JP3142563B2 - 燃焼室組立体 - Google Patents
燃焼室組立体Info
- Publication number
- JP3142563B2 JP3142563B2 JP04502550A JP50255092A JP3142563B2 JP 3142563 B2 JP3142563 B2 JP 3142563B2 JP 04502550 A JP04502550 A JP 04502550A JP 50255092 A JP50255092 A JP 50255092A JP 3142563 B2 JP3142563 B2 JP 3142563B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- casing
- combustion chamber
- gas turbine
- annular
- turbine engine
- 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
Links
Classifications
-
- 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
- F23R3/42—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
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)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 本発明は、ガスタービンエンジン用の燃焼室組立体に
関する。
関する。
現在、多くの産業用ガスタービンエンジンは、軸流ガ
スタービンエンジンにおいて環状または缶環状燃焼室を
使用する。この場合、内側ケーシング及び外側ケーシン
グが、環状または缶環状燃焼室組立体のまわりに同軸状
に配置されている。内側ケーシングは、コンプレッサケ
ーシングとノズルガイド翼の外側プラットフォームとを
相互接続し、それらの相対的な位置を維持し、温度が上
昇するに従ってノズルガイド翼の傾斜を小さくすること
ができるようにコンプレッサケーシングの熱膨張とノズ
ルガイド翼の熱膨張とを連結する。内側ケーシングは、
コンプレッサ静翼及びタービン静翼の外側位置を規制す
るために外側ケーシングに固定される。また、内側ケー
シング及び外側ケーシングは、コンプレッサから送られ
る冷却流をタービンに流すための環状通路を画成する。
スタービンエンジンにおいて環状または缶環状燃焼室を
使用する。この場合、内側ケーシング及び外側ケーシン
グが、環状または缶環状燃焼室組立体のまわりに同軸状
に配置されている。内側ケーシングは、コンプレッサケ
ーシングとノズルガイド翼の外側プラットフォームとを
相互接続し、それらの相対的な位置を維持し、温度が上
昇するに従ってノズルガイド翼の傾斜を小さくすること
ができるようにコンプレッサケーシングの熱膨張とノズ
ルガイド翼の熱膨張とを連結する。内側ケーシングは、
コンプレッサ静翼及びタービン静翼の外側位置を規制す
るために外側ケーシングに固定される。また、内側ケー
シング及び外側ケーシングは、コンプレッサから送られ
る冷却流をタービンに流すための環状通路を画成する。
産業用ガスタービンエンジンの排出物規制の基準に合
致するために、燃焼室の容量が増大されて来た。同じ軸
線方向の長さに燃焼室を組み込みながら燃焼室組立体の
容量を増大するためには、複数の管状燃焼室を使用し
て、その長手方向の軸線をガスタービンエンジンの長手
方向の軸線に関してほぼ半径方向に配置することが必要
となる。管状燃焼室の上流即ち入口端部は半径方向外端
に位置し、遷移ダクトは、ガスタービンエンジンのター
ビン部分に軸線方向に燃焼ガスを排出するために管状燃
焼室の下流即ち出口端部とノズルガイド翼とを接続す
る。
致するために、燃焼室の容量が増大されて来た。同じ軸
線方向の長さに燃焼室を組み込みながら燃焼室組立体の
容量を増大するためには、複数の管状燃焼室を使用し
て、その長手方向の軸線をガスタービンエンジンの長手
方向の軸線に関してほぼ半径方向に配置することが必要
となる。管状燃焼室の上流即ち入口端部は半径方向外端
に位置し、遷移ダクトは、ガスタービンエンジンのター
ビン部分に軸線方向に燃焼ガスを排出するために管状燃
焼室の下流即ち出口端部とノズルガイド翼とを接続す
る。
軸線がガスタービンエンジンの長手方向の軸線に関し
てほぼ半径方向に管状燃焼室を配置すると、コンプレッ
サケーシングとノズルガイド翼の相対位置を維持するた
めにコンプレッサケーシングとノズルガイド翼の外側プ
ラットフォームとを結合し、コンプレッサケーシングの
熱膨張とノズルガイド翼プラットフォームの熱膨張を結
び付け、温度の上昇とともにノズルガイド翼の傾斜を少
なくすることができるようにするために内側管状ケーシ
ングを使用することが困難となる。又、コンプレッサ静
翼及びタービン静翼の外側位置を規制すること及びター
ビンへの冷却流体用の通路を設けることも困難となる。
てほぼ半径方向に管状燃焼室を配置すると、コンプレッ
サケーシングとノズルガイド翼の相対位置を維持するた
めにコンプレッサケーシングとノズルガイド翼の外側プ
ラットフォームとを結合し、コンプレッサケーシングの
熱膨張とノズルガイド翼プラットフォームの熱膨張を結
び付け、温度の上昇とともにノズルガイド翼の傾斜を少
なくすることができるようにするために内側管状ケーシ
ングを使用することが困難となる。又、コンプレッサ静
翼及びタービン静翼の外側位置を規制すること及びター
ビンへの冷却流体用の通路を設けることも困難となる。
従って、本発明は、長手方向の軸線に関してほぼ半径
方向に配置された軸線を有する円周方向に間隔を置いた
複数の管状燃焼室からなる、上記した問題を克服する燃
焼室組立体を提供するものである。
方向に配置された軸線を有する円周方向に間隔を置いた
複数の管状燃焼室からなる、上記した問題を克服する燃
焼室組立体を提供するものである。
従って、本発明は、ガスタービンエンジンの長手方向
の軸線に関してほぼ半径方向に伸びる複数の細長い燃焼
室を有し、細長い燃焼室の半径方向内端が環状に並ぶノ
ズルガイド翼を通じてタービンに燃焼ガスを排出するよ
うに配置されているガスタービンエンジン用の燃焼室組
立体において、第１の剛性円錐台ケーシング部材が、燃
焼室組立体の上流端に配置され、第２の剛性円錐台のケ
ーシング部材が、燃焼室組立体の下流端でノズルガイド
翼に接続されており、複数の中空部材が、その両端で第
１と第２の円錐台ケーシング部材に固定され、該両端は
前記第１と第２の円錐台ケーシング部材の間で燃焼室組
立体を貫通して引張応力及び圧縮応力を伝達するように
隣接した燃焼室の間に延在し、かつ、燃焼室組立体を貫
通して加圧冷却流体を搬送するために前記円錐台ケーシ
ング部材に関連する通路装置に接続されていることを特
徴とする燃焼室組立体を提供する。
の軸線に関してほぼ半径方向に伸びる複数の細長い燃焼
室を有し、細長い燃焼室の半径方向内端が環状に並ぶノ
ズルガイド翼を通じてタービンに燃焼ガスを排出するよ
うに配置されているガスタービンエンジン用の燃焼室組
立体において、第１の剛性円錐台ケーシング部材が、燃
焼室組立体の上流端に配置され、第２の剛性円錐台のケ
ーシング部材が、燃焼室組立体の下流端でノズルガイド
翼に接続されており、複数の中空部材が、その両端で第
１と第２の円錐台ケーシング部材に固定され、該両端は
前記第１と第２の円錐台ケーシング部材の間で燃焼室組
