JPS58210329A - ガスタービンエンジン - Google Patents
ガスタービンエンジンInfo
- Publication number
- JPS58210329A JPS58210329A JP58086493A JP8649383A JPS58210329A JP S58210329 A JPS58210329 A JP S58210329A JP 58086493 A JP58086493 A JP 58086493A JP 8649383 A JP8649383 A JP 8649383A JP S58210329 A JPS58210329 A JP S58210329A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- annular
- diffuser
- burner
- compressor
- gas turbine
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
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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
-
- 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)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Lasers (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Spray-Type Burners (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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、環状のバーナを用いるガスタービンエンジン
、特にプレディフューザの構造及びそのバーナに対する
関係に係る。
、特にプレディフューザの構造及びそのバーナに対する
関係に係る。
周知のように、ガスタービンエンジンでは東型的に、ガ
ス通路を横切る負荷を伝達するため環状のディフューザ
内に支柱が設けられており、また油及び他のエンジンサ
ービスラインを運ぶための通路手段が設けられている。
ス通路を横切る負荷を伝達するため環状のディフューザ
内に支柱が設けられており、また油及び他のエンジンサ
ービスラインを運ぶための通路手段が設けられている。
このようｂディフューザは一般に圧縮機吐出空気を、バ
ーナに供給する以前に動圧を静圧に変換するため、拡散
させるのに用いられている。現在の段組ではバーナの頭
部内の燃料ノスルの数は支柱の数に対して成る整数関係
にあるが、このような設８１では一般に支枯の数よりか
も多い数の燃料ノズルが含まれている。
ーナに供給する以前に動圧を静圧に変換するため、拡散
させるのに用いられている。現在の段組ではバーナの頭
部内の燃料ノスルの数は支柱の数に対して成る整数関係
にあるが、このような設８１では一般に支枯の数よりか
も多い数の燃料ノズルが含まれている。
更に、従来の設計の支柱は空気力学的及び構造的インテ
グリテイを考慮に入れているが周縁方向の流れの膨張は
全く考慮に入れられていない。
グリテイを考慮に入れているが周縁方向の流れの膨張は
全く考慮に入れられていない。
従来の設削ではプレディフューザの後縁はずんどう縁に
製作され、但し比較的遠く離して隔置された。従って、
このよ、うな設計では典型的に、燃料ノズル及びそれに
付属する空気通路の数よりも少い数の支柱を含んでいる
。その結果、必然的にプレディフューザからダンプディ
フューザへ吐出する空気の流れ特性が不均等になる。
製作され、但し比較的遠く離して隔置された。従って、
このよ、うな設計では典型的に、燃料ノズル及びそれに
付属する空気通路の数よりも少い数の支柱を含んでいる
。その結果、必然的にプレディフューザからダンプディ
フューザへ吐出する空気の流れ特性が不均等になる。
本願発明者は、支柱の数を燃料ノズルの数と等しくし且
燃料ノズルを支柱の閣の通路の中心におくことにより、
流れ特性が改善されることを見出した。これは、周縁閉
塞が増され、それによりディフューザ通路内の半径方向
寸法が、それから吐出する流れの混合が従来の設計の場
合よりも一層速く行われるように増された司法に適合し
得ることによるものである３、その結果、伴流及び流ね
の歪が減少または最小化され、従ってバーナに与えられ
る流れのパターンが一層均等になり、それによりバーナ
壁上の局部的′ホットスポットが最小化される。
燃料ノズルを支柱の閣の通路の中心におくことにより、
流れ特性が改善されることを見出した。これは、周縁閉
塞が増され、それによりディフューザ通路内の半径方向
寸法が、それから吐出する流れの混合が従来の設計の場
合よりも一層速く行われるように増された司法に適合し
得ることによるものである３、その結果、伴流及び流ね
の歪が減少または最小化され、従ってバーナに与えられ
る流れのパターンが一層均等になり、それによりバーナ
壁上の局部的′ホットスポットが最小化される。
