JPH01244120A - ガスタービンエンジン - Google Patents

ガスタービンエンジン

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Publication number
JPH01244120A
JPH01244120A JP63320339A JP32033988A JPH01244120A JP H01244120 A JPH01244120 A JP H01244120A JP 63320339 A JP63320339 A JP 63320339A JP 32033988 A JP32033988 A JP 32033988A JP H01244120 A JPH01244120 A JP H01244120A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
combustion chamber
wall structure
convex surface
gas turbine
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.)
Pending
Application number
JP63320339A
Other languages
English (en)
Inventor
Peter Havercroft
ピーター・ハバークロフト
Brian Henderson
ブライアン・ヘンダーソン
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.)
Rolls Royce PLC
Original Assignee
Rolls Royce PLC
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Filing date
Publication date
Application filed by Rolls Royce PLC filed Critical Rolls Royce PLC
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Pending legal-status Critical Current

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    • 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
    • F23R3/002—Wall structures
    • 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
    • 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
    • F05B2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05B2260/224—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05B2260/2241—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 産呈ユぶ１月１隻互 本発明は、ガスを発生させ、次にこれをタービン内へ噴
出させ、そこに発生する噴出力により前記タービンを回
転させる、燃料／空気混合物の燃焼に使用する燃焼室構
造に関する。
従来の技術 燃焼室は事前に成形された多数のシート状素材から構成
されている。燃焼室の形態は円筒形であり、ドーム状の
上流端と、環状の部分で終端するような形態の下流端と
の２つの端を有している。
これにより、多数の燃焼室がリング状に配置して組立て
られると、その下流端の先端は合同して、タービン段の
取り入れ環状部に整合するほぼ完全な環状に作り上げら
れる。
別な構成においては、多数の円筒形の燃焼室は不要であ
り、単体の環状燃焼室が使用されている。後者の構成に
おいては、上流端は環状部の軸の半径方向にところどこ
ろの湾曲部で形成され、（前の事例では湾曲部の代りに
円筒部の軸の半径方向すべての平面の湾曲部で形成され
ている）そしてもちろん下流端の先端は環状である。
更に、環状燃焼室の湾曲した上流端は、燃料の噴射装置
および空気を旋回流にする装置を受は入れるに通した、
多数の等しい角度間隔を置いたアパチャをその中に含ん
でいる。各円筒形の燃焼室の上流端にはそのようなアパ
チャは１つしかない。
が解決しようとする間　点 燃焼室の製造工方法として、いくつかの部品を溶接によ
り一体とすることは避は難いことであり、これが使用中
に問題を発生する。その結果、ある部品は他の部品より
も高い温度の中で作動する。結果として、局部的に膨張
／収縮率が異り、クラッキング（亀裂）の原因となる。
上流の湾曲した端が特にクラッキングの影響を受は易く
、そのため、本発明はガスタービンエンジンの燃焼室用
の改良された構造を提供することを目的とする。
間　へを解゛するための手 本発明によれば、ガスタービンエンジンの燃焼室は壁構
造と、前記壁構造の一端の内部に間隔を置いて固定され
て配置された関係にあるヘッドとを備えてなり、前記ヘ
ッドは、凹凸のある表面を有し、前記壁構造内部で摺動
するように配置された外側周辺部を有する第１部材と、
その凸表面が第１部材の凹表面から間隔を置いて配置さ
れるように位置決めされ、第１部材の凹表面に密接する
位置まで伸長している突出部材を含む第２部材とから成
る。
五−族一重 第１図において、ガスタービンエンジン１０はコンプレ
ッサ１４とタービン１８との間に配置された公知の方式
による燃焼装置１２を有する。この実施例においては、
燃焼装置はエンジンの軸の周囲にそれぞれ等しい間隔で
配置された多数の燃焼室１８を有し、その一般的な配置
に関しては公知の方式によっている。そのような燃焼室
は缶型燃焼室としてガスタービン技術の分野における当
業者には公知である。
第２図において、前記の燃焼室１８は缶型である。その
ため、円筒部２０はシート状金属から形成されている０
円筒部２０は円錐台形の上流＠２２を有し、当接接合部
２４で円筒部２０に溶接されている。
第１半球部材２６は円錐台形端２２に支柱２８により固
定され、前記支柱はその外側周辺部、つまり接合部３０
を経て円筒部２０と摺動関係に密接している部材２６を
剛性に保持する。
第２半球部材３２は、協調して作動する円筒形部分３４
及び３６により第１部材２６に固定されている。
この固定方法は溶接、半田付け、あるいはその他の公知
の方法により達成される。
第１部材２６は小穴を有するシート状金属あるいは鋳造
金属から形成され、小穴のいくつかが番号３８により示
されている。第２部材もシート状金属あるいは鋳造金属
のどちらかから形成されている。これには小穴はないが
、その凸面に多数の突出部４０を有し、前記突出部４０
は第１部材２６の凹面に向かって、それに極く近接する
位置まで伸長している。
第２部材３２は円筒部２０の内部表面に隣接する位置ま
で伸長し、突出部４０も第２部材２６の外側周辺部まで
続いており、そこにある突出部は円筒部２０の内部表面
に掻く近接する位置まで伸長している。
エンジン（１Ｇ）内で燃焼室１８が作動中、コンプレッ
サ１４からの低温空気は燃焼室１８の上流端に供給され
、円筒部２０の外側を流れる流れや、円筒部（２０）の
上流端の内部で、支柱２８を超えて、はんの少し、環状
の隙間３０を経て、漏れる流れもあるが、主として小穴
３８を経て突出部４０の上及び周辺を流れ、その後に第
２部材３２の外側周辺先端を経て円筒部２０の中へ流れ
る。更に、空気の一部は旋回流室４２を貫流し、噴射装
置４４からの燃料と混合され、混合気体となり、次に第
２部材３２の内部で燃焼する０番号を付していない矢印
が様々な分流を示している。
円錐台形端２２への第１部材２６の固定は、それらの間
の唯一の固定連結となるように支柱２８により行われる
。第２部材３２は、その内部端３６により第１部材２６
の内部端３４に固定され、それにより第２部材３２の応
力なしの膨張が可能となる。このような構成は部材２６
及び３２のクラッキングの可能性を大幅に減少させる。
円筒部２０と部材２６及び３２とを分離することにより
達成されるその他の利点は、円筒部２０がその他の応力
が原因となってクラッキングを生じた場合に、それが溶
接部２４により簡単に切除され、他の円筒部と交換され
、その結果修理コストが著しく減少する。
燃焼室（１２）は円筒形であるとして説明されたが、燃
焼室１２は環状の種類のものでもよく、その場合は壁構
造は２つの同心の円筒（図示されていない）からなる、
この構成においては、部材２６及び３２は半トロイド円
環形（図示されていない）であり、その内部部分３４．
３６は円周方向に隔置され、その数は必要とされる燃料
噴射装置の数による。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明の実施例による燃焼室を含むガスタービ
ンエンジンの図式図、第２図は第１図の燃焼室の拡大部
分図。 ｌＯ・・・ガスタービンエンジン、１２・・・燃焼装置
、１４・・・コンプレッサ、１６・・・タービン、１８
・・・燃焼室、２０・・・筒部、２２・・・上流端、２
４・・・当接接合部、２６・・・第一半球部材、２８・
・・支柱、３０・・・接合点、３２・・・第二半球部材
、３４・・・円筒部、３６・・・円筒部、３８・・・小
穴、４０・・・突起部、４２・・・旋回流室、４４・・
・インジェクタ。

