JP4376553B2 - 燃焼室シールリングおよびそのようなリングを含む燃焼室 - Google Patents
燃焼室シールリングおよびそのようなリングを含む燃焼室 Download PDFInfo
- Publication number
- JP4376553B2 JP4376553B2 JP2003165158A JP2003165158A JP4376553B2 JP 4376553 B2 JP4376553 B2 JP 4376553B2 JP 2003165158 A JP2003165158 A JP 2003165158A JP 2003165158 A JP2003165158 A JP 2003165158A JP 4376553 B2 JP4376553 B2 JP 4376553B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- combustion chamber
- ring
- wall
- sleeve
- flow
- 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
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims description 144
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 34
- 239000011888 foil Substances 0.000 claims description 10
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 7
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 claims description 4
- HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N silicon carbide Chemical compound [Si+]#[C-] HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 9
- 229910010271 silicon carbide Inorganic materials 0.000 description 9
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 4
- 239000000463 material Substances 0.000 description 4
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 4
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 239000012528 membrane Substances 0.000 description 3
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 2
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 2
- 239000011156 metal matrix composite Substances 0.000 description 2
- 229910003465 moissanite Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 description 2
- 239000010409 thin film Substances 0.000 description 2
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 1
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 description 1
- 238000003825 pressing Methods 0.000 description 1
- 230000000717 retained effect Effects 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
- 238000013022 venting Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
- F16J15/00—Sealings
- F16J15/02—Sealings between relatively-stationary surfaces
- F16J15/06—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces
- F16J15/08—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with exclusively metal packing
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- 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
- F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- 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
- F05B2230/00—Manufacture
- F05B2230/60—Assembly methods
- F05B2230/604—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centering, e.g. pins
- F05B2230/606—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centering, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F23M2900/00—Special features of, or arrangements for combustion chambers
- F23M2900/05004—Special materials for walls or lining
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes
-
- 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)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Ceramic Engineering (AREA)
- Gasket Seals (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、燃焼室、特に、ガスタービンの燃焼室の分野に関する。更に特定すれば、この発明は、２つのシュラウドの間のそのような燃焼室の壁を冷却することに関する。
【０００２】
【従来の技術】
図１は、従来態様における航空エンジンガスタービンの下流側部分の軸方向断面図であり、１つの燃焼室５１は、エンジンの軸６０を環状態様で取り巻く燃焼室ケーシング５６内に配置されている。
【０００３】
この燃焼室５１は、その主要部として、燃焼室ケーシング５６の外側部分５６ａと内側部分５６ｂとにそれぞれ機械的に連結された外側壁５１ａと内側壁５１ｂを有する。より詳細に言えば、燃焼室の外側壁５１ａは、「ナットとボルト」タイプの固定部材５７によって、燃焼室５１の外側壁５１ａに固定された複数の可撓性接続タブ６１によって、燃焼室ケーシング５６の外側部分５６ａに接続されている。同様に、燃焼室の内側壁５１ｂは、固定部材５８によって燃焼室の内側壁に、および、固定部材５９によって、燃焼室ケーシングの内側部分に保持されている複数の可撓性タブ６２を介して、燃焼室ケーシングの内側部分５６ｂに接続されている。
【０００４】
図１に示すように、燃焼室の端部は、弾性保持部材６９によって、圧縮された状態でリング６５に向かって保持される円形のストリップガスケット６７と接触するリングによって、タービンの外側シュラウド部分のために形成されるシールデバイスによって、漏れ防止態様で高圧ノズル５２に接続されている。シールデバイスは、タービンの内側シュラウド部分のために、弾性保持部材７０によってリングに向かって圧縮状態で保持される円形ストリップガスケット６８と接触するリング６６を有している。シールリング６５、６６は、燃焼室の内側壁と外側壁の間に、および、固定部材５７、５８を締め付けることによって、可撓性接続タブ６１、６２の間に、それぞれ、保持されている。燃焼室の他のタイプにおいては、リングは、可撓性タブを固定するためだけに機能する。そのような状況の下においては、それらのリングは、円形ガスケットのための接触フランジを持っていない。
【０００５】
航空エンジンガスタービンにおいては、典型的には、燃焼室が、１または複数の噴射システム５５を介して噴射される燃料と酸化剤として機能する圧縮空気の両方を受け入れる。燃料と空気は、燃焼を達成するために、燃焼室５４の上流側端部において混合される。
【０００６】
燃焼室内において燃料を燃やすために使用される空気は、(図示しない)圧縮デバイスによって、拡散ダクト７１に伝送される圧縮空気Ｆの流れの分別部から到達する。圧縮空気流の残存分別部は、燃焼室５１とそのケーシング５６の間に規定される環状スペース７２内を流れるバイパス流６３、６４を形成する。このバイパス空気流は、燃焼室内に再噴射されることによって、燃焼ガスを希釈するように機能し、壁部を冷却する機能も果たす。