本発明の目的は、環状の燃＊＊及び改良されたディフュ
ーザを有するガスタービンエンジンを提供することであ
る。本発明の特徴は、ディフューザ内の支柱の数を燃焼
機の頭部内の燃料ノズルの数と等しくすることである。
ーザを有するガスタービンエンジンを提供することであ
る。本発明の特徴は、ディフューザ内の支柱の数を燃焼
機の頭部内の燃料ノズルの数と等しくすることである。
本発明の他の特徴は、ディフューザの支柱を、上流側に
前縁を有し且下流側にずんどうの端部を有し且流れに対
して平行に配置された梗状に形成することである。後縁
の幅は、ディフューザから周縁方向に吐出づる空気を所
望のように膨張させるのに十分な大きさとする。
前縁を有し且下流側にずんどうの端部を有し且流れに対
して平行に配置された梗状に形成することである。後縁
の幅は、ディフューザから周縁方向に吐出づる空気を所
望のように膨張させるのに十分な大きさとする。
他の特徴及び利束は特許請求の範囲及び以下の図面によ
る実施例の説明から明らかになろう。
る実施例の説明から明らかになろう。
本発明は、本特許の譲受人であるユナイテッド・チクノ
ロシーズ・コーポレイションのブラットアンド ホイッ
トニー航空機事業部により製作されるＪＴ９Ｄエンジン
、即ち環状燃焼機がプレディフューザ及びタンプディフ
ューザを通じて圧縮空気を供給されるエンジン、を典型
的な例とするタービン動力装置と共に使用するのに特に
適している。ここで用いられているプレディフューザと
いう用語は、環状で圧縮機吐出空気と直接連通するディ
フューザを意味する。ダンプディフューザはプレディフ
ューザにより吐出空気を与えられ、環状バーナの直ぐ上
流側に配置されており、環状８バーナの頭部内に取付け
られた燃料ノズルに吐出空気を与える。
ロシーズ・コーポレイションのブラットアンド ホイッ
トニー航空機事業部により製作されるＪＴ９Ｄエンジン
、即ち環状燃焼機がプレディフューザ及びタンプディフ
ューザを通じて圧縮空気を供給されるエンジン、を典型
的な例とするタービン動力装置と共に使用するのに特に
適している。ここで用いられているプレディフューザと
いう用語は、環状で圧縮機吐出空気と直接連通するディ
フューザを意味する。ダンプディフューザはプレディフ
ューザにより吐出空気を与えられ、環状バーナの直ぐ上
流側に配置されており、環状８バーナの頭部内に取付け
られた燃料ノズルに吐出空気を与える。
第１図にはガスタービンエンジンの一部分が、本発明の
詳細な説明するの（必要な範囲で全体として参照符号１
０を付し工水されている。このエンジンは上記のＪＴＱ
Ｄ型エンジエンジンあり、複スプール軸流圧縮機を有し
、軸１２及び１４はエンジン中心線１６の周りに同心に
取付けられている。各軸は、高圧スプールである一端と
低圧スプールである他端とにタービン及び圧縮機を担持
している。この実施例では、押圧仕縮機１８の最終段の
一部分のみが示されており、それから吐出５− する空気は全体として参照符＠ ２２ （！（−１され
ているプレディフューザと蚕体として参照符号２３を付
されているダンプディフューザと全体として参照符号２
４を付されている環状バーナとに供給される。
詳細な説明するの（必要な範囲で全体として参照符号１
０を付し工水されている。このエンジンは上記のＪＴＱ
Ｄ型エンジエンジンあり、複スプール軸流圧縮機を有し
、軸１２及び１４はエンジン中心線１６の周りに同心に
取付けられている。各軸は、高圧スプールである一端と
低圧スプールである他端とにタービン及び圧縮機を担持
している。この実施例では、押圧仕縮機１８の最終段の
一部分のみが示されており、それから吐出５− する空気は全体として参照符＠ ２２ （！（−１され
ているプレディフューザと蚕体として参照符号２３を付
されているダンプディフューザと全体として参照符号２
４を付されている環状バーナとに供給される。
第１図から解るように、プレディフューザ２０は、環状
内［１２８とそれから軸線方向に延びる共働内壁２０と
環状外壁３２とそれから軸線方向に延びる共働環状外Ｈ
１３４とを含むガス流路構造２６の端部に位置している
。前方部分または内壁及び外壁がほぼ平行しているガス
流路部分は複数個の周縁方向に隔置された旋回または案
内ベーン３６を担持しており、また内壁及び外壁が半径
方向に広がっているディフューザ部分２０は後で一層詳
細に説明する支柱３８を担持している。ガス流路及びプ
しノディフコーザ１＃造は、エンジン中心線を包囲し且
エンジン外側ケース４２と一体に形成さねた環状殻４０
により所定の位置に支持されている。内殻４４はダンプ
ディフューザ２７１郭定するように半径方向に内方に且
軸線力向に後方に延６一 びており、全体として参照符ｐ３．１６により示されて
いる軸受に対重る支えを形成している。全体とし、て参
照符号５０を付されているラブリンスシールが殻４０と
共に圧縮ＩＩＤＩＬ出流れを塞き止めるので、圧縮され
／Ｃ空気の実質的にすべてが気体流路及びプレディフュ
ーザ構造を通って流れるように向けられる。
内［１２８とそれから軸線方向に延びる共働内壁２０と
環状外壁３２とそれから軸線方向に延びる共働環状外Ｈ
１３４とを含むガス流路構造２６の端部に位置している
。前方部分または内壁及び外壁がほぼ平行しているガス
