JPS62272018A - 環状燃焼室の摺動ジョイント部の構造 - Google Patents

環状燃焼室の摺動ジョイント部の構造

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JPS62272018A
JPS62272018A JP62104166A JP10416687A JPS62272018A JP S62272018 A JPS62272018 A JP S62272018A JP 62104166 A JP62104166 A JP 62104166A JP 10416687 A JP10416687 A JP 10416687A JP S62272018 A JPS62272018 A JP S62272018A
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head
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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】 ３、発明の詳細な説明 産業上の利用分野 本発明は、膨張ジヨイント（摺動ジヨイント）に係り、
更に詳細にはガスタービンエンジンの燃焼器セクション
に使用される膨張ジヨイントに係る。
従来の技術 軸流ガスタービンエンジンに於て環状の燃焼室装置を使
用することは、周知の設計事項であり、特に限られた空
間内に於て多量の熱を放出するのによく適している。か
かる燃焼室装置は、エンジンの広範囲の運転条件に亙り
燃焼器の効率及びエンジンの運転性能を確保するに適し
た燃焼環境を与えるものでなければならず、しかも燃焼
室装置内部の高温の燃焼反応より燃焼室装置を囲繞する
エンジン構造体を保護するものでなければならない。
ガスタービンエンジン、特に空輸産業に使用されるエン
ジンの作動ガス流中に使用される構成要素に関しては、
軽量であること、組立が単純であること、部品点数が少
ないこと等の特徴を有することが重要である。従来の燃
焼室装置に於ては、アウタエンジンケーシングにより支
持され、周方向に配列された複数個の燃料ノズルを受入
れるよう構成された環状の燃焼器ヘッドが従来より使用
されている。燃焼器ヘッド及び燃料ノズルはエンジンの
軸流圧縮機セクションのすぐ下流側に配置されており、
ヘッドとヘッドのすぐ下流側に配置され軸線方向に延在
する互いに同心の二つの燃焼室ライナとにより郭定され
る燃焼室装置のリーディングエツジを形成している。
ヘッドと二つ燃焼室ライナとにより形成された環状の燃
焼領域に於て燃焼反応が生起し、エンジンのインナケー
シング及びアウタケーシングは燃焼室ライナにより高温
の反応よりシールドされる。
ヘッド及びインナ及びアウタ燃焼室ライナは典型的には
圧縮機セクションより受けた環状の空気流の一部を偏向
させることにより冷却されるようになっている。
エンジンの始動時、停止時、及び他の負荷が過渡的に変
化する条件下に於ては、燃焼室装置の構成要素の材料は
広範囲の温度変化を受ける。かかる温度変化によりライ
ナとヘッドとの間に偏差的な熱膨張が発生され、従って
これらの間のシール若しくは構造的完全性を維持するた
めには、かかる偏差的熱膨張を受入れる成る形態のジヨ
イントやマウントが必要である。燃焼室装置に摺動式の
膨張ジヨイントを使用することは当技術分野に於てよく
知られており、かかる膨張ジヨイントによれば構造及び
組立が単純になり、また種々の構成要素の間に所要の撓
みによる相互作用が与えられる。しかしかかる膨張ジヨ
イントは軸線方向又は半径方向の熱分布が不均一である
ことの結果としてそれらの同心の構成要素が互いに離れ
易いという欠点ををしている。燃焼装置の当業者には理
解され得る如く、膨張ジヨイントの）１４成要素が互い
に離れることに起因して空気が不用意に燃焼反応領域へ
流入すると、反応の性状及び効率が急激に悪化してしま
う。
従って当技術分野に於て必要とされているものは、燃焼
室装置内に於て生じる広範囲に亙る温度変化に耐えるこ
とができ、また発生する虞れのある空気の漏洩の影響を
低減し最小限に抑えるよう構成された膨張ジヨイントで
ある。
発明の概要 従って本発明の一つの目的は、環状の燃焼器ヘッドと環
状の燃焼室ライナとの間に空気の漏洩を抑制する軸線方
向の膨張ジヨイントを設けることである。
本発明の他の一つの目的は、比較的低温の領域に配置さ
れ、高温の燃焼反応よりシールドされた膨張ジヨイント
を提供することである。
本発明の更に他の一つの目的は、低い静圧の領域に配置
され、これにより膨張ジヨイントの構成要素が互いに離
れた場合に燃焼室装置内へ流入するガスの流量を低減す
るよう構成された膨張ジヨイントを提供することである
。
本発明の更に他の一つの目的は、燃焼反応の性状が悪化
されることを回避するよう燃焼室装置内へ漏洩するガス
を導く手段を設けることである。
本発明によれば、空気の漏洩を抑制する改良された軸線
方向の摺動ジヨイントであって、環状の燃焼器ヘッドと
その下流側の環状の燃焼室ライナとの間の偏差的熱膨張
を受入れることのできる摺動ジヨイントが得られる。本
発明の摺動ジヨイントは単純に製造されるものであり、
また燃焼室装置の組立中に容易に形成されるものであり
、不均一な熱分布や過渡的温度変化の影響に耐えるもの
である。
本発明によれば、燃焼室ライナの上流側端部に形成され
た対応するシールリング（ライナリング）に摺動可能に
係合する円筒面が環状の燃焼器ヘッドに設けられる。互
いに摺動係合する円筒面及びライナリングは比較的低温
の領域に配置され、半径方向に延在し冷却されるバルク
ヘッドによって高温の燃焼反応よりシールドされる。本
発明の摺動ジヨイントは静圧の小さい領域にて燃焼器ヘ
ッドの凸状の上流側に面するドーム部のすぐ下流側に配
置されており、これによりヘッドとライナリングとが離
れることに起因して燃焼室装置内へ漏洩する空気の流量
が低減されるようになっている。
本発明の好ましい実施例によれば、ライナリングはヘッ
