JP2889985B2 - 環状燃焼室の摺動ジョイント部の構造 - Google Patents

環状燃焼室の摺動ジョイント部の構造

Info

Publication number
JP2889985B2
JP2889985B2 JP62104166A JP10416687A JP2889985B2 JP 2889985 B2 JP2889985 B2 JP 2889985B2 JP 62104166 A JP62104166 A JP 62104166A JP 10416687 A JP10416687 A JP 10416687A JP 2889985 B2 JP2889985 B2 JP 2889985B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
annular
combustion chamber
combustor head
cylindrical surface
radially
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.)
Expired - Lifetime
Application number
JP62104166A
Other languages
English (en)
Other versions
JPS62272018A (ja
Inventor
ロバート・アーネスト・コバーン
ジョン・アンソニー・マシューズ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Raytheon Technologies Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of JPS62272018A publication Critical patent/JPS62272018A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP2889985B2 publication Critical patent/JP2889985B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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
    • F23R3/02—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
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2260/00—Function
    • F05B2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • 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)
  • Portable Nailing Machines And Staplers (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 産業上の利用分野 本発明は、摺動ジョイントを備えた環状燃焼室の構造
に係り、特にガスタービンエンジンの燃焼器セクション
に使用される環状燃焼室の摺動ジョイント部の構造に係
る。 従来の技術 軸流ガスタービンエンジンに於て環状の燃焼室装置を
使用することは、周知の設計事項であり、特に限られた
空気内に於て多量の熱を放出するのによく適している。
かかる燃焼室装置は、エンジンの広範囲の運転条件に亙
り燃焼器の効率及びエンジンの運転性能を確保するに適
した燃焼環境を与えるものでなければならず、しかも燃
焼室装置内部の高温の燃焼反応より燃焼室装置を囲繞す
るエンジン構造体を保護するものでなければならない。 ガスタービンエンジン、特に空輸産業に使用されるエ
ンジンの作動ガス流中に使用される構成要素に関して
は、軽量であること、組立が単純であること、部品点数
が少ないこと等の特徴を有することが重要である。従来
の燃焼室装置に於ては、アウタエンジンケーシングによ
り支持され、周方向に配列された複数個の燃料ノズルを
受入れるよう構成された環状の燃焼器ヘッドが従来より
使用されている。燃焼器ヘッド及び燃料ノズルはエンジ
ンの軸流圧縮機セクションのすぐ下流側に配置されてお
り、ヘッドとヘッドのすぐ下流側に配置され軸線方向に
延在する互いに同心の二つの燃焼室ライナとにより郭定
される燃焼室装置のリーディングエッジを形成してい
る。 ヘッドと二つ燃焼室ライナとにより形成された環状の
燃焼領域に於て燃焼反応が生起し、エンジンのインナケ
ーシング及びアウタケーシングは燃焼室ライナにより高