流路部分は複数個の周縁方向に隔置された旋回または案
内ベーン３６を担持しており、また内壁及び外壁が半径
方向に広がっているディフューザ部分２０は後で一層詳
細に説明する支柱３８を担持している。ガス流路及びプ
しノディフコーザ１＃造は、エンジン中心線を包囲し且
エンジン外側ケース４２と一体に形成さねた環状殻４０
により所定の位置に支持されている。内殻４４はダンプ
ディフューザ２７１郭定するように半径方向に内方に且
軸線力向に後方に延６一 びており、全体として参照符ｐ３．１６により示されて
いる軸受に対重る支えを形成している。全体とし、て参
照符号５０を付されているラブリンスシールが殻４０と
共に圧縮ＩＩＤＩＬ出流れを塞き止めるので、圧縮され
／Ｃ空気の実質的にすべてが気体流路及びプレディフュ
ーザ構造を通って流れるように向けられる。
上記のように、プレディフューザがダンプディフューザ
２２に空気を与え、次いでダンプディフューザ２２が環
状バーナ２４に空気を与える。空気の一部分は、環状バ
ーナの頭部に周縁方向に隔置されて形成された複数個の
孔５２を通しで受入れられる。燃料ノズル及び支え５４
は多孔に対して設けられており、典型的なエンジンでは
燃料ノズルの数は２４である。
２２に空気を与え、次いでダンプディフューザ２２が環
状バーナ２４に空気を与える。空気の一部分は、環状バ
ーナの頭部に周縁方向に隔置されて形成された複数個の
孔５２を通しで受入れられる。燃料ノズル及び支え５４
は多孔に対して設けられており、典型的なエンジンでは
燃料ノズルの数は２４である。
本発明によれば、燃料ノズル５４の数と支柱３８の数と
は等しい。従って、この特定のエンジンでは、２４個の
燃料ノズルと２４個の支柱とが設けられている。加えて
、燃料ノズルはそれぞれが第３（ｂ）図に参照符号Ａを
付して破線により示されているよう（こ隣接する支柱の
間に郭定される間隔５８の中心と向い合うべく整合され
るように配置されている、。
は等しい。従って、この特定のエンジンでは、２４個の
燃料ノズルと２４個の支柱とが設けられている。加えて
、燃料ノズルはそれぞれが第３（ｂ）図に参照符号Ａを
付して破線により示されているよう（こ隣接する支柱の
間に郭定される間隔５８の中心と向い合うべく整合され
るように配置されている、。
第３（ａ）図及び第３（ｂ）図から解るＪ、うに、圧縮
された空気は環状入口に入り、且ダンプディフューザ内
に吐出される以前に角形チ↑・ネルを通して受けられる
。
された空気は環状入口に入り、且ダンプディフューザ内
に吐出される以前に角形チ↑・ネルを通して受けられる
。
また、本発明によれば、支柱３８は、上流端に前縁６０
を有し下流端に後縁６２を有し且流れに対して平行に整
合されている樹状ボディに形成されている。後縁は、第
２図に示されているように、ずんどうである。これは周
縁方向の流れを強化する役割をし、それにより圧カバタ
ーンを改善しその結果バーナの冷却効果を改善する。
を有し下流端に後縁６２を有し且流れに対して平行に整
合されている樹状ボディに形成されている。後縁は、第
２図に示されているように、ずんどうである。これは周
縁方向の流れを強化する役割をし、それにより圧カバタ
ーンを改善しその結果バーナの冷却効果を改善する。
本発明によれば次の特徴が得られる。
（１）支柱の周縁方向ピッチの減少により、上流ポテン
シャル場に対しても下流伴流に対しても歪が減ぜられる
。
シャル場に対しても下流伴流に対しても歪が減ぜられる
。
（２）同一または一層低い損失に於て、ディフューザ負
荷ポテンシャルが高い。
荷ポテンシャルが高い。
（３）支社、′ディフューザ面積ルーリング効果が（コ
は一次元である。
は一次元である。
〈４）油ラインまたはベントに対して十分な支柱横断面
が得られる。
が得られる。
（５〉剛固な構造ど一層均等な負荷分布とが得られる。
本発明が以上に図示し且説明した特定の実施例に制限さ
れることなく、本発明の範囲内で種々の変更が行われ得
ることは理解されよう。
れることなく、本発明の範囲内で種々の変更が行われ得
ることは理解されよう。
第１図は本発明の詳細を示す部分的断面図である。
第２図はディフューザ内の入口案内ベーン及び支社の関
係を示寸部分図である。 第３ａ図はディフューザの入口の正面端面図である。 第３ｂ図はディフューザの後端を示す図である。 １０・・・ガスタービンエンジンの部分、１２．．１４
・・・軸、１６・・・エンジン中心線、１８・・・高圧
圧縮機、２０・・・プレディフューザ、２２・・・ダン
プディー〇− フユーザ、２４・・・環状燃焼機、２６・・・ガス流路
構造、２８．３０・・・環状丙壁、３２．３４・・・環
状外壁、３６・・・案内ベーン、３８・・・支柱、４０
・・・環状殻、４２・・・エンジン外側ケース、４４・
−・内殻、４６・・・軸受、５０・・・ダブリンスシー
ル、５２・・・孔。 ５４−ｆｆｉ料／ズル、５Ｂ−ｆｉｔ隔、６０−・・前
縁、６２・・・後縁 特許出願人 ユナイテッド・チクノロシーズ・コーポ
レイション 代 理 人 弁 理 士 明 石
昌 毅１０−
係を示寸部分図である。 第３ａ図はディフューザの入口の正面端面図である。 第３ｂ図はディフューザの後端を示す図である。 １０・・・ガスタービンエンジンの部分、１２．．１４