Claims (1)

    【特許請求の範囲】
  1. １、壁構造を備え、ヘッドが前記壁構造に対しその内部
    に剛性に固定され、前記ヘッドが凹面と凸面とを有する
    第１部材と、凹面と凸面とを有し前記第１部材内に間隔
    を置いて配置されている第２部材とから成るガスタービ
    ンエンジン燃焼室において、前記第１部材（２６）の周
    辺部が前記壁構造の内部に密接に間隔を置いて配置され
    た関係にあって、その間に隙間（３０）を提供し、その
    主たる表面領域に小穴（３８）を有し、前記第２部材（
    ３２）がその前記凸面全体に均等に間隔を置いて配置さ
    れた突出部（４０）を有し、前記突出部が作動中に第２
    部材（３２）から熱を放出し、該熱は、前記第１部材（
    ２６）にある前記小穴（３８）を貫通する冷却空気によ
    り消散するガスタービンエンジン燃焼室。
JP63320339A 1987-12-18 1988-12-19 ガスタービンエンジン Pending JPH01244120A (ja)

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GB8729497A GB2219653B (en) 1987-12-18 1987-12-18 Improvements in or relating to combustors for gas turbine engines
GB8729497 1987-12-18

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DE (1) DE3842470C2 (ja)
FR (1) FR2624954B1 (ja)
GB (1) GB2219653B (ja)

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