【０００７】
燃焼室内に存在する高温に耐えるために、燃焼室の壁部は、従来の金属構造体よりもより優れて高温に耐える耐熱性複合材料(thermostructural composite material)で製造される。しかしながら、たとえそのような材料から製造されるとしても、燃焼室の壁部はなおも冷却することが必要である。この目的で、燃焼室は、内側および外側壁を貫通する複数の穿孔５３を備えているので、環状スペース７２内を流れるバイパス空気流６３、６４は、燃焼室内に侵入する。したがって、燃焼室の壁部に沿って流れる空気の薄膜、および、前記穿孔を介して侵入する複層流とが、相当に大きな態様で燃焼室を構成する材料の温度を低下させるように機能する。
【０００８】
それにもかかわらず、図１に示すタイプの接続部にあっては、燃焼室の壁部がリングと接触する部分によって規定される燃焼室の下流側端部には、未冷却ゾーンHTが必然的に残留する。燃焼室の壁がリングによって重ねられるゾーンは、壁に沿う前記冷却薄層の通過を妨げるとともに、前記のゾーンに配置されるすべての穿孔を無効にする。リング接続ゾーンに位置する燃焼室の壁部の端部は、したがって、特定の寿命のために受け入れることができる温度よりも相当に高い温度に曝されることになる。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】
この発明は、前記の欠点を矯正するとともに、冷却空気流が、燃焼室がケーシングに接続されるゾーンを流れることが可能にするシールリングを提供することを目的とする。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
前記の目的は、燃焼室の端部に固定するためのリングによって達成され、前記リングは、固定部材を受け入れるための複数のオリフィスを介して、燃焼室の壁の端部の周囲に固定されるスリーブによって形成されており、前記リングは、スリーブが、燃焼室の壁と対面する面内に少なくとも１つの凹部を備えており、それによって、燃焼室の壁と向き合ってこれを押圧するスリーブのエリアを減少させ前記壁と協働して冷却空気流が流れることが可能な１つの開放キャビティーを形成する点を特徴としている。
【００１１】
したがって、この発明のリングによって、冷却用空気流が、燃焼室をケーシングに接続するためのシステムに改変を加えるいささかの必要もなしに、燃焼室の壁に向かって流れることができる。燃焼室の壁は、その端部に至るまですっかり穿孔列を備えることができる。これは、燃焼室の寿命を増大させる。
【００１２】
この発明の特別な様相においては、リングが、リングと燃焼室の壁の間に形成されるキャビティーの端部を規定する環状肩部を含んでいる。
【００１３】
したがって、この環状肩部は、１つのスポイラーを形成しており、キャビティー内に流入するバイパス空気流を燃焼室の壁に向かわせることに貢献する。
【００１４】
この発明の別の様相においては、燃焼室の壁と向き合ってこれを押圧するスリーブのエリアが更に、オリフィスの周囲に形成される接触部分を含んでおり、前記接触部分は、燃焼室の壁と対面するスリーブの面に亘って一様に分布された複数の凹部を規定する。
【００１５】
このリングは次に、リング自身と燃焼室の壁の間に複数のキャビティーを形成し、かくして、冷却用空気流の流量を精緻に修正することが可能となる。
【００１６】
この発明の特徴によれば、接触部分は、環状肩部の厚さよりも大きい厚さを備えており、シールリングによって形成される(複数の)キャビティー内に流入する冷却用空気流の一部が漏洩流を構成することを可能にする。したがって、高圧ノズルの外側シュラウドは、冷却用空気流の一部を受け入れて、燃焼室内に流入する量を制御することができる。
【００１７】
この発明のリングは、耐熱製の複合材料または金属合金から製造することができる。
【００１８】
リングの特別な具体例においては、リングは更に、スリーブを延出しているフランジを有しており、このフランジは、燃焼室の端部を越えて延出している。
【００１９】
この発明はまた、上に規定された少なくとも１つのリングを含む点を特徴とする燃焼室を提供しており、リングは、固定部材によって、燃焼室の壁の一方の端部に固定されている。
【００２０】
この発明のリングの構造によって、燃焼室は、リング接続ゾーンに複数の穿孔を有することができ、これらの穿孔には、シールリングと燃焼室の壁の間に形成された(複数の)のキャビティー内に流入する冷却空気流が供給される。
【００２１】
特別な具体例においては、燃焼室が更に、リングから出るすべての漏れを阻止するために、リングと燃焼室の壁の間に１つのガスケットを有している。このガスケットは、開放キャビティーの底部に保持されても、リングの端部に配置されてもよく、後の場合、ガスケットは燃焼室面にリングと一緒に固定された箔部材によってリングの端部に保持される。
【００２２】
この箔は、固定部材によって燃焼室の壁に保持される1つながりの部材または複数のセクターを備えることができる。
【００２３】
別の特別な具体例においては、各固定部材は、燃焼室の壁とリングの間に形成された開放キャビティーの厚さよりも大きい厚さを持つワッシャーを含んでおり、リングの真下に形成されている(複数の)キャビティーに流入する冷却用空気流の一部が漏洩流を構成することを可能にする。
【００２４】
燃焼室の１具体例においては、それがその壁端に形成された段差部を有しており、リングによって形成された(複数の)キャビティー内に流入する冷却用空気流の一部が漏洩流を構成することを可能にする。
【００２５】
この漏洩流は、高圧ノズルの外側シュラウドを冷却するように作用し、前記シュラウドはしたがって冷却用空気の追加的な薄層によって冷却される。更に、燃焼室に流入する空気の量を制御することができる。
【００２６】
この発明はまた、上記の第１および第２のリングを含み、第１のリングは、燃焼室の外側壁の端部に固定され、第２のリングは、燃焼室の内側壁の端部に固定されている点を特徴とする燃焼室を提供する。
【００２７】
燃焼室の両壁は、それぞれのリングを具備しているので、燃焼室端部の寿命が増大する。
【００２８】
燃焼室の両壁は、耐熱性複合材料、オプションによって多孔性金属材料、または、金属‐マトリクス複合材料から製造することができる。
【００２９】
【発明の実施の形態】
この発明のその他の特徴と利点は、非限定的な例示を介して、添付図面を参照しつつ与えられるこの発明の特別な具体例の以下の説明から明らかになる。
【００３０】
この発明は、燃焼室とノズルの間にシールをもたらすリングを参照しつつ説明される。しかしながら、当業者であれば、この発明を、当出願人の出願であるフランス特許出願第01/07361号および同第01/07363号に記載されている可撓性接続タブを燃焼室に接続するためのリングに応用することに何等困難を覚えないであろう。一般に、この発明は、流れている空気流によって冷却することが必要な構造体の壁の一部を対象に含むすべてのタイプのリングに当て嵌まる。
【００３１】
図２Ａ、２Ｂ、および図３は、この発明の第１の具体例を構成するシールリングを示している。図２には、燃焼室と、変わるところのないケーシングの諸部材には、図１と同じ参照番号が付与されている。この第１の具体例において、シールリング１は、２部分からなる環状構造体、すなわち、スリーブ１ａとフランジ１ｂとからなる環状構造体を規定している。スリーブ１ａは、燃焼室５１の壁５１ａの端部周囲に配置されるシールリングの一部に対応する。このシールリング１は、スリーブ１ａ内に設けられるそれぞれのオリフィス５(図３)を貫通するクランプ固定部材５７によって燃焼室の壁５１ａに固定される。このリングは、リングを壁に接続するための他の任意のシステムによって固定されることも可能である。
【００３２】
スリーブ１ａは、燃焼室の末端部と高圧ノズル５２の始端部の間のスペースを覆い、ノズルに配置されたストリップガスケット６７と接触する態様で、燃焼室から外側に向かって延出するカラー１ｂによって延出されている。
【００３３】
より特定して言えば、スリーブ１ａの内側面は、大きな部分に亘って加工が施されて凹部３を形成する。加工されなかったスリーブの内側面の部分は、環状肩部２を形成する。スリーブ１ａは、その環状肩部２の部位において、より厚い。図２Ｂに示すように、可撓性タブ６１を燃焼室の壁に５１ａに接続するためのゾーンにおいて、ワッシャー４が各固定部材５７用に設けられる。ワッシャー４の厚さは、機械的な接続力が強化されることを保証するように、壁に対して配置されることが可能なように凹部３の厚さの関数として決定される。
【００３４】
図２Ａ、２Ｂに示されるように、環状肩部２は、凹部３に対してスリーブのほんの小部分を構成するだけである。したがって、リングが一旦燃焼室の外側壁５１ａにマウントされてしまうと、この凹部３は、バイパスの流れすなわち冷却空気６３を供給されるとき、図２Ａに示すように、壁をその終端部まですっかり冷却するように機能するリング下方のキャビティー６を構成する。
【００３５】
更には、燃焼室が、接続ゾーンから離間して典型的に形成される穿孔５３のみならず、リングの真下の追加的な穿孔７０を備えるときは、連続する冷却用薄膜１０が、燃焼室の内側においてその終端部までずっと維持されることができる。環状肩部２は、冷却用空気流６３を複数の穿孔７０内に強制するように作用するキャビティー６の終端部におけるスポイラーとして機能する。更になお、追加的な穿孔７０のボア方向の傾斜角度を選択することによって、殆ど燃焼室の壁の終端部に向かって開いている孔には、冷却用空気が供給されることができる。冷却用薄膜１０は、したがって、高圧ノズル５２の内側シュラウドのための冷却用薄膜を有利に構成する。
【００３６】
この発明のシールリングの第２の具体例が、図４を参照しつつ説明される。シールリング１００は、燃焼室の壁１５１ａの終端部を越えて延出するフランジ１００ｂによって延出されるスリーブ１００ａによって構成される。スリーブ１００ａは、燃焼室の壁１５１と向き合うように配置しようとするスリーブの面内に加工される複数の凹部１０３を有している。これら凹部の各々は、キャビティ１０６を形成して、冷却用空気流６３が燃焼室の壁の端部に流れることを可能にする。