・・・軸、１６・・・エンジン中心線、１８・・・高圧
圧縮機、２０・・・プレディフューザ、２２・・・ダン
プディー〇− フユーザ、２４・・・環状燃焼機、２６・・・ガス流路
構造、２８．３０・・・環状丙壁、３２．３４・・・環
状外壁、３６・・・案内ベーン、３８・・・支柱、４０
・・・環状殻、４２・・・エンジン外側ケース、４４・
−・内殻、４６・・・軸受、５０・・・ダブリンスシー
ル、５２・・・孔。 ５４−ｆｆｉ料／ズル、５Ｂ−ｆｉｔ隔、６０−・・前
縁、６２・・・後縁 特許出願人 ユナイテッド・チクノロシーズ・コーポ
レイション 代 理 人 弁 理 士 明 石
昌 毅１０−
Claims (1)
- 軸流圧縮機とエンジン中心線の周りに取付けられた環状
バーすとを有するガスタービンエンジン用のプレディフ
ューザに於て、前記圧縮機と前記バーナとの間に配置さ
れた環状ディフューザが前記圧縮機から前記バーナへ吐
出する空気を導くための環状通路を郭定する一対の半径
方向に隔置された環状壁を有しており、前記隔置された
環状溝の第一の部分は、前記圧縮機から吐出する渦巻空
気から渦巻成分を除去するため前記隔置された環状壁の
間に取付けられたベーン部分を郭定するように、互いに
他方に対して相対的に同心であり、前記隔置された環状
壁の第二の部分は、ディフューザ部分を郭定するため、
互いに他方に対して相対的に半径方向に内方及び外方に
延びており、周縁方向に隔置された支柱が、端部の開い
た通路を郭定するため、前記の半径方向に延びる環状壁
の間に延びており、前記環状バーナ内の複数個の周縁方
向に隔置された燃料′ノズルが前記の端部の開いた通路
の各々の中心線と一致する中心線を有しており、前記支
柱の数が前記燃料ノズルの数と等しいことを特徴とする
ガスタービンエンジン用プレディフューザ。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/380,459 US4918926A (en) | 1982-05-20 | 1982-05-20 | Predfiffuser for a gas turbine engine |
| US380459 | 1989-07-17 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS58210329A true JPS58210329A (ja) | 1983-12-07 |
| JPH0429850B2 JPH0429850B2 (ja) | 1992-05-20 |
Family
ID=23501246
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP58086493A Granted JPS58210329A (ja) | 1982-05-20 | 1983-05-16 | ガスタービンエンジン |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4918926A (ja) |
| JP (1) | JPS58210329A (ja) |
| CA (1) | CA1217431A (ja) |
| DE (1) | DE3317722C2 (ja) |
| FR (1) | FR2527268B1 (ja) |
| GB (1) | GB2120325B (ja) |
| IL (1) | IL68681A (ja) |
| IT (1) | IT1163366B (ja) |
Families Citing this family (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5303542A (en) * | 1992-11-16 | 1994-04-19 | General Electric Company | Fuel supply control method for a gas turbine engine |
| US5335501A (en) * | 1992-11-16 | 1994-08-09 | General Electric Company | Flow spreading diffuser |
| US5289685A (en) * | 1992-11-16 | 1994-03-01 | General Electric Company | Fuel supply system for a gas turbine engine |
| US5279126A (en) * | 1992-12-18 | 1994-01-18 | United Technologies Corporation | Diffuser-combustor |
| US6513330B1 (en) | 2000-11-08 | 2003-02-04 | Allison Advanced Development Company | Diffuser for a gas turbine engine |
| US6564555B2 (en) | 2001-05-24 | 2003-05-20 | Allison Advanced Development Company | Apparatus for forming a combustion mixture in a gas turbine engine |