温の反応よりシールドされる。ヘッド及びインナ及びア
ウタ燃焼室ライナは典型的には圧縮機セクションより受
けた環状の空気流の一部を偏向させることにより冷却さ
れるようになっている。 エンジンの始動時、停止時、及び他の負荷が過渡的に
変化する条件下に於ては、燃焼室装置の構成要素の材料
は広範囲の温度変化を受ける。かかる温度変化によりラ
イナとヘッドとの間に偏差的な熱膨張が発生され、従っ
てこれらの間のシール若しくは構造的完全性を維持する
ためには、かかる偏差的熱膨張を受入れる或る形態のジ
ョイントやマウントが必要である。燃焼室装置に摺動式
の膨張ジョイントを使用することは当技術分野に於てよ
く知られており、かかる膨張ジョイントによれば構造及
び組立が単純になり、また種々の構成要素の間に所要の
撓みによる相互作用が与えられる。しかしかかる膨張ジ
ョイントは軸線方向又は半径方向の熱分布が不均一であ
ることの結果としてそれらの同心の構成要素が互いに離
れ易いという欠点を有している。燃焼装置の当業者には
理解され得る如く、膨張ジョイントの構成要素が互いに
離れることに起因して空気が不用意に燃焼反応領域へ流
入すると、反応の性状及び効率が急激に悪化してしま
う。 従って当技術分野に於て必要とされているものは、燃
焼室装置内に於て生じる広範囲に亙る温度変化に耐える
ことができ、また発生する虞れのある空気の漏洩の影響
を低減し最小限に抑えるよう構成された膨張ジョイント
である。 発明の概要 本発明は、環状の燃焼器ヘッドと該環状燃焼器ヘッド
の内縁に接続される環状のインナ燃焼室ライナとの間に
組み立てが容易で且つそれらが高温になる燃焼器の作動
中にも両者の接続部に空気の漏洩が生ずることを効果的
に抑制することのできる環状燃焼室の摺動ジョイント部
の構造を提供することを目的としている。 上記の目的を達成する環状燃焼室の摺動ジョイント部
の構造として、本発明は、 環状の空気流中に配置される環状の燃焼器ヘッドであ
って、前記環状の空気流の少なくとも一部を半径方向内
方へ偏向させる凸状の上流側面を有し、前記上流側面よ
り半径方向内側の内周縁に沿って半径方向内向きの円筒
面を郭定する環状の燃焼器ヘッドと、 前記燃焼器ヘッドの下流側にて環状に延在し、前記空
気流の前記半径方向内方に偏向された部分を前記燃焼器
ヘッドの下流側に於て発生する高温の燃焼反応より分離
するインナ燃焼室ライナと、 前記インナ燃焼室ライナの上流側端部に設けられ、前
記燃焼器ヘッドの前記内向きの円筒面と摺動可能にシー
ル係合する半径方向外向きの円筒面を有する環状で可撓
性のあるライナリングと、 前記燃焼器ヘッドと一体に形成され、前記燃焼器ヘッ
ドの前記円筒面と前記ライナリングの間の摺動係合部と
前記高温の燃焼反応との間に熱シールドを形成する環状
の半径方向に延在するバルクヘッドと、 を含む摺動ジョイント部の構造 を提案するものである。 上記の如き環状燃焼室の摺動ジョイント部の構造によ
れば、環状の燃焼器ヘッドと環状のインナ燃焼室ライナ
との接続部は、燃焼器ヘッドの凸状の上流側面より半径
方向内側の内周縁に沿って設けられ半径方向内側を向い
た円筒面と、インナ燃焼室ライナの上流側端部に設けら
れたライナリングの半径方向外向き円筒面との間の摺動
係合により達成され、燃焼器の作動中には、インナ燃焼
室ライナの方が燃焼器ヘッドより燃焼器内にて発生する
高温の燃焼反応による熱を受けやすいことから、ライナ
リングの方が燃焼器ヘッドの内周面より熱膨脹する度合
いが大きいので、常温の組み立て時に燃焼器ヘッド内周
面とインナリングとの間の係合組み立てが容易に行える
ような両者の係合面の寸法設定が行われていても、燃焼
器の使用中には両者間の隙間は減少し、かかる摺動係合
部を経て空気が燃焼室内へ漏入することをより効果的に
抑制することができる。 又かかる燃焼器ヘッドの内周面とインナ燃焼室ライナ
との摺動係合部が、燃焼器ヘッドに一体に形成され半径
方向に延在するバルクヘッドにより燃焼室にて生ずる高
温の燃焼反応より熱シールされていることにより、かか
る摺動係合部の温度上昇が低く抑えられ、燃焼器ヘッド
の内周面とライナリングとが高温状態にて擦り合わされ
ることにより係合部に異常な摩耗や変形が生ずることが
回避される。 更に燃焼器ヘッドの内周縁の下流端部にインナ燃焼室
ライナの内面より隔置されてその間に環状空隙を形成す
るトレーリングリップが設けられるときには、燃焼器ヘ
ッドの内周縁とライナリングの摺動係合部を経て漏入し
た空気はトレーリングリップとインナ燃焼室ライナとの
間に形成された環状空隙内へ流入したときここに暫時滞
留して空気膜を形成し、この部分に冷却効果を与え、摺
動係合部の温度をより低く保って摺動係合部を損傷から
保護する作用をなす。 以下に添付の図を参照しつつ、本発明を実施例につい