【００３７】
凹部１０３は、環状肩部１０２ばかりでなく、各オリフィス１０５の周囲の接触エリア１０４をも離れるように、固定部材１５７を貫通させるオリフィス１０５の間になるように機械加工が施される。この具体例は、リングを第１の具体例に配置するために必要であるワッシャーの使用を避けることを可能にする。したがって、この発明のシールリングの第２の具体例にあっては、冷却用空気流６３が、同様に、燃焼室の終端部に向かってキャビティー１０６内に流れ込むことができるとともに、接続ゾーンに形成される穿孔７０を提供することができ、このことは一方においてリングのマウント技術を簡単化することもできる。
【００３８】
この発明の１具体例においては、キャビティーからの出口において、リングと燃焼室の壁の間に存在する漏れを阻止するためにガスケットが用いられる。前記の漏れは、パーツおよび/または燃焼室のリングとの適合性に関する製造上の公差に原因がある。この目的で、そして、図２に示すように、例えば、ブレード(braid)、金属ワイヤー、溝-またはΩ-断面のガスケット、或いは、全く毛細管状のガスケット１１が、固定部材のワッシャーとキャビティーの端部との間において定位置にそして圧縮された状態で保持されている。リング１００の第２の具体例を用いるときは、ガスケット１１が図２に示すように、収容されることを可能にするために、各接触部分１０４(図４)内に(図示しない)溝が設けられる。
【００３９】
変形例においては、リングと燃焼室の壁の間のシールが、肩部の下流側、すなわち、キャビティーの外側で行なわれても差し支えない。この場合は、図５に示すように、ブレードまたは毛細管のようなガスケット１３が、保持部材すなわち箔(foil)１２によってリングの外側面に向き合う定位置に保持される。この箔１２は、燃焼室の壁５１ａと、ワッシャー４すなわち接触部分１０４との間に、固定部材５７を締め付けることによって固定される。図６に示すように、箔１２は、１つながりの部材の形態をとるか、燃焼室の壁の周囲において互いに接触して保持される複数のセクター１４の形態をとることができる。燃焼室の壁と箔１２との接触面積は、前記ゾーン内にある燃焼室の穿孔７０の妨げを避けるためにこの目的に必要とされる最小の大きさにまで減少される。
【００４０】
この発明のシールリングを有する燃焼室の別の具体例においては、シールリングによって形成される(複数の)キャビティー内に流入する冷却用空気の一部は、漏れることを許容される。このように、リングが用いられる具体例に依存する図３、４に示す接触部分１０４またはワッシャー４の厚さは、図７に示すように、漏洩流を許容するために肩部と燃焼室の間に間隙を残す態様で決定される。したがって、上記のシールデバイスが用いられないときは、空気流２３の一部が漏洩流１０７を構成し、この流れがリングの肩部によって修正される。
【００４１】
図８に示すように、燃焼室の特別な具体例においては、燃焼室の終端部に１つの段差部１５２が形成されることができ、シールリング１００のキャビティー１０６内に流入する冷却用空気流６３の一部が漏洩流１０７を形成することを許容する。このために、段差部１５２は、キャビティー１０６に流れ込む冷却用空気６３の一部のための漏れ通路を残すために、肩部１０２から下流側に設けられるることが必要である。段差部１５２を備える燃焼室は、シールリング１またはシールリング１００と等しく共用することができるけれども、シールリング１００の第２の具体例は、それが、燃焼室の壁と一緒に形成する複数のキャビティーの存在ゆえに、高圧ノズルの外側または内側に供給する漏洩流の流量比を精緻に調節することができるという利点を示す。
【００４２】
図７、図８に示すように、シールリングを出る漏洩流を含むアセンブリーは、この発明の第１および第２の具体例を構成するシールリング１またはシールリング１００と均等に利用することができる。
【００４３】
更に、シールリングから流出する漏洩流をもたらすためにどの具体例が用いられようとも、肩部によって形成されるスポイラーは、冷却用空気流を穿孔に強制的に流入させるばかりでなく、壁と協働して漏洩流を修正して、高圧ノズルの外側シュラウドのための冷却用薄層を創り出す機能を遂行する。そのような修正機能は、燃焼室に流入する空気量を調節することができる。
【００４４】
図２〜図８は、この発明のシールリングの具体例を、燃焼室の外側壁を高圧のシュラウドに適切に接続する形態で示している。しかしながら、当業者は、燃焼室の内側壁５１ｂの端部のための類似したリングを工夫することに全く困難を覚えないであろう。そのような状況の下にあっては、シールリングは、説明した形態とは逆の形態、すなわち、(複数の)凹部が、燃焼室の内側壁５１ｂと向き合う外側面に存在しており、そのフランジが内側に向かって延出している形態を取るだけである。
【００４５】
この発明のシールリングは、炭素と炭化珪素(C/SiC)、または、炭化珪素と炭化珪素(SiC/SiC)のような耐熱性複合材料から、或いは、金属合金から製造することができる。燃焼室の壁は、C/SiCまたはSiC/SiCのような耐熱性複合材料、或いは、さもなければ、オプションによって多孔性金属材料、または、実際金属マトリックス複合材料から製造することが可能である。
【００４６】
この発明のリングの(複数の)キャビティーは、リングの下にある燃焼室の壁内の多数の穿孔によって、冷却を最大にすることができる。この発明のシールリングと嵌合された燃焼室に関して行われた計算によれば、温度が、接続ゾーンにおいて約４００度Ｃだけ低下することを示した。
【００４７】
その結果、燃焼室終端部の寿命が増加し、高圧ノズルの内側シュラウドのために、そして恐らくは外側シュラウドのためにも、冷却用薄層を発生することができた。かくて、この発明は、燃焼室をその壁を介してケーシングに直接接続することを可能にするという燃焼室の壁の冷却問題を解決するとともに、それでいながら、燃焼ガスの流れと、冷却空気の流れを提供するために使用されるバイパス流の間のシールを提供する。
【図面の簡単な説明】
【図１】従来技術の航空エンジンのガスタービンの燃焼室の軸方向断面における半体。
【図２Ａ】この発明の一具体例において、リングの内側がシールされる燃焼室の外側壁の断面図であって、リングの真下の通気を示す。
【図２Ｂ】この発明の一具体例において、リングの内側がシールされる燃焼室の外側壁の接続部分の断面図。
【図３】この発明のシールリングの第１の具体例の切り詰めた概略的斜視図。
【図４】この発明のシールリングの第２の具体例の切り詰めた概略的斜視図。
【図５】この発明の１具体例において、リングから下流側がシールされる燃焼室の外側壁の接続部分の断面図。
【図６】図５に示す箔片の１例の切り詰めた概略的斜視図。
【図７】この発明のリングから流出する漏洩流を伴う燃焼室の外側壁にマウントされたシールリングの接続ゾーンから離間した断面図。
【図８】この発明のリングから流出する漏洩流のための段差部を備える燃焼室の外側壁にマウントされたシールリングの接続ゾーンの外側の断面図。
【符号の説明】
１０…薄膜，１１…ガスケット，１２…箔，１３…ガスケット，５６…ケーシング。
【発明の属する技術分野】
この発明は、燃焼室、特に、ガスタービンの燃焼室の分野に関する。更に特定すれば、この発明は、２つのシュラウドの間のそのような燃焼室の壁を冷却することに関する。
【０００２】
【従来の技術】
図１は、従来態様における航空エンジンガスタービンの下流側部分の軸方向断面図であり、１つの燃焼室５１は、エンジンの軸６０を環状態様で取り巻く燃焼室ケーシング５６内に配置されている。
【０００３】
この燃焼室５１は、その主要部として、燃焼室ケーシング５６の外側部分５６ａと内側部分５６ｂとにそれぞれ機械的に連結された外側壁５１ａと内側壁５１ｂを有する。より詳細に言えば、燃焼室の外側壁５１ａは、「ナットとボルト」タイプの固定部材５７によって、燃焼室５１の外側壁５１ａに固定された複数の可撓性接続タブ６１によって、燃焼室ケーシング５６の外側部分５６ａに接続されている。同様に、燃焼室の内側壁５１ｂは、固定部材５８によって燃焼室の内側壁に、および、固定部材５９によって、燃焼室ケーシングの内側部分に保持されている複数の可撓性タブ６２を介して、燃焼室ケーシングの内側部分５６ｂに接続されている。
【０００４】
図１に示すように、燃焼室の端部は、弾性保持部材６９によって、圧縮された状態でリング６５に向かって保持される円形のストリップガスケット６７と接触するリングによって、タービンの外側シュラウド部分のために形成されるシールデバイスによって、漏れ防止態様で高圧ノズル５２に接続されている。シールデバイスは、タービンの内側シュラウド部分のために、弾性保持部材７０によってリングに向かって圧縮状態で保持される円形ストリップガスケット６８と接触するリング６６を有している。シールリング６５、６６は、燃焼室の内側壁と外側壁の間に、および、固定部材５７、５８を締め付けることによって、可撓性接続タブ６１、６２の間に、それぞれ、保持されている。燃焼室の他のタイプにおいては、リングは、可撓性タブを固定するためだけに機能する。そのような状況の下においては、それらのリングは、円形ガスケットのための接触フランジを持っていない。
【０００５】
航空エンジンガスタービンにおいては、典型的には、燃焼室が、１または複数の噴射システム５５を介して噴射される燃料と酸化剤として機能する圧縮空気の両方を受け入れる。燃料と空気は、燃焼を達成するために、燃焼室５４の上流側端部において混合される。
【０００６】
燃焼室内において燃料を燃やすために使用される空気は、(図示しない)圧縮デバイスによって、拡散ダクト７１に伝送される圧縮空気Ｆの流れの分別部から到達する。圧縮空気流の残存分別部は、燃焼室５１とそのケーシング５６の間に規定される環状スペース７２内を流れるバイパス流６３、６４を形成する。このバイパス空気流は、燃焼室内に再噴射されることによって、燃焼ガスを希釈するように機能し、壁部を冷却する機能も果たす。