ドの円筒面より半径方向内方に配置され、これにより燃
焼室ライナが加熱されることに起因してライナリングが
円筒面より離れる虞れが低減される。またヘッドとライ
ナリングとの間には僅かな半径方向の締り嵌め状態が与
えられており、これによりエンジンの全ての運転条件下
に於てヘッドとライナリングとが良好に摺動可能にシー
ルされた状態に維持されるようになっている。
更に燃焼器ヘッドには、ライナリングとヘッドとの間を
経て漏洩する空気を燃焼室ライナの反応領域に面する表
面に近接して軸線方向に流れる冷却膜内へ導く環状のト
レーリングリップが設けられる。
以下に添付の図を参照しつつ、本発明を実施例について
詳細に説明する。
実施例 第１図は航空機に搭載された軸流ガスタービンエンジン
１０を一部破断して示している。エンジンの運転中には
、大気が前端入口１２を経てエンジン内へ吸入され、そ
の空気は多段の軸流圧縮機１４を経て環状に流れ、しか
る後それより下流側の燃焼器セクション１６へ流入する
。前述の如く、燃焼器セクション１６は互いに同心に配
置された一対の燃焼室ライナとその上流側に配置された
燃焼器ヘッド２４とにより形成された燃焼室装置１８を
含んでいる。
燃焼器セクション１６より流出した高温のガスは下流側
のタービンセクション２０へ流入し、該タービンセクシ
ョンに於て加圧され加熱された燃焼生成物が膨張され、
しかる後出ロノズル２２より流出する。
第２図は燃焼器ヘッド２４と互いに同心をなし軸線方向
に延在する燃焼室ライナ４７及び４８とを含む燃焼器セ
クション１６の一部を示す拡大部分断面図である。燃焼
器ヘッド２４は環状の圧縮空気流１０２内に配置され、
第２図に示されている如く、複数個の対応するヘッドラ
グ６４とアウタエンジンケーシング２６に固定された半
径方向に延在する支柱６６との共働により所定の位置に
支持されている。ヘッド２４は燃料供給導管４６及び燃
料ノズル４４を受入れるよう構成されている。
ヘッド２４、インナ燃焼室ライナ４７及びアウタ燃焼室
ライナ４８は環状の燃焼室装置１８を郭定しており、該
燃焼室装置内に互いに反応する燃料と空気との混合気５
０が導入されるようになっている。第２図に示された実
施例に於ては、燃焼空気はノズルガイド５６に設けられ
た複数個の孔５８を経て反応領域５０へ導入されるよう
になっている。また環状の空気流１０２よりの冷却空気
がヘッド２４の上流側ドーム部３０に設けられた複数個
の孔４０を経てヘッドの下流側へ流入するようになって
いる。
次にインナエンジンケーシング２８に近接した燃焼器ヘ
ッド２４の半径方向内側の部分に設けられた本発明によ
る摺動ジヨイント６８について説明する。燃焼器へラド
２４は凸状の上流側ドーム部より軸線方向下流側へ延在
する半径方向内向きの円筒面７８を郭定しており、該円
筒面はインナ燃焼室ライナ４７の上流側端部に設けられ
たライナリング７４の対応する半径方向外向きの円筒面
７６に接触するようになっている。ライナリング７４に
はヘッドの円筒面７８が摺動可能に係合し、これにより
インナ燃焼室ライナ４７とヘッド２４との間の偏差的な
軸線方向の相対変位が受入れられるようになっている。
円筒面７８及びライナリング７４の半径は、組立時及び
全てのエンジン運転条件下に於てそれらが相互に係合し
た状態を確保すべく、僅かに半径方向に締り嵌め状態と
なる寸法に設定されている。
更にライナリング７４の半径方向の厚さは、ライナリン
グに圧縮フープ応力が発生することに起因してそれが座
屈することがないよう、摺動係合する領域に於て大きく
設定されている。
本発明による摺動ジヨイント６８の一つの特徴は、イン
ナ燃焼室ライナ４７のライナリング７４が燃焼器ヘッド
２４の円筒面７８の半径方向内側に配置されているとい
うことである。かくしてインナ燃焼室ライナ４７が高温
の反応領域５０よりの熱輻射や他の熱伝達によって加熱
され、これにより膨張されると、インナ燃焼室ライナ４
７及びライナリング７４は半径方向外方へ膨張し、これ
によりヘッドの円筒面７８とこれに対応するライナリン
グの円筒面７６との間の半径方向の圧縮度合を増大する
。
摺動ジヨイント６８それ自身は、互いに係合する円筒面
７８及び７６と高温の反応領域５０との間に半径方向に
延在するバルクヘッド３６を設けることにより、高温の
反応領域５０の温度変化や他の熱的影響より隔離されて
いる。バルクヘッド３６は環状の圧縮空気流１０２のう
ちヘッド２４のドーム部３０に設けられた複数個の上流
側へ向けて延在する孔４０を経て燃焼器ヘッド２４内へ
流入する空気により冷却されるようになっている。
ブレナム領域３８内へ導入された冷却空気は、第２図に
於て矢印５７により示されている如くバルクヘッド３６
を越えて流れ、これにより摺動ジヨイント６８と高温の
反応領域５０との間に冷却されるシールドを形成する。
摺動ジヨイント６８とドーム部３０との相対的位置関係
により、予期しない撓み、摩耗、又は他の変形に起因し
てヘッドの円筒面７８とライナリング７４とが互いに離
れｆこ状態になった場合に重要な効果が発揮される。流
体機械の当業者には理解され得る如く、環状の圧縮空気
流１０２は燃焼器ヘッド２４のドーム部３０と接触した
段階で加速され偏向せしめられる。半径方向内方へ偏向
された空気８６は燃焼室装置１８内の燃焼生成物や他の
ガスの流速に比して高い流速にて移動する。
偏向された空気流８６の流速が高いことにより、ドーム
部３０のすぐ下流側であって摺動ジヨイント６８に近接
した領域に局部的に低い静圧の領域が形成される。かか
る局部的な低い静圧の領域により、ライナリング７４と
ヘッドの円筒面７８との間を経て空気が燃焼室装置内へ
侵入する虞れが低減される。かくして本発明による摺動
ジヨイントは、ライナリング７４及びヘッドの円筒面７
８を相互に密に係合するよう付勢し、また摺動ジヨイン
ト６８それ自身を高温の反応領域５０より放射される輻
射熱より隔離するだけでなく、低い静圧の領域に配置さ
れることにより、ライナリング７４と円筒面７８とが離
れた場合に燃焼室装置１８内へ流入する好ましからざる
空気の流二を低減する。
本発明による摺動ジヨイントの好ましい実施例の他の一