て詳細に説明する。 実施例 第１図は航空機に搭載された軸流ガスタービンエンジ
ン10を一部破断して示している。エンジンの運転中に
は、大気が前端入口12を経てエンジン内へ吸入され、そ
の空気は多段の軸流圧縮機14を経てエンジン中心軸線に
沿って環状に流れ、しかる後それより下流側の燃焼器セ
クション16へ流入する。前述の如く、燃焼器セクション
16は互いに同心に配置された一対の燃焼室ライナとその
上流側に配置された燃焼器ヘッド24とにより形成された
燃焼室装置18を含んでいる。 燃焼器セクション16より流出した高温のガスは下流側
のタービンセクション20へ流入し、該タービンセクショ
ンに於て加圧され加熱された燃焼生成物が膨張され、し
かる後出口ノズル22より流出する。 第２図は燃焼器ヘッド24と互いに同心をなし軸線方向
に延在する燃焼室ライナ47及び48とを含む燃焼器セクシ
ョン16の一部を示す拡大部分断面図である。燃焼器ヘッ
ド24は環状の圧縮空気流102内に配置され、第２図に示
されている如く、複数個の対応するヘッドラグ64とアウ
タエンジンケーシング26に固定された半径方向に延在す
る支柱66との共働により所定の位置に支持されている。
ヘッド24は燃料供給導管46及び燃料ノズル44を受入れる
よう構成されている。 ヘッド24、インナ燃焼室ライナ47及びアウタ燃焼室ラ
イナ48は第２図で見てインナエンジンケーシング28より
上方に位置する図には示されていないエンジン中心軸線
を中心とする環状の燃焼室装置18を郭定しており、該燃
焼室装置内に互いに反応する燃料と空気との混合気50が
導入されるようになっている。第２図に示された実施例
に於ては、燃焼空気はノズルガイド56に設けられた複数
個の孔58を経て反応領域50へ導入されるようになってい
る。また環状の空気流102よりの冷却空気が環状のヘッ
ド24の上流側ドーム部30に設けられた複数個の孔40を経
てヘッドの下流側へ流入するようになっている。 次に環状のインナエンジンケーシング28に近接した環
状の燃焼器ヘッド24の半径方向内側（図示の一部断面で
見て上側）の部分に設けられた本発明による摺動ジョイ
ント68について説明する。燃焼器ヘッド24は凸状の上流
側ドーム部より軸線方向下流側へ延在する半径方向内向
きの円筒面78を郭定しており、該円筒面はインナ燃焼室
ライナ47の上流側端部に設けられたライナリング74の対
応する半径方向外向きの円筒面76に接触するようになっ
ている。ライナリング74にはヘッドの円筒面78が摺動可
能に係合し、これによりインナ燃焼室ライナ47とヘッド
24との間の偏差的な軸線方向の相対変位が受入れられる
ようになっている。 円筒面78及びライナリング74の半径は、組立時及び全
てのエンジン運転条件下に於てそれらが相互に係合した
状態を確保すべく、僅かに半径方向に締り嵌め状態とな
る寸法に設定されている。更にライナリング74の半径方
向の厚さは、ライナリングに圧縮フープ応力が発生する
ことに起因してそれが座屈することがないよう、摺動係
合する領域に於て大きく設定されている。 本発明による摺動ジョイント68の一つの特徴は、イン
ナ燃焼室ライナ47のライナリング74が燃焼器ヘッド24の
円筒面78の半径方向内側に配置されているということで
ある。かくしてインナ燃焼室ライナ47が高温の反応領域
50よりの熱輻射や他の熱伝達によって加熱され、これに
より膨張されると、インナ燃焼室ライナ47及びライナリ
ング74は半径方向外方へ膨張し、これによりヘッドの円
筒面78とこれに対応するライナリングの円筒面76との間
の半径方向の圧縮度合を増大する。 摺動ジョイント68それ自身は、互いに係合する円筒面
78及び76と高温の反応領域50との間に半径方向に延在す
るバルクヘッド36を設けることにより、高温の反応領域
50の温度変化や他の熱的影響より隔離されている。バル
クヘッド36は環状の圧縮空気流102のうちヘッド24のド
ーム部30に設けられた複数個の上流側へ向けて延在する
孔40を経て燃焼器ヘッド24内へ流入する空気により冷却
されるようになっている。プレナム領域38内へ導入され
た冷却空気は、第２図に於て矢印57により示されている
如くバルクヘッド36を越えて流れ、これにより摺動ジョ
イント68と高温の反応領域50との間に冷却されるシール
ドを形成する。 摺動ジョイント68とドーム部30との相対的位置関係に
より、予期しない撓み、摩耗、又は他の変形に起因して
ヘッドの円筒面78とライナリング74とが互いに離れた状
態になった場合に重要な効果が発揮される。流体機械の
当業者には理解され得る如く、環状の圧縮空気流102は
燃焼器ヘッド24のドーム部30と接触した段階で加速され
偏向せしめられる。半径方向内方へ偏向された空気86は