立体を貫通して引張応力及び圧縮応力を伝達するように
隣接した燃焼室の間に延在し、かつ、燃焼室組立体を貫
通して加圧冷却流体を搬送するために前記円錐台ケーシ
ング部材に関連する通路装置に接続されていることを特
徴とする燃焼室組立体を提供する。
好ましくは、第１の円錐台ケーシング部材の小さい直
径の端部は、コンプレッサケーシングに固定されてい
る。
径の端部は、コンプレッサケーシングに固定されてい
る。
好ましくは、第１の円錐台ケーシング部材の小さい直
径の端部は、第１の円錐台ケーシングの上流端である。
径の端部は、第１の円錐台ケーシングの上流端である。
好ましくは、第２の円錐台ケーシング部材の小さい直
径の端部は、燃焼室出口ガイド翼に固定されている。
径の端部は、燃焼室出口ガイド翼に固定されている。
好ましくは、第２の円錐台ケーシング部材の小さい直
径の端部は、第２の円錐台ケーシング部材の下流端であ
る。
径の端部は、第２の円錐台ケーシング部材の下流端であ
る。
好ましくは、環状ケーシングが、第１及び第２の円錐
台部材を包囲する。
台部材を包囲する。
好ましくは、第２の円錐台ケーシング部材の小さい直
径の端部は、環状ケーシングに対して配置されている。
径の端部は、環状ケーシングに対して配置されている。
好ましくは、第２の円錐台ケーシング部材の小さい直
径の端部は、位置決めドッグによって環状ケーシングに
対して配置されている。
径の端部は、位置決めドッグによって環状ケーシングに
対して配置されている。
好ましくは、第１の環状の可撓性部材が、第１の円錐
台部材と環状ケーシングの大きな直径の端部を相互に接
続する。
台部材と環状ケーシングの大きな直径の端部を相互に接
続する。
好ましくは、第２の環状の可撓性部材が、第２の円錐
台部材とケーシングの大きな直径の端部を相互に接続す
る。
台部材とケーシングの大きな直径の端部を相互に接続す
る。
好ましくは、第１の環状の可撓性部材は、長手方向の
断面においてＣ形状である少なくとも１つの部分を有す
る。
断面においてＣ形状である少なくとも１つの部分を有す
る。
第２の環状の可撓性部材は、長手方向の断面において
Ｃ形状である少なくとも１つの部分を有する。
Ｃ形状である少なくとも１つの部分を有する。
また、本発明は、流れ方向にコンプレッサ装置、燃焼
装置及びタービン装置からなるガスタービンエンジンで
あって、コンプレッサ装置は、コンプレッサケーシング
を含み、燃焼装置は、ガスタービンエンジンの長手方向
軸線に関してほぼ半径方向に伸びている細長い複数の燃
焼室を含み、細長い燃焼室の半径方向の内端は、環状に
並ぶノズル翼を通じてタービン装置に燃焼ガスを排出す
るように配置され、第１の剛性円錐台ケーシング部材
が、燃焼装置の上流端でコンプレッサケーシングに接続
され、第２の剛性円錐台ケーシング部材が、燃焼装置の
下流端でノズルガイド翼に接続されており、複数の中空
部材の両端が、第１及び第２の円錐台ケーシング部材に
固定され該両端は前記第１と第２の円錐台ケーシング部
材の間で燃焼装置を貫通して引張応力および圧縮応力を
伝達するように隣接した燃焼室の間に延在し、かつ、コ
ンプレッサ装置からタービン装置へ加圧された冷却流体
を搬送するために円錐台ケーシング部材に関連する通路
装置に接続されている。
装置及びタービン装置からなるガスタービンエンジンで
あって、コンプレッサ装置は、コンプレッサケーシング
を含み、燃焼装置は、ガスタービンエンジンの長手方向
軸線に関してほぼ半径方向に伸びている細長い複数の燃
焼室を含み、細長い燃焼室の半径方向の内端は、環状に
並ぶノズル翼を通じてタービン装置に燃焼ガスを排出す
るように配置され、第１の剛性円錐台ケーシング部材
が、燃焼装置の上流端でコンプレッサケーシングに接続
され、第２の剛性円錐台ケーシング部材が、燃焼装置の
下流端でノズルガイド翼に接続されており、複数の中空
部材の両端が、第１及び第２の円錐台ケーシング部材に
固定され該両端は前記第１と第２の円錐台ケーシング部
材の間で燃焼装置を貫通して引張応力および圧縮応力を
伝達するように隣接した燃焼室の間に延在し、かつ、コ
ンプレッサ装置からタービン装置へ加圧された冷却流体
を搬送するために円錐台ケーシング部材に関連する通路
装置に接続されている。
本発明の一実施例を添付図面を参照してさらに完全に
説明する。
説明する。
第１図は、本発明による燃焼室組立体を有するガスタ
ービンエンジンの概略図である。
ービンエンジンの概略図である。
第２図は、第３図に示す本発明による燃焼室組立体を
通る矢印Ｘの方向の断面図である。
通る矢印Ｘの方向の断面図である。
第３図は、第２図の燃焼室組立体を通る矢印Ｚの方向
の断面図である。
の断面図である。
第４図は、第２図の矢印Ｙの方向の燃焼室組立体を通
る断面図である。
る断面図である。
第５図は、第６図に示す本発明による他の燃焼組立体
を通る矢印Ｗの方向の断面図である。
を通る矢印Ｗの方向の断面図である。
第６図は、第５図の燃焼室組立体を通る矢印Ｖの方向
の断面図である。
の断面図である。
第１図に示す産業用ガスタービンエンジン10は、軸方
向に、入口12と、コンプレッサ部分14と、燃焼室組立体
16と、タービン部分18と、動力タービン部分20と排出部
22とを有する。タービン部分18は、コンプレッサ部分14
を駆動するように配置され、動力タービン部分20は、軸
24を介して発電機26、または機械的な装置例えば、ポン
プを駆動する。ガスタービンエンジン10の動作は、まさ
に従来技術のものであり、さらに説明はしない。
向に、入口12と、コンプレッサ部分14と、燃焼室組立体
16と、タービン部分18と、動力タービン部分20と排出部
22とを有する。タービン部分18は、コンプレッサ部分14
を駆動するように配置され、動力タービン部分20は、軸
24を介して発電機26、または機械的な装置例えば、ポン
プを駆動する。ガスタービンエンジン10の動作は、まさ
に従来技術のものであり、さらに説明はしない。
燃焼室組立体16の第１実施例が、第2,3及び４図に示
されている。コンプレッサ部分14の軸方向の下流端部に
複数のコンプレッサ出口ガイド翼28が設けられており、
そのガイド翼28の半径方向内端部に環状室32の内面を画
成する内側環状壁30が固定されている。出口ガイド翼28
の半径方向外端部は、環状コンプレッサケーシング34に
固定され、環状コンプレッサケーシング34の下流端36
は、内側環状壁30の上流部分で拡散器38を画成する。場
合によっては、環状コンプレッサケーシング34と内側環
状壁30とは拡散器を画成する必要はない。内側環状壁30
の下流端は、燃焼室組立体16からタービン部分18へ高温
ガスを向ける燃焼室ノズルガイド翼40の半径方向内端に
固定される。
されている。コンプレッサ部分14の軸方向の下流端部に
複数のコンプレッサ出口ガイド翼28が設けられており、
そのガイド翼28の半径方向内端部に環状室32の内面を画
成する内側環状壁30が固定されている。出口ガイド翼28
の半径方向外端部は、環状コンプレッサケーシング34に
固定され、環状コンプレッサケーシング34の下流端36
は、内側環状壁30の上流部分で拡散器38を画成する。場
合によっては、環状コンプレッサケーシング34と内側環
状壁30とは拡散器を画成する必要はない。内側環状壁30
の下流端は、燃焼室組立体16からタービン部分18へ高温
ガスを向ける燃焼室ノズルガイド翼40の半径方向内端に
固定される。
燃焼室組立体16は、円周方向に間隔を置いた複数の管
状燃焼室42を有する。管状の燃焼室42の軸線は、ガスタ
ービンエンジン10の長手方向の軸線に関してほぼ半径方
向に伸びるように配置される。管状燃焼室の上流の入口
端部は、半径方向の最外端部分にあり、下流の出口端部
は、それらの半径方向最内端にある。管状燃焼室42の各
々の上流端は、燃料噴射器46の空気入口44を有する。空
気入口44は、燃焼室42に流れ込む空気に渦巻き運動を付
与するためのスワーラを有する。複数の円筒形ケーシン
グ48が設けられ、各円筒形ケーシング48は、管状燃焼室
の各々のまわりに同軸状に配置され、各円筒形ケーシン
グ48は、環状エンジンケーシング52の各ボス54に固定さ
れる。各円筒形燃焼室42とその各円筒形ケーシング48と
の間に室50が形成される。
状燃焼室42を有する。管状の燃焼室42の軸線は、ガスタ
ービンエンジン10の長手方向の軸線に関してほぼ半径方
向に伸びるように配置される。管状燃焼室の上流の入口
端部は、半径方向の最外端部分にあり、下流の出口端部
は、それらの半径方向最内端にある。管状燃焼室42の各
々の上流端は、燃料噴射器46の空気入口44を有する。空
気入口44は、燃焼室42に流れ込む空気に渦巻き運動を付
与するためのスワーラを有する。複数の円筒形ケーシン
グ48が設けられ、各円筒形ケーシング48は、管状燃焼室
の各々のまわりに同軸状に配置され、各円筒形ケーシン
グ48は、環状エンジンケーシング52の各ボス54に固定さ
れる。各円筒形燃焼室42とその各円筒形ケーシング48と
の間に室50が形成される。
円周方向に等間隔を置いた複数の遷移ダクト56が備え
られ、その上流端は円形の断面を有する。遷移ダクト56
の各々の上流端は、管状の燃焼室42の対応する１つの下
流端のまわりにそれと同軸に配置されており、下流端は
ノズルガイド翼40に接続され、それを密封する。各遷移
ダクト56の下流端は、その半径方向内側及び外側の端部
で単一の壁58を備え、ノズルガイド翼40の半径方向内側
及び外側のプラットフォーム60面に摺動可能に嵌合す
る。半径方向の内壁58は、内側プラットフォーム60の半
径方向内側に配置されており、半径方向外壁58は、外側
のプラットフォーム60の半径方向外側に位置する。
られ、その上流端は円形の断面を有する。遷移ダクト56
の各々の上流端は、管状の燃焼室42の対応する１つの下
流端のまわりにそれと同軸に配置されており、下流端は
ノズルガイド翼40に接続され、それを密封する。各遷移
ダクト56の下流端は、その半径方向内側及び外側の端部
で単一の壁58を備え、ノズルガイド翼40の半径方向内側
及び外側のプラットフォーム60面に摺動可能に嵌合す
る。半径方向の内壁58は、内側プラットフォーム60の半
径方向内側に配置されており、半径方向外壁58は、外側
のプラットフォーム60の半径方向外側に位置する。
各遷移ダクト56の上流端は、遷移ダクトの上流端に関
して半径方向外側に伸びているブラケット62を有し、環
状エンジンケーシング52は複数の対のブラケット64を有
する。ピン70が、遷移ダクト56の上流端を環状エンジン
ケーシング52に旋回可能に取り付けるために同軸の開口
部66及び68を貫通している。弾性密封リング72が、各管
状燃焼室42の下流端と関連する遷移ダクト56の上流端と
の間の相対運動を可能にするように管状燃焼室42の各々
の下流端と各遷移ダクト56との間に位置している。旋回
可能な取り付け及び密封構成は1990年９月１日に出願さ
れた英国特許出願9019089号にさらに完全に説明されて
いる。
して半径方向外側に伸びているブラケット62を有し、環
状エンジンケーシング52は複数の対のブラケット64を有
する。ピン70が、遷移ダクト56の上流端を環状エンジン
ケーシング52に旋回可能に取り付けるために同軸の開口
部66及び68を貫通している。弾性密封リング72が、各管
状燃焼室42の下流端と関連する遷移ダクト56の上流端と
の間の相対運動を可能にするように管状燃焼室42の各々
の下流端と各遷移ダクト56との間に位置している。旋回
可能な取り付け及び密封構成は1990年９月１日に出願さ
れた英国特許出願9019089号にさらに完全に説明されて
いる。
第１の剛性円錐台ケーシング部材74が、管状燃焼室42
の軸線方向の上流に配置されており、第１の剛性円錐台
ケーシング部材74は、コンプレッサケーシング34の下流
端を包囲する。第１の剛性円錐台ケーシング部材74の小
さい直径の端部、即ち、上流端76はフランジを有し、ボ
ルトまたは他の適当な固定具でコンプレッサケーシング
34に固定されている。
の軸線方向の上流に配置されており、第１の剛性円錐台
ケーシング部材74は、コンプレッサケーシング34の下流
端を包囲する。第１の剛性円錐台ケーシング部材74の小
さい直径の端部、即ち、上流端76はフランジを有し、ボ
ルトまたは他の適当な固定具でコンプレッサケーシング
34に固定されている。
第２の剛性円錐台形ケーシング部材80が、管状燃焼室
42の軸線方向の下流に配置されており、第２の剛性円錐
台ケーシング部材80は、燃焼器ノズルガイド翼40を包囲
する。第２の剛性円錐台ケーシング部材80の小さい直径
の端部、即ち、下流端82はフランジを有し、ボルトまた
は他の適当な固定具でノズルガイド翼40に固定されてい
る。第２の剛性円錐台ケーシング部材80の下流端82は、
エンジンケーシング52及び第２の剛性円錐台ケーシング
部材80上の適当な位置決め固定具83によって環状のエン
ジンケーシング52に関して配置されている。
42の軸線方向の下流に配置されており、第２の剛性円錐
台ケーシング部材80は、燃焼器ノズルガイド翼40を包囲
する。第２の剛性円錐台ケーシング部材80の小さい直径
の端部、即ち、下流端82はフランジを有し、ボルトまた
は他の適当な固定具でノズルガイド翼40に固定されてい
る。第２の剛性円錐台ケーシング部材80の下流端82は、
エンジンケーシング52及び第２の剛性円錐台ケーシング
部材80上の適当な位置決め固定具83によって環状のエン
ジンケーシング52に関して配置されている。
円周方向等間隔に軸線方向に伸びている複数の中空の
部材86が備えられている。各軸線方向に伸びる中空の部
材86の上流端は、第１の剛性円錐台ケーシング部材74の
下流端78に固定されており、各軸線方向に伸びる中空の
部材86の下流端は、第２の剛性円錐台ケーシング部材80
の上流端84に固定されている。各軸線方向に伸びる中空
の部材86は、隣接する管状の燃焼室42の間を通過するよ
うに円周方向に配置されている。第１と第２の剛性円錐
台ケーシング部材74及び80及び軸線方向に伸びる中空の
部材86の設置は、コンプレッサケーシング34とノズルガ
イド翼40との間で引張応力及び圧縮応力を伝達すること
を可能にする。これによって、相対的な位置を維持する
ためにコンプレッサケーシング34の熱膨張とノズルガイ
ド翼40の熱膨張を互いに結合することができ、温度の上
昇に伴ってノズルガイド翼の傾斜を減少させることがで
きる。第２の剛性円錐台ケーシング部材80の下流端82
は、コンプレッサ及びタービン静翼の外側を位置決めす
るように外側のエンジンケーシング52に関して位置が固
定されている。軸線方向に伸びる中空部材86により、コ
ンプレッサ14から抽気した冷却空気流をタービン18に供
給することができる。
部材86が備えられている。各軸線方向に伸びる中空の部
材86の上流端は、第１の剛性円錐台ケーシング部材74の
下流端78に固定されており、各軸線方向に伸びる中空の
部材86の下流端は、第２の剛性円錐台ケーシング部材80
の上流端84に固定されている。各軸線方向に伸びる中空