つの特徴は、燃焼器ヘッド２４及びバルクヘッド３６よ
り下流側方向へ延在し且インナ燃焼室ライナ４７より半
径方向外方へ隔置された環状のトレーリングリップ８０
により与えられる。
トレーリングリップ８０はライナリング７４とヘッドの
円筒面７８との間を通過する漏洩空気（図示せず）を導
く環状通路１０４を形成している。
ライナリング７４と円筒面７８との間を通過する漏洩空
気は、ヘッド２４に設けられた複数個の冷却空気通路５
４を経て通路１０４へ流入するインす燃焼室ライナ冷却
空気１０６と混合する。かくして通路１０４より流出す
る空気はインナ燃焼室ライナ４７の反応領域に面する表
面上に冷却膜を形成し、すぐには反応領域５０へ流入し
ない。かくして摺動ジヨイント６８を経て生じる空気の
漏洩によっては燃料と空気との間の反応が阻害されず、
逆に燃焼室ライナ４７の冷却保護作用が増強される。
本発明による摺動ジヨイントが使用された燃焼室装置の
組立は単純なプロセスであり、燃焼器ヘッド２４が装着
された後にインナ燃焼室ライナ４７が円筒面７８とシー
ル係合するよう軸線方向に摺動によって嵌込まれる。こ
の工程は、特にインナ燃焼室ライナ４７とヘッド２４と
が盲式に（即ち工員が外部より見ることができない状態
で）互いに係合される燃焼室装置の構造の場合に、ライ
ナリング７４がヘッドの円筒面７８内に同軸状に整合さ
れることが環状トレーリングリップ８０により補助され
るので、容易に行われる。
ライナリング７４をその外径が上述の如く円筒面７８の
外径よりも僅かに大きいよう形成することにより、ライ
ナリング７４と円筒面７８との間に密な締り嵌めが得ら
れ、しかかもそれらの面が互いに摺動することが可能に
なる。インナ燃焼室ライナ４７の下流側部分（図示せず
）は当技術分野に於て公知の多数の固定手段のうちの任
意の手段によりエンジンケーシング２８に固定されてよ
い。インナ燃焼室ライナ４７の上流側端部が摺動するの
で、ライナ４７の下流側部分を支持する手段はヘッド２
４とライナ４７との間の熱に起因する偏差的な変位を受
入れる必要はない。
かくして本発明による摺動ジヨイント６８は軸流カスタ
ービンエンジンの燃焼室装置１８内へ空気が漏洩する虞
れを低減し、更には燃焼室装置内に於ける燃料と空気と
の混合気５０の反応に対する漏洩空気の悪影響を低減す
るだめの種々の特徴を含んでいる。
以上に於ては本発明を特定の実施例について詳細に説明
したが、本発明はかかる実施例に限定されるものではな
く、本発明の範囲内にて他の種々の実施例が可能である
ことは当業者にとって明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
第１図は軸流ガスタービンエンジンをその一部を破断し
て示す斜視図である。 第２図は本発明による摺動ジヨイントが組込まれた燃焼
室装置の上流側部分を示す拡大部分断面図である。 １０・・・ガスタービンエンジン、１２・・・前端入口
。 １４・・・圧縮機、１６・・・燃焼器セクション、１８
・・・燃焼室装置、２０・・・タービンセクション、２
２・・・出口ノズル、２４・・・燃焼器ヘッド、２６・
・・アウタエンジンケーシング、２８・・・インナエン
ジンケージング、３０・・・ドーム部、３６・・・バル
クヘッド。 ３８・・・プレナム領域、４４・・・燃料ノズル、４６
・・・燃料供給導管、４７．４８・・・燃焼室ライナ、
５０・・・混合気（反応領域）、５４・・・冷却空気通
路、５６・〜・ノズルガイド、５８・・・孔、６４・・
・ヘッドラグ。 ６６・・・支柱、６８・・・ｊｌｆｆｉ動ジヨイント、
７４・・・ライナリング、７８・・・円筒面、８０・・
・トレーリングリップ、１０４・・・通路 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

Claims (2)

    【特許請求の範囲】
  1. （１）環状燃焼室装置のための摺動ジョイントにして、 環状の空気流中に配置される環状の燃焼器ヘッドであっ
    て、前記環状の空気流の少なくとも一部を半径方向内方
    へ偏向させる凸状の上流側面を有し、前記上流側面より
    すぐ下流側に半径方向内向きの円筒面を郭定する環状の
    燃焼器ヘッドと、前記燃焼器ヘッドの下流側にて環状に
    延在し、前記空気流の前記半径方向内方に偏向された部
    分を前記燃焼器ヘッドの下流側に於て発生する高温の燃
    焼反応より分離するインナ燃焼室ライナと、前記インナ
    燃焼室ライナの上流側端部の周りに設けられ、前記内向
    きの円筒面と摺動可能にシール係合する半径方向外向き
    のシール面を有する環状の弾性ライナリングと、 前記燃焼器ヘッドと一体に形成され、前記円筒面及び前
    記ライナリングと前記高温の燃焼反応との間に熱シール
    ドを形成する環状の半径方向に延在するバルクヘッドと
    、 を含む摺動ジョイント。
  2. （２）膨張ジョイントにして、 圧縮空気の環状の流れの一部を環状のインナ空気流に偏
    向させる凸状の上流側ドーム部を有するガスタービンエ
    ンジンの環状の燃焼器ヘッドと、前記ドーム部の下流側
    にて前記燃焼器ヘッドに設けられ半径方向内方に面する
    第一の円筒面と、前記環状のインナ空気流をこれに隣接
    する同心の燃焼領域より分離する実質的に円筒状のイン
    ナ燃焼室ライナと、 前記インナ燃焼室ライナの上流側端部に設けられ、前記
    ドーム部へ向けて軸線方向に延在し、前記第一の円筒面
    内にてこれと密に嵌合し、前記第一の円筒面と指動可能
    に係合する環状のライナリングと、 互いに摺動可能に係合する前記第一の円筒面及び前記ラ
    イナリングと前記燃焼領域との間に配置され半径方向に
    延在する冷却されるバルクヘッドと、 を含む膨張ジョイント。
JP62104166A 1986-04-28 1987-04-27 環状燃焼室の摺動ジョイント部の構造 Expired - Lifetime JP2889985B2 (ja)

