低圧（ＬＰ）シャフト、スプール
３８ 可変ピッチファン
４０ ファンブレード
４２ ディスク
４４ 作動部材、ピッチ変更機構
４６ 動力ギヤボックス
４８ ナセル、全部ハブ
５０ ファンケーシング、外側ナセル
５２ 出口ガイドベーン
５４ 下流側セクション
５６ バイパス空気流路
５８ 空気
６０ 入口
６２ 空気の第１の部分
６４ 空気の第２の部分
６６ 燃焼ガス
６８ ＨＰタービンステータベーン
７０ ＨＰタービンロータブレード
７２ ＬＰタービンステータベーン
７４ ＬＰタービンロータブレード
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
１０１ 中心線
１０２ 燃焼器ドーム
１０４ 燃焼室外側ライナ
１０６ 燃焼室内側ライナ、スワラ
１０８ 燃焼室
１１０ 外側ライナ前方端部
１１２ 外側ライナ後方端部
１１４ 内側ライナ前方端部
１１６ 内側ライナ後方端部
１１８ 背壁、前方壁
１２０ 外側移行部分
１２１ 第１の屈曲部
１２２ 内側移行部分
１２３ 第１の屈曲部
１２４ 装着用アセンブリ
１２６ 支持部材
１２８ ブラケット
１３０ 支持部材フランジ
１３２ 支持部材の前方端部
１３４ ドーム結合フランジ
１３６ 内側ライナ結合フランジ
１３８ 取付部材
１４０ 支持部材の後方端部
１４２ 支持部材の装着用フランジ
１４４ 開口部
１４６ 燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ
１４８ 開口部の中心
１４９ 中心線
１５０ ドーム低温側
１５２ ドーム高温側
１５４ 冷却孔
１５６ シール板
１５８ 熱シールド
１６０ スワラ
１６２ 熱偏向板リップ
１６４ 偏向板リップ低温側
１６６ 偏向板リップ高温側
１６８ 取付接合面
１７０ 第１のフランジ
１７２ 第２のフランジ
１７４ シール板のスロット
１７６ ドームのスロット
１７８ ピン
１８０ 凸状のボス
１８１ 凹部
１８２ 出口
１８４ チャネル
Ａ 軸方向
Ｃ 周方向
ＤＦＷ 方向
ＤＭＡＸ 最大外径
Ｓ 間隔
ＤＨＳ 熱シールドの外径
ＨＡ 円環高さ
Ｐ ピッチ軸線
Ｒ 径方向
ＰＤ ドームの平面
ＤＣ 深さ
１２ 長手方向、軸方向中心線
１４ ファンセクション
１６ コアガスタービンエンジン
１８ 外側ケーシング
２０ 環状入口
２２ 低圧（ＬＰ）圧縮機
２４ 高圧（ＨＰ）圧縮機
２６ 燃焼セクション
２８ 高圧（ＨＰ）タービン
３０ 低圧（ＬＰ）タービン
３２ ジェット排気ノズルセクション
３４ 高圧（ＨＰ）シャフト、スプール
３６ 低圧（ＬＰ）シャフト、スプール
３８ 可変ピッチファン
４０ ファンブレード
４２ ディスク
４４ 作動部材、ピッチ変更機構
４６ 動力ギヤボックス
４８ ナセル、全部ハブ
５０ ファンケーシング、外側ナセル
５２ 出口ガイドベーン
５４ 下流側セクション
５６ バイパス空気流路
５８ 空気
６０ 入口
６２ 空気の第１の部分
６４ 空気の第２の部分
６６ 燃焼ガス
６８ ＨＰタービンステータベーン
７０ ＨＰタービンロータブレード
７２ ＬＰタービンステータベーン
７４ ＬＰタービンロータブレード
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
１０１ 中心線
１０２ 燃焼器ドーム
１０４ 燃焼室外側ライナ
１０６ 燃焼室内側ライナ、スワラ
１０８ 燃焼室
１１０ 外側ライナ前方端部
１１２ 外側ライナ後方端部
１１４ 内側ライナ前方端部
１１６ 内側ライナ後方端部
１１８ 背壁、前方壁
１２０ 外側移行部分
１２１ 第１の屈曲部
１２２ 内側移行部分
１２３ 第１の屈曲部
１２４ 装着用アセンブリ
１２６ 支持部材
１２８ ブラケット
１３０ 支持部材フランジ
１３２ 支持部材の前方端部
１３４ ドーム結合フランジ
１３６ 内側ライナ結合フランジ
１３８ 取付部材
１４０ 支持部材の後方端部
１４２ 支持部材の装着用フランジ
１４４ 開口部
１４６ 燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ
１４８ 開口部の中心
１４９ 中心線
１５０ ドーム低温側
１５２ ドーム高温側
１５４ 冷却孔
１５６ シール板
１５８ 熱シールド
１６０ スワラ
１６２ 熱偏向板リップ
１６４ 偏向板リップ低温側
１６６ 偏向板リップ高温側
１６８ 取付接合面
１７０ 第１のフランジ
１７２ 第２のフランジ
１７４ シール板のスロット
１７６ ドームのスロット
１７８ ピン
１８０ 凸状のボス
１８１ 凹部
１８２ 出口
１８４ チャネル
Ａ 軸方向
Ｃ 周方向
ＤＦＷ 方向
ＤＭＡＸ 最大外径
Ｓ 間隔
ＤＨＳ 熱シールドの外径
ＨＡ 円環高さ
Ｐ ピッチ軸線
Ｒ 径方向
ＰＤ ドームの平面
ＤＣ 深さ
Claims (20)
- 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（１０８）を少なくとも部分的に画成するとともに高温側（１５２）と低温側（１５２）とを含む燃焼器ドーム（１０２）と、
燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ（１４６）であって、
燃焼器ドーム（１０２）の低温側（１５０）に少なくとも部分的に隣接して位置決めされた第１の部材と、
燃焼器ドーム（１０２）の高温側（１５２）に少なくとも部分的に隣接して位置決めされた第２の部材とを備え、
第１の部材と第２の部材が共に、第１の部材を第２の部材に接合するとともに燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ（１４６）を燃焼器ドーム（１０２）に装着する取付接合面（１６８）を画成し、取付接合面（１６８）が燃焼室（１０８）から遮蔽される、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ（１４６）と
を備える、燃焼器アセンブリ（１００）。 - 第１の部材が、燃焼器ドーム（１０２）の低温側（１５０）に隣接して位置決めされた第１のフランジ（１７０）を備え、第２の部材が、燃焼器ドーム（１０２）の高温側（１５２）に隣接して位置決めされた第２のフランジ（１７２）を備え、かつ第１のフランジ（１７０）と第２のフランジ（１７２）が、取付接合面（１６８）により互いに向けて押圧される、請求項１に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