の部材86は、隣接する管状の燃焼室42の間を通過するよ
うに円周方向に配置されている。第１と第２の剛性円錐
台ケーシング部材74及び80及び軸線方向に伸びる中空の
部材86の設置は、コンプレッサケーシング34とノズルガ
イド翼40との間で引張応力及び圧縮応力を伝達すること
を可能にする。これによって、相対的な位置を維持する
ためにコンプレッサケーシング34の熱膨張とノズルガイ
ド翼40の熱膨張を互いに結合することができ、温度の上
昇に伴ってノズルガイド翼の傾斜を減少させることがで
きる。第２の剛性円錐台ケーシング部材80の下流端82
は、コンプレッサ及びタービン静翼の外側を位置決めす
るように外側のエンジンケーシング52に関して位置が固
定されている。軸線方向に伸びる中空部材86により、コ
ンプレッサ14から抽気した冷却空気流をタービン18に供
給することができる。
第１の環状可撓性部材88は、第１の剛性円錐台ケーシ
ング部材74のフランジ付き下流端部78に固定されたフラ
ンジ付き半径方向内端部90と、環状エンジンケーシング
52に固定されたフランジ付き半径方向外端92とを有す
る。第１の環状可撓性部材88は、コンプレッサケーシン
グ34と環状エンジンケーシング52との間において熱膨張
の差を吸収するための半径方向及び軸線方向の可撓性を
与える適当な形状を有する。この実施例において、第１
の環状の可撓性部材88は、半径方向及び軸線方向の可撓
性を与えるために長手方向の断面はＣ形状の部分を有す
る。第２の環状の可撓性部材94は、第２の剛性円錐台ケ
ーシング部材80のフランジ付き上流端84に固定されたフ
ランジ付き半径方向内端部96と環状エンジンケーシング
52に固定されたフランジ付き半径方向外端98とを有す
る。第２の環状の可撓性部材94は、ノズルガイド翼40と
環状エンジンケーシング52との間の熱膨張の差を許容す
るために軸線及び半径方向の可撓性を与えるための適当
な形状を有する。この実施例において、第２の環状の可
撓性部材94は、長手方向の断面は、軸線方向に反対方向
の２つのＣ形状部分を有する。
ング部材74のフランジ付き下流端部78に固定されたフラ
ンジ付き半径方向内端部90と、環状エンジンケーシング
52に固定されたフランジ付き半径方向外端92とを有す
る。第１の環状可撓性部材88は、コンプレッサケーシン
グ34と環状エンジンケーシング52との間において熱膨張
の差を吸収するための半径方向及び軸線方向の可撓性を
与える適当な形状を有する。この実施例において、第１
の環状の可撓性部材88は、半径方向及び軸線方向の可撓
性を与えるために長手方向の断面はＣ形状の部分を有す
る。第２の環状の可撓性部材94は、第２の剛性円錐台ケ
ーシング部材80のフランジ付き上流端84に固定されたフ
ランジ付き半径方向内端部96と環状エンジンケーシング
52に固定されたフランジ付き半径方向外端98とを有す
る。第２の環状の可撓性部材94は、ノズルガイド翼40と
環状エンジンケーシング52との間の熱膨張の差を許容す
るために軸線及び半径方向の可撓性を与えるための適当
な形状を有する。この実施例において、第２の環状の可
撓性部材94は、長手方向の断面は、軸線方向に反対方向
の２つのＣ形状部分を有する。
コンプレッサケーシング34、第１の剛性円錐台ケーシ
ング部材74、第１の環状の可撓性部材88及び環状エンジ
ンケーシング52は、第２の環状室100を画成する。第２
の剛性円錐台ケーシング部材80、第２の環状の可撓性部
材94及び環状エンジンケーシング52は、第３の環状室10
2を画成する。軸線方向に伸びる中空の部材86は、第２
及び第３の環状室100及び102を相互に接続する通路を画
成する。環状エンジンケーシング52は、他の目的のため
に第２の環状室100から圧縮空気を供給するために１つ
またはそれ以上のブリードダクト106を有する。第１の
剛性円錐台ケーシング部材74、第１の環状可撓性部材8
8、第２の剛性円錐台ケーシング部材80、第２の環状可
撓性部材94及び軸線方向に伸びる中空の部材86は、環状
室32から室50に空気流を流すための通路108を画成す
る。
ング部材74、第１の環状の可撓性部材88及び環状エンジ
ンケーシング52は、第２の環状室100を画成する。第２
の剛性円錐台ケーシング部材80、第２の環状の可撓性部
材94及び環状エンジンケーシング52は、第３の環状室10
2を画成する。軸線方向に伸びる中空の部材86は、第２
及び第３の環状室100及び102を相互に接続する通路を画
成する。環状エンジンケーシング52は、他の目的のため
に第２の環状室100から圧縮空気を供給するために１つ
またはそれ以上のブリードダクト106を有する。第１の
剛性円錐台ケーシング部材74、第１の環状可撓性部材8
8、第２の剛性円錐台ケーシング部材80、第２の環状可
撓性部材94及び軸線方向に伸びる中空の部材86は、環状
室32から室50に空気流を流すための通路108を画成す
る。
動作において、コンプレッサ部分14から供給された圧
縮空気は出口ガイド翼28から矢印Ａの方向に軸線方向に
排出され、環状室32内に拡散される。次に圧縮空気は、
通路108を通って管状燃焼室42と円筒形ケーシング48と
の間の室50に矢印Ｂに従って、半径方向外側に流れる。
空気の一部は、燃料を燃焼させるために管状燃焼室42内
に流れ込み、残りは燃焼室を冷却するために使用され
る。管状燃焼室42内でつくられた高温ガスは、矢印Ｃに
従って遷移ダクト56を通って流れノズルガイド翼40を通
ってタービン部分18に流れ込む。コンプレッサ部分14か
ら抽気される圧縮空気は、第２の室100に供給される。
圧縮空気の一部は、軸線方向に伸びる中空部材86の通路
104を通って第２の環状室100から第３の環状室102に供
給される。第３の環状室102の圧縮空気は、タービン部
分18を冷却するために使用される。また圧縮空気は、ダ
クト106を通って他の目的のために第２の環状室100から
供給される。
縮空気は出口ガイド翼28から矢印Ａの方向に軸線方向に
排出され、環状室32内に拡散される。次に圧縮空気は、
通路108を通って管状燃焼室42と円筒形ケーシング48と
の間の室50に矢印Ｂに従って、半径方向外側に流れる。
空気の一部は、燃料を燃焼させるために管状燃焼室42内
に流れ込み、残りは燃焼室を冷却するために使用され
る。管状燃焼室42内でつくられた高温ガスは、矢印Ｃに
従って遷移ダクト56を通って流れノズルガイド翼40を通
ってタービン部分18に流れ込む。コンプレッサ部分14か
ら抽気される圧縮空気は、第２の室100に供給される。
圧縮空気の一部は、軸線方向に伸びる中空部材86の通路
104を通って第２の環状室100から第３の環状室102に供
給される。第３の環状室102の圧縮空気は、タービン部
分18を冷却するために使用される。また圧縮空気は、ダ
クト106を通って他の目的のために第２の環状室100から
供給される。
第１及び第２の剛性円錐台ケーシング部材74及び80及
び軸線方向に伸びる中空の部材86は、コンプレッサケー
シング34とノズルガイド翼40を相互に接続してその間に
引張応力及び圧縮応力を伝達し、コンプレッサケーシン
グ34の熱膨張とノズルガイド翼40の熱膨張を相互に結合
する。第２の剛性円錐台ケーシング部材80の下流端は、
コンプレッサ静翼及びタービン静翼用の外側を位置決め
するため外側エンジンケーシング52に対し固定位置決め
されている。
び軸線方向に伸びる中空の部材86は、コンプレッサケー
シング34とノズルガイド翼40を相互に接続してその間に
引張応力及び圧縮応力を伝達し、コンプレッサケーシン
グ34の熱膨張とノズルガイド翼40の熱膨張を相互に結合
する。第２の剛性円錐台ケーシング部材80の下流端は、
コンプレッサ静翼及びタービン静翼用の外側を位置決め
するため外側エンジンケーシング52に対し固定位置決め
されている。
第５図及び第６図に示す第２実施例の燃焼室組立体
は、第２図から第４図に示す第１実施例とほぼ同じであ
る。この実施例は、遷移ダクト156の上流端を管状エン
ジンケーシング52に取り付ける方法と、管状燃焼室142
の下流端と遷移ダクト156の上流端との間で相対的な運
動を可能にする方法において異なる。遷移ダクト156の
各々の上流端は、管状燃焼室142の対応するものの下流
端と同軸的に配置されている。遷移ダクト156の各々の
上流端は、対応する管状部材160内に軸線方向に摺動可
能に取り付けられている。管状部材160は、リング164に
固定されている一対の支持部材162によって対応する円
筒形ケーシング148に取り付けられている。リング164
は、各円筒形ケーシング148の第１及び第２の部分147及
び149のフランジ166と168との間に固定される。各管状
燃焼室142の下流端は、対応する円筒形部材160の円形の
穴に軸線方向に摺動可能に取り付けられている。支持部
材162は、空気流を室32から室50に及び管状燃焼室142の
上流端に流すことができるように図示しない開口部を備
えている。遷移ダクト156の上流端は、遷移ダクト156と
管状部材160との間の相対的な軸線方向の運動の量を制
限する多数のピン166を備えている。
は、第２図から第４図に示す第１実施例とほぼ同じであ
る。この実施例は、遷移ダクト156の上流端を管状エン
ジンケーシング52に取り付ける方法と、管状燃焼室142
の下流端と遷移ダクト156の上流端との間で相対的な運
動を可能にする方法において異なる。遷移ダクト156の
各々の上流端は、管状燃焼室142の対応するものの下流
端と同軸的に配置されている。遷移ダクト156の各々の
上流端は、対応する管状部材160内に軸線方向に摺動可
能に取り付けられている。管状部材160は、リング164に
固定されている一対の支持部材162によって対応する円
筒形ケーシング148に取り付けられている。リング164
は、各円筒形ケーシング148の第１及び第２の部分147及
び149のフランジ166と168との間に固定される。各管状
燃焼室142の下流端は、対応する円筒形部材160の円形の
穴に軸線方向に摺動可能に取り付けられている。支持部
材162は、空気流を室32から室50に及び管状燃焼室142の
上流端に流すことができるように図示しない開口部を備
えている。遷移ダクト156の上流端は、遷移ダクト156と
管状部材160との間の相対的な軸線方向の運動の量を制
限する多数のピン166を備えている。
軸流型ガスタービンエンジンについての実施例を説明
したが、本発明は、輻流型ガスタービンエンジンに使用
することもできる。
したが、本発明は、輻流型ガスタービンエンジンに使用
することもできる。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 グリフィン，アーサー・バーナード イギリス国レスターシャー，エルイー10 ２ティーワイ，バーベイグ，ザ・フェ アウェイ 23 (56)参考文献 特開 平１−219321（ＪＰ，Ａ) 英国特許出願公開710862（ＧＢ，Ａ) 仏国特許出願公開1547846（ＦＲ，Ａ １) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F02C 7/20 F23R 3/60
Claims (25)
- 【請求項１】ガスタービンエンジン（10）の長手方向の
軸線に関してほぼ半径方向に伸びる複数の細長い燃焼室
（42）を有し、該燃焼室（42）の半径方向内端は環状に
配列されたノズルガイド翼（40）を通じてタービン（1
8,20）の燃焼ガスを排出するように配列されているガス
タービンの燃焼室組立体（16）において、第１の剛性円
錐台ケーシング部材（74）が燃焼室組立体（16）の上流
端に配置され、第２の剛性円錐台ケーシング部材（80）
が燃焼室組立体（16）の下流端で前記ノズルガイド翼
（40）に接続され、複数の中空部材（86）が隣接する前
記燃焼室（42）の間を伸びて両端が前記第１および第２
の円錐台ケーシング部材（74,80）にそれぞれ固定さ
れ、前記第１の円錐台ケーシング部材（74）と前記第２
の円錐台ケーシング部材（80）との間で引張応力および
圧縮応力を伝達するとともに、両端が前記第１および第
２の円錐台ケーシング部材（74,80）に関連する通路装
置（100,102）にそれぞれ接続されて、燃焼室組立体を
貫通して加圧冷却流体を搬送することを特徴とする燃焼
室組立体。 - 【請求項２】前記第１の円錐台ケーシング部材（74）の
小さい直径の端部（76）は、コンプレッサケーシング
（34）に固定されている請求項１に記載の燃焼室組立
体。 - 【請求項３】前記第１の円錐台ケーシング部材（74）の
小さい直径の端部（76）は、該第１の円錐台ケーシング
部材（74）の上流端である請求項１に記載の燃焼室組立
体。 - 【請求項４】前記第２の円錐台ケーシング部材（80）の
小さい直径の端部（82）は、燃焼室出口ガイド翼（40）
に固定されている請求項１に記載の燃焼室組立体。 - 【請求項５】前記第２の円錐台ケーシング部材（80）の
小さい直径の端部（82）は、該第２の円錐台ケーシング
部材（80）の下流端である請求項１に記載の燃焼室組立
体。 - 【請求項６】環状ケーシング（52）が前記第１及び第２
の円錐台部材（74,80）を包囲する請求項１に記載の燃
焼室組立体。 - 【請求項７】前記第２の円錐台ケーシング部材（80）の
小さい直径の端部（82）は、前記環状ケーシング（52）
に対して位置決めされている請求項６に記載の燃焼室。 - 【請求項８】前記第２の円錐台ケーシング部材（80）の
小さい直径の端部（82）は、位置決め固定具（83）によ
って前記環状ケーシング（52）に対して配置されている
請求項７に記載の燃焼室。 - 【請求項９】第１の環状の可撓性部材（88）が前記第１
の円錐台部材（74）の大きな直径の端部（78）と前記環
状ケーシング（52）とを相互に接続する請求項６に記載
の燃焼室組立体。 - 【請求項１０】第２の環状の可撓性部材（94）が前記第
２の円錐台部材（80）の大きな直径の端部（84）と環状
ケーシング（52）とを相互に接続する請求項６に記載の
燃焼室組立体。 - 【請求項１１】前記第１の環状の可撓性部材（88）は、
長手方向の断面においてＣ形状である少なくとも１つの
部分を有する請求項９に記載の燃焼室組立体。 - 【請求項１２】前記第２の環状の可撓性部材（94）は、
長手方向の断面においてＣ形状である少なくとも１つの
部分を有する請求項10に記載の燃焼室組立体。 - 【請求項１３】流れ方向に連続したコンプレッサ装置
（14）、燃焼装置（16）及びタービン装置（18,20）か
らなるガスタービンエンジン（10）であって、前記コン
プレッサ装置（14）は、コンプレッサケーシング（34）
を含み、前記燃焼装置（16）は長手方向にの軸線に関し
ては半径方向に伸びる複数の細長い燃焼室（42）を有
し、該燃焼室（42）の半径方向内端は環状に配列された
ノズルガイド翼（40）を通じてタービン（18,20）の燃
焼ガスを排出するように配列されているガスタービンに
おいて、第１の剛性円錐台ケーシング部材（74）が燃焼
装置（16）の上流端で前記コンプレッサケーシング（3
4）に接続され、第２の剛性円錐台ケーシング部材（8
0）が燃焼装置（16）の下流端で前記ノズルガイド翼（4
0）に接続され、複数の中空部材（86）が隣接する前記
燃焼室（42）の間を伸びて両端が前記第１および第２の
円錐台ケーシング部材（74,80）にそれぞれ固定され、
前記第１の円錐台ケーシング部材（74）と前記第２の円
錐台ケーシング部材（80）との間で引張応力および圧縮
応力を伝達するとともに、両端が前記第１および第２の
円錐台ケーシング部材（74,80）に関連する通路装置（1
00,102）にそれぞれ接続されて、燃焼装置を貫通して前
記コンプレッサ装置（14）から前記タービン装置（18,2
0）へ加圧冷却流体を搬送することを特徴とするガスタ
ービンエンジン。 - 【請求項１４】前記第１の円錐台ケーシング部材（74）
の小さい直径の端部（76）は、前記コンプレッサケーシ
ング（34）に固定されている請求項13に記載のガスター
ビンエンジン。 - 【請求項１５】前記第１の円錐台ケーシング部材（74）
の小さい直径の端部（76）は、該第１の円錐台ケーシン
グ部材（74）の上流端である請求項14に記載のガスター
ビンエンジン。 - 【請求項１６】前記第２の円錐台ケーシング部材（80）
の小さい直径の端部（82）は、燃焼室出口ガイド翼（4
0）に固定されている請求項13に記載のガスタービンエ
ンジン。 - 【請求項１７】前記第２の円錐台ケーシング部材（80）
の小さい直径の端部（82）は、第２の円錐台ケーシング
部材（80）の下流端である請求項16に記載のガスタービ
ンエンジン。 - 【請求項１８】環状ケーシング（52）が前記第１及び第
２の円錐台部材（74,80）を包囲する請求項13に記載の
ガスタービンエンジン。 - 【請求項１９】前記第２の円錐台ケーシング部材（80）
の小さい直径の端部（82）は、前記環状ケーシング（5
2）に対して位置決めされている請求項18に記載のガス
タービン。 - 【請求項２０】前記第２の円錐台ケーシング部材（80）
の小さい直径の端部（82）は、位置決め固定具（83）に
よって前記環状ケーシング（52）に対して配置されてい
る請求項19に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項２１】第１の環状の可撓性部材（88）が前記第
１の円錐台部材（74）の大きな直径の端部（78）と前記
環状ケーシング（52）とを相互に接続する請求項18に記
載のガスタービンエンジン。 - 【請求項２２】前記第１の環状の可撓性部材（94）は、
長手方向の断面においてＣ形状である少なくとも１つの
部分を有する請求項21に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項２３】第２の環状の可撓性部材（94）が前記第
２の円錐台部材（80）の大きな直径の端部（84）と環状
ケーシング（52）とを相互に接続する請求項18に記載の
ガスタービンエンジン。 - 【請求項２４】前記第２の環状の可撓性部材（94）は、
長手方向の断面においてＣ形状である少なくとも一部分
を有する請求項23に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項２５】前記ガスタービンエンジン（10）は、軸
流ガスタービンエンジンである請求項13から24のいずれ
か１項に記載のガスタービンエンジン。
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB9108235.4 | 1991-04-17 | ||
| GB919108235A GB9108235D0 (en) | 1991-04-17 | 1991-04-17 | A combustion chamber assembly |
| PCT/GB1992/000017 WO1992018760A1 (en) | 1991-04-17 | 1992-01-06 | A combustion chamber assembly |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06506746A JPH06506746A (ja) | 1994-07-28 |
| JP3142563B2 true JP3142563B2 (ja) | 2001-03-07 |
Family
ID=10693465
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP04502550A Expired - Lifetime JP3142563B2 (ja) | 1991-04-17 | 1992-01-06 | 燃焼室組立体 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5353586A (ja) |
| EP (1) | EP0580583B1 (ja) |
| JP (1) | JP3142563B2 (ja) |
| DE (1) | DE69204453T2 (ja) |
| GB (1) | GB9108235D0 (ja) |
| WO (1) | WO1992018760A1 (ja) |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2293232B (en) * | 1994-09-15 | 1998-05-20 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber assembly |
| GB9813972D0 (en) * | 1998-06-30 | 1998-08-26 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber |
| JP3951909B2 (ja) * | 2002-12-12 | 2007-08-01 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン燃焼器 |
| US7647779B2 (en) * | 2005-04-27 | 2010-01-19 | United Technologies Corporation | Compliant metal support for ceramic combustor liner in a gas turbine engine |
| US7559203B2 (en) * | 2005-09-16 | 2009-07-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cooled support boss for a combustor in a gas turbine engine |
| US7600370B2 (en) | 2006-05-25 | 2009-10-13 | Siemens Energy, Inc. | Fluid flow distributor apparatus for gas turbine engine mid-frame section |
| US8863528B2 (en) * | 2006-07-27 | 2014-10-21 | United Technologies Corporation | Ceramic combustor can for a gas turbine engine |
| GB2445565A (en) * | 2006-09-26 | 2008-07-16 | Siemens Ag | Gas turbine engine having a plurality of modules comprising a combustor and transition duct |
| US7870738B2 (en) | 2006-09-29 | 2011-01-18 | Siemens Energy, Inc. | Gas turbine: seal between adjacent can annular combustors |
| US9388738B2 (en) * | 2011-10-04 | 2016-07-12 | Siemens Energy, Inc. | Casing for a gas turbine engine |
| US20130232949A1 (en) * | 2012-03-09 | 2013-09-12 | Gary J. Dillard | Pressure balanced area control of high aspect ratio nozzle |
| US9551238B2 (en) | 2012-09-28 | 2017-01-24 | United Technologies Corporation | Pin connector for ceramic matrix composite turbine frame |
| US9617917B2 (en) | 2013-07-31 | 2017-04-11 | General Electric Company | Flow control assembly and methods of assembling the same |
| US11732892B2 (en) | 2013-08-14 | 2023-08-22 | General Electric Company | Gas turbomachine diffuser assembly with radial flow splitters |
Family Cites Families (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2489692A (en) * | 1942-04-07 | 1949-11-29 | Power Jets Res Dev Ltd | Compressor |
| US2410450A (en) * | 1943-01-30 | 1946-11-05 | Westinghouse Electric Corp | Turbine apparatus |
| GB710862A (en) * | 1951-02-09 | 1954-06-23 | Rolls Royce | Improvements in or relating to gas-turbine plant |
| US2711072A (en) * | 1951-06-14 | 1955-06-21 | Gen Motors Corp | Combustion chamber fairing |
| GB743633A (en) * | 1952-12-31 | 1956-01-18 | Gen Motors Corp | Improvements in or relating to gas turbine engines |
| DE1218800B (de) * | 1961-04-25 | 1966-06-08 | M A N Turbo Ges Mit Beschraenk | Gasturbine, insbesondere Kleingasturbine |
| US3116604A (en) * | 1962-05-17 | 1964-01-07 | Gen Electric | Engine exhaust system |
| US3327473A (en) * | 1966-01-11 | 1967-06-27 | Gen Motors Corp | Engine support structure |
| US3372542A (en) * | 1966-11-25 | 1968-03-12 | United Aircraft Corp | Annular burner for a gas turbine |
| AT279483B (de) * | 1968-10-18 | 1970-03-10 | Flensburger Maschinenbau Ansta | Beschickungswagen, insbesondere zum transport von heiszem schwarzdeckenmischgut |
| US3756020A (en) * | 1972-06-26 | 1973-09-04 | Curtiss Wright Corp | Gas turbine engine and cooling system therefor |
| US4009569A (en) * | 1975-07-21 | 1977-03-01 | United Technologies Corporation | Diffuser-burner casing for a gas turbine engine |
| GB1585157A (en) * | 1976-07-17 | 1981-02-25 | Stone Platt Fluid Fire Ltd | Gas turbine engine |
| US4435958A (en) * | 1981-09-29 | 1984-03-13 | The Boeing Company | Turbine bypass turbofan with mid-turbine reingestion and method of operating the same |
| GB2149491B (en) * | 1983-07-30 | 1988-06-08 | John Hunter | Heat storage regenerator for gas turbines etc |
| US4987736A (en) * | 1988-12-14 | 1991-01-29 | General Electric Company | Lightweight gas turbine engine frame with free-floating heat shield |
| US5048288A (en) * | 1988-12-20 | 1991-09-17 | United Technologies Corporation | Combined turbine stator cooling and turbine tip clearance control |
| GB8914825D0 (en) * | 1989-06-28 | 1989-08-16 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine power unit |
| GB8928378D0 (en) * | 1989-12-15 | 1990-02-21 | Rolls Royce Plc | A diffuser |
| GB2247521A (en) * | 1990-09-01 | 1992-03-04 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber assembly |
-
1991
- 1991-04-17 GB GB919108235A patent/GB9108235D0/en active Pending
-
1992
- 1992-01-06 JP JP04502550A patent/JP3142563B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1992-01-06 DE DE69204453T patent/DE69204453T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1992-01-06 EP EP92902366A patent/EP0580583B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1992-01-06 US US08/122,595 patent/US5353586A/en not_active Expired - Lifetime
- 1992-01-06 WO PCT/GB1992/000017 patent/WO1992018760A1/en active IP Right Grant
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE69204453T2 (de) | 1996-02-22 |
| DE69204453D1 (de) | 1995-10-05 |
| WO1992018760A1 (en) | 1992-10-29 |
| EP0580583B1 (en) | 1995-08-30 |
| GB9108235D0 (en) | 1991-06-05 |
| EP0580583A1 (en) | 1994-02-02 |
| JPH06506746A (ja) | 1994-07-28 |
| US5353586A (en) | 1994-10-11 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP3142563B2 (ja) | 燃焼室組立体 | |
| EP2206886B1 (en) | Transition piece for a gas turbine engine, corresponding gas turbine engine and manufacturing method | |
| CA2660211C (en) | Gas turbine engine exhaust duct ventilation | |
| US6185925B1 (en) | External cooling system for turbine frame | |
| US5211005A (en) | High density fuel injection manifold | |
| WO2017204949A1 (en) | Fuel delivery system for a gas turbine engine | |
| JP2003003803A (ja) | 導管のための回転防止リテーナ | |
| EP3719259A1 (en) | Pre diffuser for a gas turbine engine | |
| US12044408B2 (en) | Gas turbomachine diffuser assembly with radial flow splitters | |
| US11852345B2 (en) | Pre-diffuser for a gas turbine engine | |
| US8794005B2 (en) | Combustor construction | |
| US10544702B2 (en) | Method and apparatus for supplying cooling air to a turbine | |
| US10378773B2 (en) | Turbine engine diffuser assembly with airflow mixer | |
| US3364678A (en) | Means for stabilizing fluid flow in diffuser-combustor systems in axial flow gas turbine engines | |
| JP2022159047A (ja) | 後流エナジャイザを備えた燃焼器 | |
| US20180209647A1 (en) | Fuel Nozzle Assembly with Fuel Purge | |
| JP7271232B2 (ja) | 環状燃焼器ライナの遷移ゾーン用の内側冷却シュラウド | |
| EP3586061B1 (en) | Endcover assembly for a combustor | |
| US20150233297A1 (en) | Fuel manifold fitting with integral support for a gas turbine engine | |
| US11846419B2 (en) | Dome-deflector joint cooling arrangement | |
| EP3594478B1 (en) | Balance bracket | |
| US11828466B2 (en) | Combustor swirler to CMC dome attachment | |
| CA2572044C (en) | Combustor construction |
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 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20071222 Year of fee payment: 7 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20081222 Year of fee payment: 8 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20091222 Year of fee payment: 9 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20101222 Year of fee payment: 10 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20101222 Year of fee payment: 10 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20111222 Year of fee payment: 11 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20111222 Year of fee payment: 11 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121222 Year of fee payment: 12 |
|
| EXPY | Cancellation because of completion of term | ||
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121222 Year of fee payment: 12 |