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Families Citing this family (70)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2219653B (en) * 1987-12-18 1991-12-11 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to combustors for gas turbine engines
US4914918A (en) * 1988-09-26 1990-04-10 United Technologies Corporation Combustor segmented deflector
FR2639095B1 (fr) * 1988-11-17 1990-12-21 Snecma Chambre de combustion de turbomachine a bols de prevaporisation montes flottants
US4936092A (en) * 1988-11-28 1990-06-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Propellant grain design
US5181377A (en) * 1991-04-16 1993-01-26 General Electric Company Damped combustor cowl structure
CA2070518C (en) * 1991-07-01 2001-10-02 Adrian Mark Ablett Combustor dome assembly
US5239832A (en) * 1991-12-26 1993-08-31 General Electric Company Birdstrike resistant swirler support for combustion chamber dome
FR2686683B1 (fr) * 1992-01-28 1994-04-01 Snecma Turbomachine a chambre de combustion demontable.
CA2089272C (en) * 1992-03-23 2002-09-03 James Norman Reinhold, Jr. Impact resistant combustor
JP2597800B2 (ja) * 1992-06-12 1997-04-09 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ガスタービンエンジン用燃焼器
US5463864A (en) * 1993-12-27 1995-11-07 United Technologies Corporation Fuel nozzle guide for a gas turbine engine combustor
DE4444961A1 (de) * 1994-12-16 1996-06-20 Mtu Muenchen Gmbh Einrichtung zur Kühlung insbesondere der Rückwand des Flammrohrs einer Brennkammer für Gasturbinentriebwerke
US5924288A (en) * 1994-12-22 1999-07-20 General Electric Company One-piece combustor cowl
US6032457A (en) * 1996-06-27 2000-03-07 United Technologies Corporation Fuel nozzle guide
US6164074A (en) * 1997-12-12 2000-12-26 United Technologies Corporation Combustor bulkhead with improved cooling and air recirculation zone
US5996352A (en) * 1997-12-22 1999-12-07 United Technologies Corporation Thermally decoupled swirler for a gas turbine combustor
US6735950B1 (en) * 2000-03-31 2004-05-18 General Electric Company Combustor dome plate and method of making the same
US6546732B1 (en) * 2001-04-27 2003-04-15 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine combustors
US6530227B1 (en) * 2001-04-27 2003-03-11 General Electric Co. Methods and apparatus for cooling gas turbine engine combustors
DE10214573A1 (de) * 2002-04-02 2003-10-16 Rolls Royce Deutschland Brennkammer einer Gasturbine mit Starterfilmkühlung
US7104067B2 (en) * 2002-10-24 2006-09-12 General Electric Company Combustor liner with inverted turbulators
US6904676B2 (en) 2002-12-04 2005-06-14 General Electric Company Methods for replacing a portion of a combustor liner