| US6866479B2 (en) * | 2003-05-16 | 2005-03-15 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Exhaust diffuser for axial-flow turbine |
| FR2887924B1 (fr) * | 2005-06-30 | 2010-09-10 | Snecma | Dispositif de guidage d'un flux d'air entre un compresseur et une chambre de combustion dans une turbomachine |
| US20080044273A1 (en) * | 2006-08-15 | 2008-02-21 | Syed Arif Khalid | Turbomachine with reduced leakage penalties in pressure change and efficiency |
| US20080046407A1 (en) * | 2006-08-16 | 2008-02-21 | Microsoft Corporation | Application search interface |
| US8438854B2 (en) * | 2008-05-23 | 2013-05-14 | Honeywell International Inc. | Pre-diffuser for centrifugal compressor |
| US20120027578A1 (en) * | 2010-07-30 | 2012-02-02 | General Electric Company | Systems and apparatus relating to diffusers in combustion turbine engines |
| US10815891B2 (en) | 2012-09-28 | 2020-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | Inner diffuser case struts for a combustor of a gas turbine engine |
| US11732892B2 (en) * | 2013-08-14 | 2023-08-22 | General Electric Company | Gas turbomachine diffuser assembly with radial flow splitters |
| US10677161B2 (en) * | 2013-08-28 | 2020-06-09 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine diffuser cooling and mixing arrangement |
| US9631814B1 (en) * | 2014-01-23 | 2017-04-25 | Honeywell International Inc. | Engine assemblies and methods with diffuser vane count and fuel injection assembly count relationships |
| FR3019879A1 (fr) * | 2014-04-09 | 2015-10-16 | Turbomeca | Moteur d'aeronef comprenant un calage azimutal du diffuseur, par rapport a la chambre de combustion |
| GB201505502D0 (en) | 2015-03-31 | 2015-05-13 | Rolls Royce Plc | Combustion equipment |
| US20170044979A1 (en) * | 2015-08-14 | 2017-02-16 | United Technologies Corporation | Pre-diffuser with high cant angle |
| USD994880S1 (en) * | 2021-11-02 | 2023-08-08 | Abiomed, Inc. | Medical device housing |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3385055A (en) * | 1966-11-23 | 1968-05-28 | United Aircraft Corp | Combustion chamber with floating swirler rings |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB589030A (en) * | 1944-03-21 | 1947-06-10 | Power Jets Res Dev Ltd | Improvements in or relating to gas diffusers |