- 第１のフランジ（１７０）が、燃焼器ドーム（１０２）の低温側（１５０）に対して直接位置決めされ、かつ第２のフランジ（１７２）が、燃焼器ドーム（１０２）の高温側（１５２）に対して直接位置決めされる、請求項２に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
- 第１の部材が、取付接合面（１６８）において第２の部材に回転可能に係合される、請求項１に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
- 第１の部材が、溶接により又は機械的締結具を使用することにより第２の部材に追加的に取り付けられる、請求項４に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
- 第１の部材がスロット（１７４）を画成し、燃焼器ドーム（１０２）がスロット（１７６）を画成し、かつ燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリが更に、燃焼器ドーム（１０２）に対する第１の部材の回転を防止するために、第１の部材におけるスロット（１７４）を貫通してドーム（１０２）におけるスロット（１７６）内に延在するピン（１７８）を備える、請求項４に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
- 第１の部材がシール板（１５６）であり、かつ第２の部材が熱シールド（１５８）である、請求項１に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
- 燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ（１４６）が更にスワラ（１６０）を備え、かつスワラ（１６０）がシール板（１５６）に取り付けられる、請求項７に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
- 燃焼器ドーム（１０２）が開口部を画成し、かつ燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ（１４６）が開口部を少なくとも部分的に貫通して延在する、請求項１に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
- 燃焼器ドーム（１０２）が複数の開口部を画成し、燃焼器アセンブリ（１００）が更に、複数の燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ（１４６）を備え、各燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ（１４６）が、燃焼器ドーム（１０２）の複数の開口部の１つ内に少なくとも部分的に位置決めされ、かつ燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ（１４６）の１以上が、隣接する燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ（１４６）とは別個に燃焼器ドーム（１０２）に取り付けられる、請求項１に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
- 燃焼器ドーム（１０２）がＣＭＣ材料で形成される、請求項１に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
- 燃焼器ドーム（１０２）が、冷却空気の流れを第２の部材に供給するとともに取付接合面（１６８）の温度を低下させるための複数の冷却孔（１５４）を画成する、請求項１に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
- 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（１０８）を少なくとも部分的に画成するとともに高温側（１５２）と低温側（１５０）とを含む燃焼器ドーム（１０２）と、
燃料／空気混合物を燃焼室（１０８）に供給するための燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ（１４６）であって、
燃焼器ドーム（１０２）の低温側（１５０）に少なくとも部分的に隣接して位置決めされた第１の部材と、
燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ（１４６）の少なくとも一部分を遮蔽するための、燃焼器ドーム（１０２）の高温側（１５２）に少なくとも部分的に隣接して位置決めされた熱シールド（１５８）であって、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ（１４６）を燃焼器ドーム（１０２）に装着するために第１の部材に接合される熱シールド（１５８）とを備える、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ（１４６）と
を備える、燃焼器アセンブリ（１００）。 - 第１の部材と熱シールド（１５８）が共に取付接合面（１６８）を画成し、第１の部材が、取付接合面（１６８）において熱シールド（１５８）に接合され、熱シールド（１５８）が、燃焼器アセンブリ（１００）の動作中に燃焼室（１０８）内の熱量から取付接合面（１６８）を保護するように構成される、請求項１３に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
- 第１の部材が、取付接合面（１６８）において熱シールド（１５８）に回転可能に係合される、請求項１３に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
- 第１の部材がスロット（１７４）を画成し、燃焼器ドーム（１０２）がスロット（１７６）を画成し、かつ燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリが更に、燃焼器ドーム（１０２）に対する第１の部材の回転を防止するために、第１の部材におけるスロット（１７４）を貫通してドーム（１０２）におけるスロット（１７６）内に延在するピン（１７８）を備える、請求項１３に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