US20040181707A1 (en) * 2003-03-11 2004-09-16 Hitachi, Ltd. Method and apparatus for seamless management for disaster recovery
US7007480B2 (en) * 2003-04-09 2006-03-07 Honeywell International, Inc. Multi-axial pivoting combustor liner in gas turbine engine
US7024863B2 (en) * 2003-07-08 2006-04-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor attachment with rotational joint
US7040096B2 (en) * 2003-09-08 2006-05-09 General Electric Company Methods and apparatus for supplying feed air to turbine combustors
US7140189B2 (en) * 2004-08-24 2006-11-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine floating collar
US7134286B2 (en) * 2004-08-24 2006-11-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine floating collar arrangement
US7926280B2 (en) * 2007-05-16 2011-04-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Interface between a combustor and fuel nozzle
US20090090110A1 (en) * 2007-10-04 2009-04-09 Honeywell International, Inc. Faceted dome assemblies for gas turbine engine combustors
US20100089020A1 (en) * 2008-10-14 2010-04-15 General Electric Company Metering of diluent flow in combustor
US8474267B2 (en) * 2009-03-05 2013-07-02 Hamilton Sundstrand Corporation Radial turbine engine floating ring seal
DE102009032277A1 (de) * 2009-07-08 2011-01-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerkopf einer Gasturbine
US8689563B2 (en) * 2009-07-13 2014-04-08 United Technologies Corporation Fuel nozzle guide plate mistake proofing
CN101818910B (zh) * 2010-03-24 2012-07-25 北京航空航天大学 一种微型燃气轮机燃烧室
US20120151928A1 (en) * 2010-12-17 2012-06-21 Nayan Vinodbhai Patel Cooling flowpath dirt deflector in fuel nozzle
EP2559942A1 (de) * 2011-08-19 2013-02-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Brennkammerkopf einer Gasturbine mit Kühlung und Dämpfung
US8839627B2 (en) 2012-01-31 2014-09-23 United Technologies Corporation Annular combustor
DE102013007443A1 (de) * 2013-04-30 2014-10-30 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennerdichtung für Gasturbinen-Brennkammerkopf und Hitzeschild
FR3015639B1 (fr) * 2013-12-20 2018-08-31 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion dans une turbomachine
US9528704B2 (en) 2014-02-21 2016-12-27 General Electric Company Combustor cap having non-round outlets for mixing tubes
US9528702B2 (en) * 2014-02-21 2016-12-27 General Electric Company System having a combustor cap
DE102014204466A1 (de) * 2014-03-11 2015-10-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammer einer Gasturbine
US10088049B2 (en) 2014-05-06 2018-10-02 United Technologies Corporation Thermally protected seal assembly
FR3020865B1 (fr) * 2014-05-12 2016-05-20 Snecma Chambre annulaire de combustion