| US2823519A (en) * | 1950-02-14 | 1958-02-18 | Dudley B Spalding | Revolving fuel vaporizer and combustion stabilizer |
| US2682363A (en) * | 1950-12-08 | 1954-06-29 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
| GB700688A (en) * | 1950-12-08 | 1953-12-09 | Rolls Royce | Improvements in or relating to gas-turbine engines |
| US2711072A (en) * | 1951-06-14 | 1955-06-21 | Gen Motors Corp | Combustion chamber fairing |
| GB1096624A (en) * | 1964-01-30 | 1967-12-29 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Diffusers for fluid flows |
| GB1210113A (en) * | 1968-01-25 | 1970-10-28 | Gen Electric | Gas turbine engine |
| US3978664A (en) * | 1974-12-20 | 1976-09-07 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine diffuser |
| US4009569A (en) * | 1975-07-21 | 1977-03-01 | United Technologies Corporation | Diffuser-burner casing for a gas turbine engine |
| US4098074A (en) * | 1976-06-01 | 1978-07-04 | United Technologies Corporation | Combustor diffuser for turbine type power plant and construction thereof |
| US4100732A (en) * | 1976-12-02 | 1978-07-18 | General Electric Company | Centrifugal compressor advanced dump diffuser |
| GB1581050A (en) * | 1976-12-23 | 1980-12-10 | Rolls Royce | Combustion equipment for gas turbine engines |
-
1982
- 1982-05-20 US US06/380,459 patent/US4918926A/en not_active Expired - Lifetime
-
1983
- 1983-04-26 CA CA000426748A patent/CA1217431A/en not_active Expired
- 1983-05-04 GB GB08312111A patent/GB2120325B/en not_active Expired
- 1983-05-13 IT IT21090/83A patent/IT1163366B/it active
- 1983-05-13 IL IL68681A patent/IL68681A/xx unknown
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- 1983-05-16 JP JP58086493A patent/JPS58210329A/ja active Granted
- 1983-05-16 DE DE3317722A patent/DE3317722C2/de not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3385055A (en) * | 1966-11-23 | 1968-05-28 | United Aircraft Corp | Combustion chamber with floating swirler rings |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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| IL68681A0 (en) | 1983-09-30 |
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| DE3317722C2 (de) | 1994-08-04 |
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