【０００７】
燃焼室内に存在する高温に耐えるために、燃焼室の壁部は、従来の金属構造体よりもより優れて高温に耐える耐熱性複合材料(thermostructural composite material)で製造される。しかしながら、たとえそのような材料から製造されるとしても、燃焼室の壁部はなおも冷却することが必要である。この目的で、燃焼室は、内側および外側壁を貫通する複数の穿孔５３を備えているので、環状スペース７２内を流れるバイパス空気流６３、６４は、燃焼室内に侵入する。したがって、燃焼室の壁部に沿って流れる空気の薄膜、および、前記穿孔を介して侵入する複層流とが、相当に大きな態様で燃焼室を構成する材料の温度を低下させるように機能する。
【０００８】
それにもかかわらず、図１に示すタイプの接続部にあっては、燃焼室の壁部がリングと接触する部分によって規定される燃焼室の下流側端部には、未冷却ゾーンHTが必然的に残留する。燃焼室の壁がリングによって重ねられるゾーンは、壁に沿う前記冷却薄層の通過を妨げるとともに、前記のゾーンに配置されるすべての穿孔を無効にする。リング接続ゾーンに位置する燃焼室の壁部の端部は、したがって、特定の寿命のために受け入れることができる温度よりも相当に高い温度に曝されることになる。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】
この発明は、前記の欠点を矯正するとともに、冷却空気流が、燃焼室がケーシングに接続されるゾーンを流れることが可能にするシールリングを提供することを目的とする。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
前記の目的は、燃焼室の端部に固定するためのリングによって達成され、前記リングは、固定部材を受け入れるための複数のオリフィスを介して、燃焼室の壁の端部の周囲に固定されるスリーブによって形成されており、前記リングは、スリーブが、燃焼室の壁と対面する面内に少なくとも１つの凹部を備えており、それによって、燃焼室の壁と向き合ってこれを押圧するスリーブのエリアを減少させ前記壁と協働して冷却空気流が流れることが可能な１つの開放キャビティーを形成する点を特徴としている。
【００１１】
したがって、この発明のリングによって、冷却用空気流が、燃焼室をケーシングに接続するためのシステムに改変を加えるいささかの必要もなしに、燃焼室の壁に向かって流れることができる。燃焼室の壁は、その端部に至るまですっかり穿孔列を備えることができる。これは、燃焼室の寿命を増大させる。
【００１２】
この発明の特別な様相においては、リングが、リングと燃焼室の壁の間に形成されるキャビティーの端部を規定する環状肩部を含んでいる。
【００１３】
したがって、この環状肩部は、１つのスポイラーを形成しており、キャビティー内に流入するバイパス空気流を燃焼室の壁に向かわせることに貢献する。
【００１４】
この発明の別の様相においては、燃焼室の壁と向き合ってこれを押圧するスリーブのエリアが更に、オリフィスの周囲に形成される接触部分を含んでおり、前記接触部分は、燃焼室の壁と対面するスリーブの面に亘って一様に分布された複数の凹部を規定する。
【００１５】
このリングは次に、リング自身と燃焼室の壁の間に複数のキャビティーを形成し、かくして、冷却用空気流の流量を精緻に修正することが可能となる。
【００１６】
この発明の特徴によれば、接触部分は、環状肩部の厚さよりも大きい厚さを備えており、シールリングによって形成される(複数の)キャビティー内に流入する冷却用空気流の一部が漏洩流を構成することを可能にする。したがって、高圧ノズルの外側シュラウドは、冷却用空気流の一部を受け入れて、燃焼室内に流入する量を制御することができる。
【００１７】
この発明のリングは、耐熱製の複合材料または金属合金から製造することができる。
【００１８】
リングの特別な具体例においては、リングは更に、スリーブを延出しているフランジを有しており、このフランジは、燃焼室の端部を越えて延出している。
【００１９】
この発明はまた、上に規定された少なくとも１つのリングを含む点を特徴とする燃焼室を提供しており、リングは、固定部材によって、燃焼室の壁の一方の端部に固定されている。
【００２０】
この発明のリングの構造によって、燃焼室は、リング接続ゾーンに複数の穿孔を有することができ、これらの穿孔には、シールリングと燃焼室の壁の間に形成された(複数の)のキャビティー内に流入する冷却空気流が供給される。
【００２１】
特別な具体例においては、燃焼室が更に、リングから出るすべての漏れを阻止するために、リングと燃焼室の壁の間に１つのガスケットを有している。このガスケットは、開放キャビティーの底部に保持されても、リングの端部に配置されてもよく、後の場合、ガスケットは燃焼室面にリングと一緒に固定された箔部材によってリングの端部に保持される。
【００２２】
この箔は、固定部材によって燃焼室の壁に保持される1つながりの部材または複数のセクターを備えることができる。
【００２３】
別の特別な具体例においては、各固定部材は、燃焼室の壁とリングの間に形成された開放キャビティーの厚さよりも大きい厚さを持つワッシャーを含んでおり、リングの真下に形成されている(複数の)キャビティーに流入する冷却用空気流の一部が漏洩流を構成することを可能にする。
【００２４】
燃焼室の１具体例においては、それがその壁端に形成された段差部を有しており、リングによって形成された(複数の)キャビティー内に流入する冷却用空気流の一部が漏洩流を構成することを可能にする。
【００２５】
この漏洩流は、高圧ノズルの外側シュラウドを冷却するように作用し、前記シュラウドはしたがって冷却用空気の追加的な薄層によって冷却される。更に、燃焼室に流入する空気の量を制御することができる。
【００２６】
この発明はまた、上記の第１および第２のリングを含み、第１のリングは、燃焼室の外側壁の端部に固定され、第２のリングは、燃焼室の内側壁の端部に固定されている点を特徴とする燃焼室を提供する。
【００２７】
燃焼室の両壁は、それぞれのリングを具備しているので、燃焼室端部の寿命が増大する。
【００２８】
燃焼室の両壁は、耐熱性複合材料、オプションによって多孔性金属材料、または、金属‐マトリクス複合材料から製造することができる。
【００２９】
【発明の実施の形態】
この発明のその他の特徴と利点は、非限定的な例示を介して、添付図面を参照しつつ与えられるこの発明の特別な具体例の以下の説明から明らかになる。
【００３０】
この発明は、燃焼室とノズルの間にシールをもたらすリングを参照しつつ説明される。しかしながら、当業者であれば、この発明を、当出願人の出願であるフランス特許出願第01/07361号および同第01/07363号に記載されている可撓性接続タブを燃焼室に接続するためのリングに応用することに何等困難を覚えないであろう。一般に、この発明は、流れている空気流によって冷却することが必要な構造体の壁の一部を対象に含むすべてのタイプのリングに当て嵌まる。
【００３１】
図２Ａ、２Ｂ、および図３は、この発明の第１の具体例を構成するシールリングを示している。図２には、燃焼室と、変わるところのないケーシングの諸部材には、図１と同じ参照番号が付与されている。この第１の具体例において、シールリング１は、２部分からなる環状構造体、すなわち、スリーブ１ａとフランジ１ｂとからなる環状構造体を規定している。スリーブ１ａは、燃焼室５１の壁５１ａの端部周囲に配置されるシールリングの一部に対応する。このシールリング１は、スリーブ１ａ内に設けられるそれぞれのオリフィス５(図３)を貫通するクランプ固定部材５７によって燃焼室の壁５１ａに固定される。このリングは、リングを壁に接続するための他の任意のシステムによって固定されることも可能である。
【００３２】
スリーブ１ａは、燃焼室の末端部と高圧ノズル５２の始端部の間のスペースを覆い、ノズルに配置されたストリップガスケット６７と接触する態様で、燃焼室から外側に向かって延出するカラー１ｂによって延出されている。
【００３３】
より特定して言えば、スリーブ１ａの内側面は、大きな部分に亘って加工が施されて凹部３を形成する。加工されなかったスリーブの内側面の部分は、環状肩部２を形成する。スリーブ１ａは、その環状肩部２の部位において、より厚い。図２Ｂに示すように、可撓性タブ６１を燃焼室の壁に５１ａに接続するためのゾーンにおいて、ワッシャー４が各固定部材５７用に設けられる。ワッシャー４の厚さは、機械的な接続力が強化されることを保証するように、壁に対して配置されることが可能なように凹部３の厚さの関数として決定される。
【００３４】
図２Ａ、２Ｂに示されるように、環状肩部２は、凹部３に対してスリーブのほんの小部分を構成するだけである。したがって、リングが一旦燃焼室の外側壁５１ａにマウントされてしまうと、この凹部３は、バイパスの流れすなわち冷却空気６３を供給されるとき、図２Ａに示すように、壁をその終端部まですっかり冷却するように機能するリング下方のキャビティー６を構成する。
【００３５】
更には、燃焼室が、接続ゾーンから離間して典型的に形成される穿孔５３のみならず、リングの真下の追加的な穿孔７０を備えるときは、連続する冷却用薄膜１０が、燃焼室の内側においてその終端部までずっと維持されることができる。環状肩部２は、冷却用空気流６３を複数の穿孔７０内に強制するように作用するキャビティー６の終端部におけるスポイラーとして機能する。更になお、追加的な穿孔７０のボア方向の傾斜角度を選択することによって、殆ど燃焼室の壁の終端部に向かって開いている孔には、冷却用空気が供給されることができる。冷却用薄膜１０は、したがって、高圧ノズル５２の内側シュラウドのための冷却用薄膜を有利に構成する。
【００３６】