- 第１の部材がシール板（１５６）であり、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ（１４６）が更にスワラ（１６０）を備え、かつスワラ（１６０）がシール板（１５６）に取り付けられる、請求項１３に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
- 燃焼器ドーム（１０２）が開口部を画成し、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ（１４６）が開口部を少なくとも部分的に貫通して延在し、かつ取付接合面（１６８）が開口部内に少なくとも部分的に位置決めされる、請求項１３に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
- 第１の部材が、燃焼器ドーム（１０２）の低温側（１５０）に直接隣接して位置決めされた第１のフランジ（１７０）を備え、熱シールド（１５８）が、燃焼器ドーム（１０２）の高温側（１５２）に直接隣接して位置決めされた第２のフランジ（１７２）を備え、かつ第１のフランジ（１７０）と第２のフランジ（１７２）が、燃料／空気噴射器ハードウェアアセンブリ（１４６）を燃焼器ドーム（１０２）に装着するために互いに向けて押圧される、請求項１３に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
- 燃焼器ドーム（１０２）が、開口部の周縁の周囲に延在する凸状のボス（１８０）を燃焼器ドーム（１０２）の高温側（１５２）に含み、かつ燃焼器ドーム（１０２）が、開口部の周縁の周囲に延在する凹部を燃焼器ドーム（１０２）の低温側（１５０）に含む、請求項１３に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US15/053,522 | 2016-02-25 | ||
| US15/053,522 US10317085B2 (en) | 2016-02-25 | 2016-02-25 | Combustor assembly |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2017150796A true JP2017150796A (ja) | 2017-08-31 |
| JP6932414B2 JP6932414B2 (ja) | 2021-09-08 |
Family
ID=57588892
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2016243959A Active JP6932414B2 (ja) | 2016-02-25 | 2016-12-16 | 燃焼器アセンブリ |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10317085B2 (ja) |
| EP (1) | EP3211320B1 (ja) |
| JP (1) | JP6932414B2 (ja) |
| CN (1) | CN107120687B (ja) |
| CA (1) | CA2951669A1 (ja) |
Families Citing this family (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3026827B1 (fr) * | 2014-10-01 | 2019-06-07 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion de turbomachine |
| GB2543803B (en) * | 2015-10-29 | 2019-10-30 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber assembly |
| US10222065B2 (en) * | 2016-02-25 | 2019-03-05 | General Electric Company | Combustor assembly for a gas turbine engine |
| US10337738B2 (en) * | 2016-06-22 | 2019-07-02 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbine engine |
| US10393381B2 (en) | 2017-01-27 | 2019-08-27 | General Electric Company | Unitary flow path structure |
| US10690347B2 (en) | 2017-02-01 | 2020-06-23 | General Electric Company | CMC combustor deflector |
| US10253643B2 (en) | 2017-02-07 | 2019-04-09 | General Electric Company | Airfoil fluid curtain to mitigate or prevent flow path leakage |
| US10253641B2 (en) | 2017-02-23 | 2019-04-09 | General Electric Company | Methods and assemblies for attaching airfoils within a flow path |
| 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 |
| 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 |
| US10378373B2 (en) | 2017-02-23 | 2019-08-13 | General Electric Company | Flow path assembly with airfoils inserted through flow path boundary |
| US10385731B2 (en) | 2017-06-12 | 2019-08-20 | General Electric Company | CTE matching hanger support for CMC structures |
| CN113756952A (zh) * | 2019-08-23 | 2021-12-07 | 周维平 | 一种综合辘轳杠杆原理的飞机发动机构造系统 |