燃焼室装置18内の燃焼生成物や他のガスの流速に比して
高い流速にて移動する。 偏向された空気流86の流速が高いことにより、ドーム
部30のすぐ下流側であって摺動ジョイント68に近接した
領域に局部的に低い静圧の領域が形成される。かかる局
部的な低い静圧の領域により、ライナリング74とヘッド
の円筒面78との間を経て空気が燃焼室装置内へ侵入する
虞れが低減される。かくして本発明による摺動ジョイン
トは、ライナリング74及びヘッドの円筒面78を相互に密
に係合するよう付勢し、また摺動ジョイント68それ自身
を高温の反応領域50より放射される輻射熱より隔離する
だけでなく、低い静圧の領域に配置されることにより、
ライナリング74と円筒面78とが離れた場合に燃焼室装置
18内へ流入する好ましからざる空気の流量を低減する。 本発明による摺動ジョイントの好ましい実施例の他の
一つの特徴は、燃焼器ヘッド24及びバルクヘッド36より
下流側方向へ延在し且インナ燃焼室ライナ47より半径方
向外方へ隔置された環状のトレーリングリップ80により
与えられる。トレーリングリップ80はライナリング74と
ヘッドの円筒面78との間を通過する漏洩空気（図示せ
ず）を導く環状通路104を形成している。ライナリング7
4と円筒面78との間を通過する漏洩空気は、ヘッド24に
設けられた複数個の冷却空気通路54を経て通路104へ流
入するインナ燃焼室ライナ冷却空気106と混合する。か
くして通路104より流出する空気はインナ燃焼室ライナ4
7の反応領域に面する表面上に冷却膜を形成し、すぐに
は反応領域50へ流入しない。かくして摺動ジョイント68
を経て生じる空気の漏洩によっては燃料と空気との間の
反応が阻害されず、逆に燃焼室ライナ47の冷却保護作用
が増強される。 本発明による摺動ジョイントが使用された燃焼室装置
の組立は単純なプロセスであり、燃焼器ヘッド24が装着
された後にインナ燃焼室ライナ47が円筒面78とシール係
合するよう軸線方向に摺動によって嵌込まれる。この工
程は、特にインナ燃焼室ライナ47とヘッド24とが盲式に
（即ち工員が外部より見ることができない状態で）互い
に係合される燃焼室装置の構造の場合に、ライナリング
74がヘッドの円筒面78内に同軸状に整合されることが環
状トレーリングリップ80により補助されるので、容易に
行われる。 ライナリング74をその外径が上述の如く円筒面78の外
径よりも僅かに大きいよう形成することにより、ライナ
リング74と円筒面78との間に密な締り嵌めが得られ、し
かかもそれらの面が互いに摺動することが可能になる。
インナ燃焼室ライナ47の下流側部分（図示せず）は当技
術分野に於て公知の多数の固定手段のうちの任意の手段
によりエンジンケーシング28に固定されてよい。インナ
燃焼室ライナ47の上流側端部が摺動するので、ライナ47
の下流側部分を支持する手段はヘッド24とライナ47との
間の熱に起因する偏差的な変位を受入れる必要はない。 かくして本発明による摺動ジョイント68は軸流ガスタ
ービンエンジンの燃焼室装置18内へ空気が漏洩する虞れ
を低減し、更には燃焼室装置内に於ける燃料と空気との
混合気50の反応に対する漏洩空気の悪影響を低減するた
めの種々の特徴を含んでいる。 以上に於ては本発明を特定の実施例について詳細に説
明したが、本発明はかかる実施例に限定されるものでは
なく、本発明の範囲内にて他の種々の実施例が可能であ
ることは当業者にとって明らかであろう。
【図面の簡単な説明】 第１図は軸流ガスタービンエンジンをその一部を破断し
て示す斜視図である。 第２図は本発明による摺動ジョイントが組込まれた燃焼
室装置の上流側部分を示す拡大部分断面図である。 10…ガスタービンエンジン,12…前端入口,14…圧縮機,1
6…燃焼器セクション,18…燃焼室装置,20…タービンセ
クション,22…出口ノズル,24…燃焼器ヘッド,26…アウ
タエンジンケーシング,28…インナエンジンケージング,
30…ドーム部,36…バルクヘッド,38…ペレナム領域,44
…燃料ノズル,46…燃料供給導管,47、48…燃焼室ライ
ナ,50…混合気（反応領域）,54…冷却空気通路,56…ノ
ズルガイド,58…孔,64…ヘッドラグ,66…支柱,68…摺動
ジョイント,74…ライナリング,78…円筒面,80…トレー
リングリップ,104…通路
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭57−192729（ＪＰ，Ａ) 米国特許4085580（ＵＳ，Ａ) 独国特許出願公開1179422（ＤＥ，Ａ １) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) F02C 3/60

Claims (1)

  1. (57)【特許請求の範囲】 １．環状燃焼室の摺動ジョイント部（68）の構造にし
    て、 環状の空気流中に配置される環状の燃焼器ヘッドであっ
    て、該環状燃焼室がなす環の中心より放射状に延在する
    縦断面で見て前記空気流の上流へ向けて凸状をなし前記
    環状の空気流の少なくとも一部を前記環の半径方向内方
    へ偏向させる環状の前面を有し、該前面の半径方向内側
    の内周縁に沿って半径方向内向きの円筒面（78）を郭定
    する環状の燃焼器ヘッド（24）と、 前記燃焼器ヘッドの下流側にて前記環の中心の周りに筒
    状に延在し、前記空気流の前記半径方向内方に偏向され
    た部分を前記燃焼器ヘッドの下流側に於て発生する高温
    の燃焼反応より分離するインナ燃焼室ライナ（47）と、 前記インナ燃焼室ライナの上流側端部に設けられ、前記
    燃焼器ヘッドの前記内向きの円筒面と摺動可能にシール
    係合する半径方向外向きの円筒面（76）を有する環状で
    可撓性のあるライナリング（74）と、 前記燃焼器ヘッドと一体に形成され、前記燃焼器ヘッド
    の前記円筒面と前記ライナリングの間の摺動係合部（7
    6,78）と前記高温の燃焼反応との間に熱シールドを形成
    する環状の半径方向に延在するバルクヘッド（36）と、 を含む環状燃焼室の摺動ジョイント部の構造。 ２．環状燃焼室の摺動ジョイント部（68）の構造にし
    て、 環状の空気流中に配置される環状の燃焼器ヘッドであっ
    て、該環状燃焼室がなす環の中心より放射状に延在する
    縦断面で見て前記空気流の上流へ向けて凸状をなし前記
    環状の空気流の少なくとも一部を前記環の半径方向内方
    へ偏向させる環状の前面を有し、該前面の半径方向内側
    の内周縁に沿って半径方向内向きの円筒面（78）を郭定
    する環状の燃焼器ヘッド（24）と、 前記燃焼器ヘッドの下流側にて前記環の中心の周りに筒
    状に延在し、前記空気流の前記半径方向内方に偏向され
    た部分を前記燃焼器ヘッドの下流側に於て発生する高温
    の燃焼反応より分離するインナ燃焼室ライナ（47）と、 前記インナ燃焼室ライナの上流側端部に設けられ、前記
    燃焼器ヘッドの前記内向きの円筒面と摺動可能にシール
    係合する半径方向外向きの円筒面（76）を有する環状で
    可撓性のあるライナリング（74）と、 前記燃焼器ヘッドと一体に形成され、前記燃焼器ヘッド
    の前記円筒面と前記ライナリングの間の摺動係合部と前
    記高温の燃焼反応との間に熱シールドを形成する環状の
    半径方向に延在するバルクヘッド（36）と、 前記燃焼器ヘッドの内周縁の下流端に設けられ、前記イ
    ンナ燃焼室ライナの半径方向外側の面（76）との間に環
    状空隙（104）を確定する環状のトレーリングリップ（8
    0）と を含む環状燃焼室の摺動ジョイント部の構造。
JP62104166A 1986-04-28 1987-04-27 環状燃焼室の摺動ジョイント部の構造 Expired - Lifetime JP2889985B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US856729 1986-04-28
US06/856,729 US4686823A (en) 1986-04-28 1986-04-28 Sliding joint for an annular combustor

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPS62272018A JPS62272018A (ja) 1987-11-26
JP2889985B2 true JP2889985B2 (ja) 1999-05-10

Family

ID=25324368

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP62104166A Expired - Lifetime JP2889985B2 (ja) 1986-04-28 1987-04-27 環状燃焼室の摺動ジョイント部の構造

Country Status (5)

Country Link
US (1) US4686823A (ja)
EP (1) EP0244342B1 (ja)
JP (1) JP2889985B2 (ja)
CA (1) CA1257972A (ja)
DE (1) DE3775103D1 (ja)

Families Citing this family (70)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2219653B (en) * 1987-12-18 1991-12-11 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to combustors for gas turbine engines
US4914918A (en) * 1988-09-26 1990-04-10 United Technologies Corporation Combustor segmented deflector
FR2639095B1 (fr) * 1988-11-17 1990-12-21 Snecma Chambre de combustion de turbomachine a bols de prevaporisation montes flottants
US4936092A (en) * 1988-11-28 1990-06-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Propellant grain design
US5181377A (en) * 1991-04-16 1993-01-26 General Electric Company Damped combustor cowl structure
CA2070518C (en) * 1991-07-01 2001-10-02 Adrian Mark Ablett Combustor dome assembly
US5239832A (en) * 1991-12-26 1993-08-31 General Electric Company Birdstrike resistant swirler support for combustion chamber dome
FR2686683B1 (fr) * 1992-01-28 1994-04-01 Snecma Turbomachine a chambre de combustion demontable.
CA2089272C (en) * 1992-03-23 2002-09-03 James Norman Reinhold, Jr. Impact resistant combustor
JP2597800B2 (ja) * 1992-06-12 1997-04-09 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用燃焼器
US5463864A (en) * 1993-12-27 1995-11-07 United Technologies Corporation Fuel nozzle guide for a gas turbine engine combustor
DE4444961A1 (de) * 1994-12-16 1996-06-20 Mtu Muenchen Gmbh Einrichtung zur Kühlung insbesondere der Rückwand des Flammrohrs einer Brennkammer für Gasturbinentriebwerke
US5924288A (en) * 1994-12-22 1999-07-20 General Electric Company One-piece combustor cowl
US6032457A (en) * 1996-06-27 2000-03-07 United Technologies Corporation Fuel nozzle guide
US6164074A (en) * 1997-12-12 2000-12-26 United Technologies Corporation Combustor bulkhead with improved cooling and air recirculation zone
US5996352A (en) * 1997-12-22 1999-12-07 United Technologies Corporation Thermally decoupled swirler for a gas turbine combustor
US6735950B1 (en) * 2000-03-31 2004-05-18 General Electric Company Combustor dome plate and method of making the same
US6530227B1 (en) * 2001-04-27 2003-03-11 General Electric Co. Methods and apparatus for cooling gas turbine engine combustors
US6546732B1 (en) * 2001-04-27 2003-04-15 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine combustors
DE10214573A1 (de) * 2002-04-02 2003-10-16 Rolls Royce Deutschland Brennkammer einer Gasturbine mit Starterfilmkühlung
US7104067B2 (en) * 2002-10-24 2006-09-12 General Electric Company Combustor liner with inverted turbulators
US6904676B2 (en) 2002-12-04 2005-06-14 General Electric Company Methods for replacing a portion of a combustor liner
US20040181707A1 (en) * 2003-03-11 2004-09-16 Hitachi, Ltd. Method and apparatus for seamless management for disaster recovery
US7007480B2 (en) * 2003-04-09 2006-03-07 Honeywell International, Inc. Multi-axial pivoting combustor liner in gas turbine engine
US7024863B2 (en) * 2003-07-08 2006-04-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor attachment with rotational joint
US7040096B2 (en) * 2003-09-08 2006-05-09 General Electric Company Methods and apparatus for supplying feed air to turbine combustors
US7140189B2 (en) * 2004-08-24 2006-11-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine floating collar
US7134286B2 (en) * 2004-08-24 2006-11-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine floating collar arrangement
US7926280B2 (en) * 2007-05-16 2011-04-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Interface between a combustor and fuel nozzle
US20090090110A1 (en) * 2007-10-04 2009-04-09 Honeywell International, Inc. Faceted dome assemblies for gas turbine engine combustors
US20100089020A1 (en) * 2008-10-14 2010-04-15 General Electric Company Metering of diluent flow in combustor
US8474267B2 (en) * 2009-03-05 2013-07-02 Hamilton Sundstrand Corporation Radial turbine engine floating ring seal
DE102009032277A1 (de) * 2009-07-08 2011-01-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerkopf einer Gasturbine
US8689563B2 (en) * 2009-07-13 2014-04-08 United Technologies Corporation Fuel nozzle guide plate mistake proofing
CN101818910B (zh) * 2010-03-24 2012-07-25 北京航空航天大学 一种微型燃气轮机燃烧室
US20120151928A1 (en) * 2010-12-17 2012-06-21 Nayan Vinodbhai Patel Cooling flowpath dirt deflector in fuel nozzle
EP2559942A1 (de) * 2011-08-19 2013-02-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Brennkammerkopf einer Gasturbine mit Kühlung und Dämpfung
US8839627B2 (en) * 2012-01-31 2014-09-23 United Technologies Corporation Annular combustor
DE102013007443A1 (de) * 2013-04-30 2014-10-30 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennerdichtung für Gasturbinen-Brennkammerkopf und Hitzeschild
FR3015639B1 (fr) * 2013-12-20 2018-08-31 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion dans une turbomachine
US9528704B2 (en) 2014-02-21 2016-12-27 General Electric Company Combustor cap having non-round outlets for mixing tubes
US9528702B2 (en) * 2014-02-21 2016-12-27 General Electric Company System having a combustor cap
DE102014204466A1 (de) * 2014-03-11 2015-10-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammer einer Gasturbine
US10088049B2 (en) 2014-05-06 2018-10-02 United Technologies Corporation Thermally protected seal assembly
FR3020865B1 (fr) * 2014-05-12 2016-05-20 Snecma Chambre annulaire de combustion
US10670272B2 (en) 2014-12-11 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Fuel injector guide(s) for a turbine engine combustor
DE102015213629A1 (de) * 2015-07-20 2017-01-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Abdeckteil und Brennkammerbaugruppe für eine Gasturbine
GB201701380D0 (en) * 2016-12-20 2017-03-15 Rolls Royce Plc A combustion chamber and a combustion chamber fuel injector seal
GB2558566B (en) 2017-01-05 2019-11-13 Rolls Royce Plc A combustion chamber arrangement
US10816199B2 (en) 2017-01-27 2020-10-27 General Electric Company Combustor heat shield and attachment features
US10393381B2 (en) 2017-01-27 2019-08-27 General Electric Company Unitary flow path structure
US10371383B2 (en) * 2017-01-27 2019-08-06 General Electric Company Unitary flow path structure
US10378770B2 (en) 2017-01-27 2019-08-13 General Electric Company Unitary flow path structure
US11111858B2 (en) 2017-01-27 2021-09-07 General Electric Company Cool core gas turbine engine
US10253643B2 (en) 2017-02-07 2019-04-09 General Electric Company Airfoil fluid curtain to mitigate or prevent flow path leakage
US10370990B2 (en) 2017-02-23 2019-08-06 General Electric Company Flow path assembly with pin supported nozzle airfoils
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
US10378373B2 (en) 2017-02-23 2019-08-13 General Electric Company Flow path assembly with airfoils inserted through flow path boundary
US10253641B2 (en) 2017-02-23 2019-04-09 General Electric Company Methods and assemblies for attaching airfoils within a flow path
US10385776B2 (en) 2017-02-23 2019-08-20 General Electric Company Methods for assembling a unitary flow path structure
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
US10385731B2 (en) 2017-06-12 2019-08-20 General Electric Company CTE matching hanger support for CMC structures
DE102017217330A1 (de) * 2017-09-28 2019-03-28 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerbaugruppe mit Hitzeschild und Brennerdichtung sowie Herstellungsverfahren
US10928067B2 (en) 2017-10-31 2021-02-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Double skin combustor
US11402097B2 (en) 2018-01-03 2022-08-02 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
JP2021063464A (ja) * 2019-10-15 2021-04-22 三菱パワー株式会社 ガスタービン燃焼器
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
US11859819B2 (en) 2021-10-15 2024-01-02 General Electric Company Ceramic composite combustor dome and liners
GB202211589D0 (en) * 2022-08-09 2022-09-21 Rolls Royce Plc A combustor assembly

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1179422B (de) 1959-01-29 1964-10-08 Rolls Royce Brennkammer, insbesondere fuer Strahltriebwerke
US4085580A (en) 1975-11-29 1978-04-25 Rolls-Royce Limited Combustion chambers for gas turbine engines

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2432359A (en) * 1947-12-09 Internal-combustion turbine power
US2479573A (en) * 1943-10-20 1949-08-23 Gen Electric Gas turbine power plant
US2581999A (en) * 1946-02-01 1952-01-08 Gen Electric Hemispherical combustion chamber end dome having cooling air deflecting means
GB615915A (en) * 1946-03-25 1949-01-13 George Oulianoff Improvements in or relating to jet-propulsion and gas-turbine power-units
GB675300A (en) * 1949-05-24 1952-07-09 Rolls Royce Improvements in or relating to exhaust ducting of gas-turbine engines
US2748567A (en) * 1949-10-13 1956-06-05 Gen Motors Corp Gas turbine combustion chamber with telescoping casing and liner sections
US2884754A (en) * 1956-04-05 1959-05-05 Int Harvester Co Cotton picking spindle moistening assembly
FR1160619A (fr) * 1956-11-22 1958-07-22 Lucas Industries Ltd Chambre de combustion pour combustibles liquides
FR1452652A (fr) * 1965-06-14 1966-04-15 Snecma Perfectionnements aux joints articulés des enveloppes de propulseurs à réaction
US3670497A (en) * 1970-09-02 1972-06-20 United Aircraft Corp Combustion chamber support
US3965066A (en) * 1974-03-15 1976-06-22 General Electric Company Combustor-turbine nozzle interconnection
DE2713414A1 (de) * 1977-03-26 1978-09-28 Motoren Turbinen Union Brennkammer fuer gasturbinentriebwerke
US4365470A (en) * 1980-04-02 1982-12-28 United Technologies Corporation Fuel nozzle guide and seal for a gas turbine engine
GB2099978A (en) * 1981-05-11 1982-12-15 Rolls Royce Gas turbine engine combustor
JPS58102031A (ja) * 1981-12-11 1983-06-17 Hitachi Ltd ガスタ−ビン燃焼器の支持構造

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1179422B (de) 1959-01-29 1964-10-08 Rolls Royce Brennkammer, insbesondere fuer Strahltriebwerke
US4085580A (en) 1975-11-29 1978-04-25 Rolls-Royce Limited Combustion chambers for gas turbine engines

Also Published As

Publication number Publication date
CA1257972A (en) 1989-08-01
EP0244342A3 (en) 1988-12-07
US4686823A (en) 1987-08-18
DE3775103D1 (de) 1992-01-23
JPS62272018A (ja) 1987-11-26
EP0244342A2 (en) 1987-11-04
EP0244342B1 (en) 1991-12-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP2889985B2 (ja) 環状燃焼室の摺動ジョイント部の構造
US4322945A (en) Fuel nozzle guide heat shield for a gas turbine engine
US5201846A (en) Low-pressure turbine heat shield
US7234306B2 (en) Gas turbine combustion chamber made of CMC and supported in a metal casing by CMC linking members
US3965066A (en) Combustor-turbine nozzle interconnection
US4567730A (en) Shielded combustor
EP2330350B1 (en) Dual walled combustors with impingement cooled igniters
JP3907529B2 (ja) ろう付けされたタブを用いたターボマシンにおけるｃｍｃ燃焼室の取り付け
US9677412B2 (en) Shroud arrangement for a gas turbine engine
US6823676B2 (en) Mounting for a CMC combustion chamber of a turbomachine by means of flexible connecting sleeves
US2709338A (en) Double-walled ducting for conveying hot gas with means to interconnect the walls
JPS5920861B2 (ja) 冷却用ライナの取付け及び安定化装置
JPH01305132A (ja) 支持構造
US9689273B2 (en) Shroud arrangement for a gas turbine engine
US9920647B2 (en) Dual source cooling air shroud arrangement for a gas turbine engine
JP2003035418A (ja) ２部分ｃｍｃ燃焼室のための結合部
US20150354384A1 (en) Bumper for seals in a turbine exhaust case
US7966832B1 (en) Combustor
GB1578474A (en) Combustor mounting arrangement
US6357752B1 (en) Brush seal
EP3524885B1 (en) Combustor panel standoff pin
US11662096B2 (en) Combustor swirler to pseudo-dome attachment and interface with a CMC dome
EP3779281B1 (en) Swirler assembly
US3138930A (en) Combustion chamber liner construction
US20240053009A1 (en) Dome-deflector for a combustor of a gas turbine

Legal Events

Date Code Title Description
R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

EXPY Cancellation because of completion of term
FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080226

Year of fee payment: 9