US10670272B2 (en) * 2014-12-11 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Fuel injector guide(s) for a turbine engine combustor
DE102015213629A1 (de) * 2015-07-20 2017-01-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Abdeckteil und Brennkammerbaugruppe für eine Gasturbine
GB201701380D0 (en) * 2016-12-20 2017-03-15 Rolls Royce Plc A combustion chamber and a combustion chamber fuel injector seal
GB2558566B (en) 2017-01-05 2019-11-13 Rolls Royce Plc A combustion chamber arrangement
US10371383B2 (en) 2017-01-27 2019-08-06 General Electric Company Unitary flow path structure
US10393381B2 (en) 2017-01-27 2019-08-27 General Electric Company Unitary flow path structure
US10378770B2 (en) 2017-01-27 2019-08-13 General Electric Company Unitary flow path structure
US11111858B2 (en) 2017-01-27 2021-09-07 General Electric Company Cool core gas turbine engine
US10816199B2 (en) 2017-01-27 2020-10-27 General Electric Company Combustor heat shield and attachment features
US10253643B2 (en) 2017-02-07 2019-04-09 General Electric Company Airfoil fluid curtain to mitigate or prevent flow path leakage
US10378373B2 (en) 2017-02-23 2019-08-13 General Electric Company Flow path assembly with airfoils inserted through flow path boundary
US10370990B2 (en) 2017-02-23 2019-08-06 General Electric Company Flow path assembly with pin supported nozzle airfoils
US10253641B2 (en) 2017-02-23 2019-04-09 General Electric Company Methods and assemblies for attaching airfoils within a flow path
US10385709B2 (en) 2017-02-23 2019-08-20 General Electric Company Methods and features for positioning a flow path assembly within a gas turbine engine
US10385776B2 (en) 2017-02-23 2019-08-20 General Electric Company Methods for assembling a unitary flow path structure
US10247019B2 (en) 2017-02-23 2019-04-02 General Electric Company Methods and features for positioning a flow path inner boundary within a flow path assembly
US10385731B2 (en) 2017-06-12 2019-08-20 General Electric Company CTE matching hanger support for CMC structures
DE102017217330A1 (de) * 2017-09-28 2019-03-28 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerbaugruppe mit Hitzeschild und Brennerdichtung sowie Herstellungsverfahren
US10928067B2 (en) 2017-10-31 2021-02-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Double skin combustor
US11402097B2 (en) 2018-01-03 2022-08-02 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
JP2021063464A (ja) * 2019-10-15 2021-04-22 三菱パワー株式会社 ガスタービン燃焼器
US11268394B2 (en) 2020-03-13 2022-03-08 General Electric Company Nozzle assembly with alternating inserted vanes for a turbine engine
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
US11859819B2 (en) 2021-10-15 2024-01-02 General Electric Company Ceramic composite combustor dome and liners
GB202211589D0 (en) * 2022-08-09 2022-09-21 Rolls Royce Plc A combustor assembly

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4085580A (en) * 1975-11-29 1978-04-25 Rolls-Royce Limited Combustion chambers for gas turbine engines
JPS57192729A (en) * 1981-05-11 1982-11-26 Rolls Royce Annular combustor for gas turbine-engine

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2432359A (en) * 1947-12-09 Internal-combustion turbine power
US2479573A (en) * 1943-10-20 1949-08-23 Gen Electric Gas turbine power plant
US2581999A (en) * 1946-02-01 1952-01-08 Gen Electric Hemispherical combustion chamber end dome having cooling air deflecting means
GB615915A (en) * 1946-03-25 1949-01-13 George Oulianoff Improvements in or relating to jet-propulsion and gas-turbine power-units
GB675300A (en) * 1949-05-24 1952-07-09 Rolls Royce Improvements in or relating to exhaust ducting of gas-turbine engines
US2748567A (en) * 1949-10-13 1956-06-05 Gen Motors Corp Gas turbine combustion chamber with telescoping casing and liner sections
US2884754A (en) * 1956-04-05 1959-05-05 Int Harvester Co Cotton picking spindle moistening assembly
FR1160619A (fr) * 1956-11-22 1958-07-22 Lucas Industries Ltd Chambre de combustion pour combustibles liquides
DE1179422B (de) * 1959-01-29 1964-10-08 Rolls Royce Brennkammer, insbesondere fuer Strahltriebwerke
FR1452652A (fr) * 1965-06-14 1966-04-15 Snecma Perfectionnements aux joints articulés des enveloppes de propulseurs à réaction
US3670497A (en) * 1970-09-02 1972-06-20 United Aircraft Corp Combustion chamber support
US3965066A (en) * 1974-03-15 1976-06-22 General Electric Company Combustor-turbine nozzle interconnection
DE2713414A1 (de) * 1977-03-26 1978-09-28 Motoren Turbinen Union Brennkammer fuer gasturbinentriebwerke
US4365470A (en) * 1980-04-02 1982-12-28 United Technologies Corporation Fuel nozzle guide and seal for a gas turbine engine
JPS58102031A (ja) * 1981-12-11 1983-06-17 Hitachi Ltd ガスタ−ビン燃焼器の支持構造

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4085580A (en) * 1975-11-29 1978-04-25 Rolls-Royce Limited Combustion chambers for gas turbine engines
JPS57192729A (en) * 1981-05-11 1982-11-26 Rolls Royce Annular combustor for gas turbine-engine

Also Published As

Publication number Publication date
EP0244342A2 (en) 1987-11-04
US4686823A (en) 1987-08-18
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EP0244342A3 (en) 1988-12-07
DE3775103D1 (de) 1992-01-23
JP2889985B2 (ja) 1999-05-10
CA1257972A (en) 1989-08-01

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