| US11268394B2 (en) | 2020-03-13 | 2022-03-08 | General Electric Company | Nozzle assembly with alternating inserted vanes for a turbine engine |
| US11428160B2 (en) | 2020-12-31 | 2022-08-30 | General Electric Company | Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly |
| CN113028449B (zh) * | 2021-02-26 | 2023-03-17 | 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 | 一种燃气发生器流线型燃料分流盘 |
| US11892165B2 (en) | 2021-05-19 | 2024-02-06 | General Electric Company | Heat shield for fuel nozzle |
| US11828466B2 (en) | 2021-10-12 | 2023-11-28 | General Electric Company | Combustor swirler to CMC dome attachment |
| US11859819B2 (en) | 2021-10-15 | 2024-01-02 | General Electric Company | Ceramic composite combustor dome and liners |
| CN114857621B (zh) * | 2022-05-07 | 2023-05-12 | 燕山大学 | 用于高压非牛顿流体的雾化射流喷嘴装置及雾化方法 |
| 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 |
| US20240271791A1 (en) * | 2023-02-14 | 2024-08-15 | Collins Engine Nozzles, Inc. | Line replaceable fuel injector panels with single hatch installation |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007232359A (ja) * | 2006-02-27 | 2007-09-13 | Snecma | ジェットエンジンの燃焼チャンバの装置 |
| JP2009293915A (ja) * | 2008-04-03 | 2009-12-17 | Snecma Propulsion Solide | セクターに更に分割された内側及び外側の壁を有するガス・タービンの燃焼チャンバ |
Family Cites Families (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2312654A1 (fr) * | 1975-05-28 | 1976-12-24 | Snecma | Perfectionnements aux chambres de combustion pour moteurs a turbine a gaz |
| US5117637A (en) * | 1990-08-02 | 1992-06-02 | General Electric Company | Combustor dome assembly |
| DE19515537A1 (de) * | 1995-04-27 | 1996-10-31 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Kopfteil einer Gasturbinen-Ringbrennkammer |
| US6212870B1 (en) * | 1998-09-22 | 2001-04-10 | General Electric Company | Self fixturing combustor dome assembly |
| US6314739B1 (en) * | 2000-01-13 | 2001-11-13 | General Electric Company | Brazeless combustor dome assembly |
| US6442940B1 (en) | 2001-04-27 | 2002-09-03 | General Electric Company | Gas-turbine air-swirler attached to dome and combustor in single brazing operation |
| US6546732B1 (en) | 2001-04-27 | 2003-04-15 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine combustors |
| US6581386B2 (en) * | 2001-09-29 | 2003-06-24 | General Electric Company | Threaded combustor baffle |
| US7310952B2 (en) * | 2003-10-17 | 2007-12-25 | General Electric Company | Methods and apparatus for attaching swirlers to gas turbine engine combustors |
| US7246494B2 (en) | 2004-09-29 | 2007-07-24 | General Electric Company | Methods and apparatus for fabricating gas turbine engine combustors |
| US7131273B2 (en) * | 2004-12-17 | 2006-11-07 | General Electric Company | Gas turbine engine carburetor with flat retainer connecting primary and secondary swirlers |
| FR2886714B1 (fr) * | 2005-06-07 | 2007-09-07 | Snecma Moteurs Sa | Systeme d'injection anti-rotatif pour turbo-reacteur |