この発明のシールリングの第２の具体例が、図４を参照しつつ説明される。シールリング１００は、燃焼室の壁１５１ａの終端部を越えて延出するフランジ１００ｂによって延出されるスリーブ１００ａによって構成される。スリーブ１００ａは、燃焼室の壁１５１と向き合うように配置しようとするスリーブの面内に加工される複数の凹部１０３を有している。これら凹部の各々は、キャビティ１０６を形成して、冷却用空気流６３が燃焼室の壁の端部に流れることを可能にする。
【００３７】
凹部１０３は、環状肩部１０２ばかりでなく、各オリフィス１０５の周囲の接触エリア１０４をも離れるように、固定部材１５７を貫通させるオリフィス１０５の間になるように機械加工が施される。この具体例は、リングを第１の具体例に配置するために必要であるワッシャーの使用を避けることを可能にする。したがって、この発明のシールリングの第２の具体例にあっては、冷却用空気流６３が、同様に、燃焼室の終端部に向かってキャビティー１０６内に流れ込むことができるとともに、接続ゾーンに形成される穿孔７０を提供することができ、このことは一方においてリングのマウント技術を簡単化することもできる。
【００３８】
この発明の１具体例においては、キャビティーからの出口において、リングと燃焼室の壁の間に存在する漏れを阻止するためにガスケットが用いられる。前記の漏れは、パーツおよび/または燃焼室のリングとの適合性に関する製造上の公差に原因がある。この目的で、そして、図２に示すように、例えば、ブレード(braid)、金属ワイヤー、溝-またはΩ-断面のガスケット、或いは、全く毛細管状のガスケット１１が、固定部材のワッシャーとキャビティーの端部との間において定位置にそして圧縮された状態で保持されている。リング１００の第２の具体例を用いるときは、ガスケット１１が図２に示すように、収容されることを可能にするために、各接触部分１０４(図４)内に(図示しない)溝が設けられる。
【００３９】
変形例においては、リングと燃焼室の壁の間のシールが、肩部の下流側、すなわち、キャビティーの外側で行なわれても差し支えない。この場合は、図５に示すように、ブレードまたは毛細管のようなガスケット１３が、保持部材すなわち箔(foil)１２によってリングの外側面に向き合う定位置に保持される。この箔１２は、燃焼室の壁５１ａと、ワッシャー４すなわち接触部分１０４との間に、固定部材５７を締め付けることによって固定される。図６に示すように、箔１２は、１つながりの部材の形態をとるか、燃焼室の壁の周囲において互いに接触して保持される複数のセクター１４の形態をとることができる。燃焼室の壁と箔１２との接触面積は、前記ゾーン内にある燃焼室の穿孔７０の妨げを避けるためにこの目的に必要とされる最小の大きさにまで減少される。
【００４０】
この発明のシールリングを有する燃焼室の別の具体例においては、シールリングによって形成される(複数の)キャビティー内に流入する冷却用空気の一部は、漏れることを許容される。このように、リングが用いられる具体例に依存する図３、４に示す接触部分１０４またはワッシャー４の厚さは、図７に示すように、漏洩流を許容するために肩部と燃焼室の間に間隙を残す態様で決定される。したがって、上記のシールデバイスが用いられないときは、空気流２３の一部が漏洩流１０７を構成し、この流れがリングの肩部によって修正される。
【００４１】
図８に示すように、燃焼室の特別な具体例においては、燃焼室の終端部に１つの段差部１５２が形成されることができ、シールリング１００のキャビティー１０６内に流入する冷却用空気流６３の一部が漏洩流１０７を形成することを許容する。このために、段差部１５２は、キャビティー１０６に流れ込む冷却用空気６３の一部のための漏れ通路を残すために、肩部１０２から下流側に設けられるることが必要である。段差部１５２を備える燃焼室は、シールリング１またはシールリング１００と等しく共用することができるけれども、シールリング１００の第２の具体例は、それが、燃焼室の壁と一緒に形成する複数のキャビティーの存在ゆえに、高圧ノズルの外側または内側に供給する漏洩流の流量比を精緻に調節することができるという利点を示す。
【００４２】
図７、図８に示すように、シールリングを出る漏洩流を含むアセンブリーは、この発明の第１および第２の具体例を構成するシールリング１またはシールリング１００と均等に利用することができる。
【００４３】
更に、シールリングから流出する漏洩流をもたらすためにどの具体例が用いられようとも、肩部によって形成されるスポイラーは、冷却用空気流を穿孔に強制的に流入させるばかりでなく、壁と協働して漏洩流を修正して、高圧ノズルの外側シュラウドのための冷却用薄層を創り出す機能を遂行する。そのような修正機能は、燃焼室に流入する空気量を調節することができる。
【００４４】
図２〜図８は、この発明のシールリングの具体例を、燃焼室の外側壁を高圧のシュラウドに適切に接続する形態で示している。しかしながら、当業者は、燃焼室の内側壁５１ｂの端部のための類似したリングを工夫することに全く困難を覚えないであろう。そのような状況の下にあっては、シールリングは、説明した形態とは逆の形態、すなわち、(複数の)凹部が、燃焼室の内側壁５１ｂと向き合う外側面に存在しており、そのフランジが内側に向かって延出している形態を取るだけである。
【００４５】
この発明のシールリングは、炭素と炭化珪素(C/SiC)、または、炭化珪素と炭化珪素(SiC/SiC)のような耐熱性複合材料から、或いは、金属合金から製造することができる。燃焼室の壁は、C/SiCまたはSiC/SiCのような耐熱性複合材料、或いは、さもなければ、オプションによって多孔性金属材料、または、実際金属マトリックス複合材料から製造することが可能である。
【００４６】
この発明のリングの(複数の)キャビティーは、リングの下にある燃焼室の壁内の多数の穿孔によって、冷却を最大にすることができる。この発明のシールリングと嵌合された燃焼室に関して行われた計算によれば、温度が、接続ゾーンにおいて約４００度Ｃだけ低下することを示した。
【００４７】
その結果、燃焼室終端部の寿命が増加し、高圧ノズルの内側シュラウドのために、そして恐らくは外側シュラウドのためにも、冷却用薄層を発生することができた。かくて、この発明は、燃焼室をその壁を介してケーシングに直接接続することを可能にするという燃焼室の壁の冷却問題を解決するとともに、それでいながら、燃焼ガスの流れと、冷却空気の流れを提供するために使用されるバイパス流の間のシールを提供する。
【図面の簡単な説明】
【図１】従来技術の航空エンジンのガスタービンの燃焼室の軸方向断面における半体。
【図２Ａ】この発明の一具体例において、リングの内側がシールされる燃焼室の外側壁の断面図であって、リングの真下の通気を示す。
【図２Ｂ】この発明の一具体例において、リングの内側がシールされる燃焼室の外側壁の接続部分の断面図。
【図３】この発明のシールリングの第１の具体例の切り詰めた概略的斜視図。
【図４】この発明のシールリングの第２の具体例の切り詰めた概略的斜視図。
【図５】この発明の１具体例において、リングから下流側がシールされる燃焼室の外側壁の接続部分の断面図。
【図６】図５に示す箔片の１例の切り詰めた概略的斜視図。
【図７】この発明のリングから流出する漏洩流を伴う燃焼室の外側壁にマウントされたシールリングの接続ゾーンから離間した断面図。
【図８】この発明のリングから流出する漏洩流のための段差部を備える燃焼室の外側壁にマウントされたシールリングの接続ゾーンの外側の断面図。
【符号の説明】
１０…薄膜，１１…ガスケット，１２…箔，１３…ガスケット，５６…ケーシング。
Claims (16)
- 燃焼室(５１)の端部に固定するためのリング(１)であって、前記リング(１)は、固定部材(５７)を収容するための複数のオリフィス(５)を介して燃焼室の壁(５１ａ)の端部周囲に固定されるスリーブ(１ａ)によって形成されるとともに、
前記リングは、スリーブ(１ａ)が、燃焼室の向き合う壁面に少なくとも１つの凹部(３)を有し、それによって燃焼室の壁(５１ａ)を圧迫するスリーブ(１ａ)の面積を減少し、そして、一端部に開くキャビティーを形成する前記壁と協働し、そして内部を冷却空気(６３)が流れることができるとともに、
前記リングはさらに燃焼室の壁に向って径方向に伸びる環状肩部(２)を含み、それによって、リングと燃焼室の壁の間に形成されるキャビティーの一端部を規定し、燃焼室の壁に向ってキャビティー内に流入するバイパス空気流を燃焼室の壁に向って流すためのスポイラーを形成する点を特徴とするリング(１)。 - 燃焼室の壁(５１ａ)と向き合ってこれを押圧するスリーブ(１ａ)のエリアは、更に、オリフィス(１０５)の周囲に形成される接触部分(１０４)を含んでおり、前記接触部分は、燃焼室の壁に対面するスリーブの面に亘って一様に分布する複数の凹部(１０３)を規定している点を特徴とする請求項１記載のリング。
- 接触部分(１０４)は、環状肩部(１０２)よりも大きい厚さを備えており、シールリングによって形成される複数のキャビティー(１０６)に流れ込む冷却用空気流(６３)の一部が、漏洩流(１０７)を構成することを可能にする点を特徴とする請求項１記載のリング。
- 耐熱性複合材料または金属合金から製造される点を特徴とする請求項２記載のリング。
- 環状フランジ（１ｂ）が燃焼室から外方に延出し、スリーブ（１ａ）の端部を越えて延出する点を特徴とする請求項１〜４のいずれか１記載のリング。
- 前記少なくとも１つのリングは、固定部材(５７；１５７)によって燃焼室の壁(５１ａ；１５１ａ)の一方の端部に固定されている請求項１〜５のいずれか１記載の少なくとも１つのリング(１；１００)を含んでいる点を特徴とする燃焼室(５１)。
- リングによって覆われる燃焼室の部分に複数の穿孔(７０；１７０)を有しており、前記穿孔には、シールリングと燃焼室の壁の間に形成された複数のキャビティー(６；１０６)内に流入する冷却用空気流(６３)が供給される点を特徴とする請求項６記載の燃焼室。
- リング(１)と前記燃焼室の壁(５１ａ)の間にガスケット(１１；１３)を更に含んでいる点を特徴とする請求項６または７記載の燃焼室。
- 前記ガスケット(１１)が、開放キャビティー(６)の底部に保持されている点を特徴とする請求項８記載の燃焼室。
- 前記ガスケット(１３)が、リング(１)の端部に配置されている点を特徴とする請求項８記載の燃焼室。
- 前記ガスケット(１３)が、固定部材(５７)によって、壁面に保持される箔(１２)の環状部材によって、リングの端部に保持されている点を特徴とする請求項１０記載の燃焼室。
- 箔(１２)の前記部材は、固定部材(５７)によって、燃焼室の壁(５１ａ)の面に互いに隣り合って保持される複数のセクター(１４)を有している点を特徴とする請求項１１記載の燃焼室。
- 各固定部材は、燃焼室の壁とリング(１)の間に形成された開放キャビティー(６)の厚さよりも大きい厚さのワッシャーを有しており、シールリングによって形成される複数のキャビティーに流入する冷却用空気流(６３)の一部が、漏洩流(１０７)を構成する点を特徴とする請求項６または７記載の燃焼室。
- 燃焼室の壁(１５１ａ)の端部に形成された段差部(１５２)を含んでおり、シールリングによって形成された複数のキャビティー(６；１０６)内に流入する冷却用空気流(６３)の一部が、漏洩流(１０７)を構成する点を特徴とする請求項６または７記載の燃焼室。
- 第１のリングが燃焼室の外側壁(５１ａ)の端部に固定されており、第２のリングが、燃焼室の内側壁(５１ｂ)の端部に固定されている請求項１〜５のいずれか１記載の第１および第２のリングを含んでいる点を特徴とする燃焼室。
- 燃焼室の壁(５１ａ；５１ｂ)が、耐熱性複合材料または金属合金から製造される点を特徴とする請求項８〜１５のいずれか１記載の燃焼室。
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0207291A FR2840974B1 (fr) | 2002-06-13 | 2002-06-13 | Anneau d'etancheite pour cahmbre de combustion et chambre de combustion comportant un tel anneau |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2004020186A JP2004020186A (ja) | 2004-01-22 |
| JP4376553B2 true JP4376553B2 (ja) | 2009-12-02 |
Family
ID=29595210
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2003165158A Expired - Lifetime JP4376553B2 (ja) | 2002-06-13 | 2003-06-10 | 燃焼室シールリングおよびそのようなリングを含む燃焼室 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6988369B2 (ja) |
| JP (1) | JP4376553B2 (ja) |
| CA (1) | CA2432256C (ja) |
| DE (1) | DE10325599B4 (ja) |
| FR (1) | FR2840974B1 (ja) |
| GB (1) | GB2400650B (ja) |
Families Citing this family (40)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2871846B1 (fr) * | 2004-06-17 | 2006-09-29 | Snecma Moteurs Sa | Chambre de combustion en cmc de turbine a gaz supportee dans un carter metallique par des organes de liaison en cmc |
| US7360364B2 (en) * | 2004-12-17 | 2008-04-22 | General Electric Company | Method and apparatus for assembling gas turbine engine combustors |
| US7637110B2 (en) * | 2005-11-30 | 2009-12-29 | General Electric Company | Methods and apparatuses for assembling a gas turbine engine |
| US7523616B2 (en) * | 2005-11-30 | 2009-04-28 | General Electric Company | Methods and apparatuses for assembling a gas turbine engine |
| US7493771B2 (en) * | 2005-11-30 | 2009-02-24 | General Electric Company | Methods and apparatuses for assembling a gas turbine engine |
| GB2432902B (en) * | 2005-12-03 | 2011-01-12 | Alstom Technology Ltd | Gas turbine sub-assemblies |
| US7805946B2 (en) * | 2005-12-08 | 2010-10-05 | Siemens Energy, Inc. | Combustor flow sleeve attachment system |
| US7578134B2 (en) | 2006-01-11 | 2009-08-25 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine engines |
| US7628020B2 (en) * | 2006-05-26 | 2009-12-08 | Pratt & Whitney Canada Cororation | Combustor with improved swirl |
| US7600420B2 (en) * | 2006-11-21 | 2009-10-13 | Schlumberger Technology Corporation | Apparatus and methods to perform downhole measurements associated with subterranean formation evaluation |
| US8001787B2 (en) * | 2007-02-27 | 2011-08-23 | Siemens Energy, Inc. | Transition support system for combustion transition ducts for turbine engines |
| FR2914707B1 (fr) * | 2007-04-05 | 2009-10-30 | Snecma Propulsion Solide Sa | Procede d'assemblage avec recouvrement de deux pieces ayant des coefficients de dilatation differents et assemblage ainsi obtenu |
| FR2920525B1 (fr) * | 2007-08-31 | 2014-06-13 | Snecma | Separateur pour alimentation de l'air de refroidissement d'une turbine |
| US20090067917A1 (en) * | 2007-09-07 | 2009-03-12 | The Boeing Company | Bipod Flexure Ring |
| GB0904973D0 (en) * | 2009-03-24 | 2009-05-06 | Rolls Royce Plc | A casing arrangement |
| US8215115B2 (en) * | 2009-09-28 | 2012-07-10 | Hamilton Sundstrand Corporation | Combustor interface sealing arrangement |
| US9255484B2 (en) * | 2011-03-16 | 2016-02-09 | General Electric Company | Aft frame and method for cooling aft frame |
| US8459041B2 (en) * | 2011-11-09 | 2013-06-11 | General Electric Company | Leaf seal for transition duct in turbine system |
| RU2496017C1 (ru) * | 2012-03-27 | 2013-10-20 | Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор" | Уплотнение внутреннего стыка камеры сгорания и соплового аппарата турбины газотурбинного двигателя |
| FR2989426B1 (fr) * | 2012-04-11 | 2014-03-28 | Snecma | Turbomachine, telle qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion |
| US9249732B2 (en) * | 2012-09-28 | 2016-02-02 | United Technologies Corporation | Panel support hanger for a turbine engine |
| WO2014149110A2 (en) | 2013-03-15 | 2014-09-25 | Sutterfield David L | Seals for a gas turbine engine |
| US10662792B2 (en) * | 2014-02-03 | 2020-05-26 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine cooling fluid composite tube |
| US9777678B2 (en) | 2015-02-02 | 2017-10-03 | Ford Global Technologies, Llc | Latchable valve and method for operation of the latchable valve |
| EP3091188B1 (de) * | 2015-05-08 | 2018-08-01 | MTU Aero Engines GmbH | Strömungsmaschine mit einer dichtungseinrichtung |
| JP6546481B2 (ja) * | 2015-08-31 | 2019-07-17 | 川崎重工業株式会社 | 排気ディフューザ |
| EP3141702A1 (en) * | 2015-09-14 | 2017-03-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine guide vane segment and method of manufacturing |
| DE102016217320A1 (de) * | 2016-09-12 | 2018-03-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbine mit getrennter Kühlung für Turbine und Abgasgehäuse |
| US10935236B2 (en) | 2016-11-10 | 2021-03-02 | Raytheon Technologies Corporation | Non-planar combustor liner panel for a gas turbine engine combustor |
| US10655853B2 (en) | 2016-11-10 | 2020-05-19 | United Technologies Corporation | Combustor liner panel with non-linear circumferential edge for a gas turbine engine combustor |
| US10830433B2 (en) | 2016-11-10 | 2020-11-10 | Raytheon Technologies Corporation | Axial non-linear interface for combustor liner panels in a gas turbine combustor |
| US10935235B2 (en) | 2016-11-10 | 2021-03-02 | Raytheon Technologies Corporation | Non-planar combustor liner panel for a gas turbine engine combustor |
| FR3085743B1 (fr) * | 2018-09-12 | 2021-06-25 | Safran Aircraft Engines | Chambre annulaire de combustion pour une turbomachine |
| DE102018222827A1 (de) | 2018-12-21 | 2020-06-25 | MTU Aero Engines AG | Statische Dichtungsanordnung und Strömungsmaschine |
| FR3098851B1 (fr) * | 2019-07-16 | 2022-12-16 | Safran Aircraft Engines | Ensemble statorique à étanchéité améliorée |
| RU195178U1 (ru) * | 2019-08-22 | 2020-01-16 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Упругое соединение жаровой трубы камеры сгорания и газосборника газотурбинного двигателя |
| JP7348784B2 (ja) * | 2019-09-13 | 2023-09-21 | 三菱重工業株式会社 | 出口シール、出口シールセット、及びガスタービン |
| DE102020111200B4 (de) | 2020-04-24 | 2024-08-01 | Man Energy Solutions Se | Befestigungseinrichtung zur elastischen Aufhängung eines Übergangskanals an einem Leitschaufelträger einer Gasturbine |
| CN111578310A (zh) * | 2020-04-30 | 2020-08-25 | 南京理工大学 | 一种用于涡轴发动机的气膜冷却孔结构 |
| CN116928697A (zh) * | 2022-04-06 | 2023-10-24 | 通用电气公司 | 燃烧器偏转器组件 |
Family Cites Families (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2002A (en) * | 1841-03-12 | Tor and planter for plowing | ||
| GB2102897B (en) * | 1981-07-27 | 1985-06-19 | Gen Electric | Annular seals |
| US4458481A (en) * | 1982-03-15 | 1984-07-10 | Brown Boveri Turbomachinery, Inc. | Combustor for regenerative open cycle gas turbine system |
| US4944151A (en) * | 1988-09-26 | 1990-07-31 | Avco Corporation | Segmented combustor panel |
| GB9305012D0 (en) * | 1993-03-11 | 1993-04-28 | Rolls Royce Plc | Sealing structures for gas turbine engines |
| FR2723177B1 (fr) * | 1994-07-27 | 1996-09-06 | Snecma | Chambre de combustion comportant une double paroi |
| US5701733A (en) * | 1995-12-22 | 1997-12-30 | General Electric Company | Double rabbet combustor mount |
| DE19745683A1 (de) * | 1997-10-16 | 1999-04-22 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Aufhängung einer ringförmigen Gasturbinen-Brennkammer |
| FR2785664B1 (fr) * | 1998-11-05 | 2001-02-02 | Snecma | Echangeur de chaleur en materiau composite et procede pour sa fabrication |
| JP3600911B2 (ja) * | 2001-01-25 | 2004-12-15 | 川崎重工業株式会社 | 環状燃焼器のライナ支持構造 |
| FR2825781B1 (fr) * | 2001-06-06 | 2004-02-06 | Snecma Moteurs | Montage elastique de chambre ce combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique |
| FR2825780B1 (fr) * | 2001-06-06 | 2003-08-29 | Snecma Moteurs | Architecure de chambre de combustion de turbomachine en materiau a matrice ceramique |
| FR2825784B1 (fr) * | 2001-06-06 | 2003-08-29 | Snecma Moteurs | Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine utilisant les trous de dilution |
| FR2825779B1 (fr) * | 2001-06-06 | 2003-08-29 | Snecma Moteurs | Chambre de combustion munie d'un systeme de fixation de fond de chambre |
| FR2825785B1 (fr) * | 2001-06-06 | 2004-08-27 | Snecma Moteurs | Liaison de chambre de combustion cmc de turbomachine en deux parties |
| FR2825787B1 (fr) * | 2001-06-06 | 2004-08-27 | Snecma Moteurs | Montage de chambre de combustion cmc de turbomachine par viroles de liaison souples |
| FR2825783B1 (fr) * | 2001-06-06 | 2003-11-07 | Snecma Moteurs | Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine par pattes brasees |
| US6895761B2 (en) * | 2002-12-20 | 2005-05-24 | General Electric Company | Mounting assembly for the aft end of a ceramic matrix composite liner in a gas turbine engine combustor |
| US6775985B2 (en) * | 2003-01-14 | 2004-08-17 | General Electric Company | Support assembly for a gas turbine engine combustor |
-
2002
- 2002-06-13 FR FR0207291A patent/FR2840974B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
2003
- 2003-05-29 GB GB0312265A patent/GB2400650B/en not_active Expired - Lifetime
- 2003-06-05 DE DE10325599.0A patent/DE10325599B4/de not_active Expired - Lifetime
- 2003-06-10 JP JP2003165158A patent/JP4376553B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 2003-06-12 CA CA2432256A patent/CA2432256C/en not_active Expired - Lifetime
- 2003-06-12 US US10/460,736 patent/US6988369B2/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2840974A1 (fr) | 2003-12-19 |
| GB2400650B (en) | 2006-06-28 |
| US6988369B2 (en) | 2006-01-24 |
| GB2400650A (en) | 2004-10-20 |
| CA2432256A1 (en) | 2003-12-13 |
| JP2004020186A (ja) | 2004-01-22 |
| DE10325599A1 (de) | 2004-01-08 |
| CA2432256C (en) | 2011-08-09 |
| US20040032089A1 (en) | 2004-02-19 |
| GB0312265D0 (en) | 2003-07-02 |
| FR2840974B1 (fr) | 2005-12-30 |
| DE10325599B4 (de) | 2014-05-28 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4376553B2 (ja) | 燃焼室シールリングおよびそのようなリングを含む燃焼室 | |
| US5353587A (en) | Film cooling starter geometry for combustor lines | |
| 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 | |
| US7237388B2 (en) | Assembly comprising a gas turbine combustion chamber integrated with a high pressure turbine nozzle | |
| CA2698058C (en) | Reverse flow ceramic matrix composite combustor | |
| US7237387B2 (en) | Mounting a high pressure turbine nozzle in leaktight manner to one end of a combustion chamber in a gas turbine | |
| JP3984101B2 (ja) | 可撓性結合スリーブによるターボマシンのｃｍｃ燃焼室のための取り付け | |
| US8205453B2 (en) | Method for assembling end to end two parts having different thermal expansion coefficients and assembly thus obtained | |
| JP3600912B2 (ja) | 燃焼器ライナのシール構造 | |
| JP4097994B2 (ja) | ２部分ｃｍｃ燃焼室のための結合部 | |
| JP5302979B2 (ja) | タービン・エンジン用高温シール | |
| JP4031292B2 (ja) | 金属ケーシング内のターボマシンのｃｍｃ燃焼室のための弾性的な取り付け | |
| JP2006002765A (ja) | ガスタービンにおけるｃｍｃ壁部を有する燃焼室へのタービンノズルの取り付け | |
| JP2004003477A (ja) | セラミック製タービンシュラウド | |
| US6647729B2 (en) | Combustion chamber provided with a system for fixing the chamber end wall | |
| US11236629B2 (en) | Shroud assembly of gas turbine | |
| JP2004514839A (ja) | 動翼付きディスク用フランジ及びそのレイアウト | |
| US20200309374A1 (en) | Gas turbine engine combustor apparatus | |
| JP2018184942A (ja) | タービンエンジンの熱シール | |
| EP0515613B1 (en) | Diaphragm seal plate |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20060421 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20080924 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20081007 |
|
| A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20090106 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20090310 |
|
| A601 | Written request for extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601 Effective date: 20090610 |
|
| A602 | Written permission of extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602 Effective date: 20090615 |
|
| A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20090710 |
|
| 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: 20090811 |
|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20090909 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 4376553 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120918 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120918 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130918 Year of fee payment: 4 |
|
| 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 |
|
| 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 |
|
| 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 |
|
| 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 |