| CN101657682B (zh) * | 2006-09-14 | 2011-06-15 | 索拉透平公司 | 用于涡轮发动机的挡溅板拱座组件 |
| FR2929690B1 (fr) | 2008-04-03 | 2012-08-17 | Snecma Propulsion Solide | Chambre de combustion sectorisee en cmc pour turbine a gaz |
| FR2932251B1 (fr) * | 2008-06-10 | 2011-09-16 | Snecma | Chambre de combustion de moteur a turbine a gaz comportant des deflecteurs en cmc |
| FR2935465B1 (fr) | 2008-08-29 | 2013-09-20 | Snecma | Fixation d'un deflecteur en cmc sur un fond de chambre par pincage a l'aide d'un support metallique. |
| US8745989B2 (en) * | 2009-04-09 | 2014-06-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Reverse flow ceramic matrix composite combustor |
| US9021812B2 (en) | 2012-07-27 | 2015-05-05 | Honeywell International Inc. | Combustor dome and heat-shield assembly |
| FR3026827B1 (fr) | 2014-10-01 | 2019-06-07 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion de turbomachine |
-
2016
- 2016-02-25 US US15/053,522 patent/US10317085B2/en active Active
- 2016-12-15 CA CA2951669A patent/CA2951669A1/en active Pending
- 2016-12-16 JP JP2016243959A patent/JP6932414B2/ja active Active
- 2016-12-22 EP EP16206136.0A patent/EP3211320B1/en active Active
- 2016-12-23 CN CN201611204802.XA patent/CN107120687B/zh active Active
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007232359A (ja) * | 2006-02-27 | 2007-09-13 | Snecma | ジェットエンジンの燃焼チャンバの装置 |
| JP2009293915A (ja) * | 2008-04-03 | 2009-12-17 | Snecma Propulsion Solide | セクターに更に分割された内側及び外側の壁を有するガス・タービンの燃焼チャンバ |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP6932414B2 (ja) | 2021-09-08 |
| EP3211320B1 (en) | 2020-04-01 |
| EP3211320A1 (en) | 2017-08-30 |
| CA2951669A1 (en) | 2017-08-25 |
| US10317085B2 (en) | 2019-06-11 |
| US20170248320A1 (en) | 2017-08-31 |
| CN107120687B (zh) | 2021-07-06 |
| CN107120687A (zh) | 2017-09-01 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP6932414B2 (ja) | 燃焼器アセンブリ | |
| JP6529010B2 (ja) | 燃焼器アセンブリ | |
| CN107120682B (zh) | 燃烧器组件 | |
| JP6475688B2 (ja) | 燃焼器アセンブリ | |
| JP6360140B2 (ja) | 燃焼器アセンブリ | |
| JP7305243B2 (ja) | 燃焼器アセンブリ | |
| EP3211321B1 (en) | Combustor assembly | |
| JP2017150795A (ja) | 燃焼器アセンブリ |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| RD03 | Notification of appointment of power of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7423 Effective date: 20190402 |
|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20191211 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20201116 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20201118 |
|
| A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20210216 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20210719 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20210812 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 6932414 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |