RU2005117831A - Газовая турбина, сопловой аппарат которой установлен на камере сгорания со стенками из композитного материала - Google Patents

Газовая турбина, сопловой аппарат которой установлен на камере сгорания со стенками из композитного материала Download PDF

Info

Publication number
RU2005117831A
RU2005117831A RU2005117831/06A RU2005117831A RU2005117831A RU 2005117831 A RU2005117831 A RU 2005117831A RU 2005117831/06 A RU2005117831/06 A RU 2005117831/06A RU 2005117831 A RU2005117831 A RU 2005117831A RU 2005117831 A RU2005117831 A RU 2005117831A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine
metal
turbine according
nozzle apparatus
combustion chamber
Prior art date
Application number
RU2005117831/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2392447C2 (ru
Inventor
Каролин ОМОН (FR)
Каролин ОМОН
Эрик КОНЕТ (FR)
Эрик КОНЕТ
СУЗА Марио Сезар ДЕ (FR)
СУЗА Марио Сезар ДЕ
Дидье Ипполит ЭРНАНДЕЗ (FR)
Дидье Ипполит ЭРНАНДЕЗ
Жорж АБАРУ (FR)
Жорж АБАРУ
Original Assignee
Снекма Моторс (Fr)
Снекма Моторс
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма Моторс (Fr), Снекма Моторс filed Critical Снекма Моторс (Fr)
Publication of RU2005117831A publication Critical patent/RU2005117831A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2392447C2 publication Critical patent/RU2392447C2/ru

Links

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
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • F01D9/044—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators permanently, e.g. by welding, brazing, casting or the like
    • 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
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
    • 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)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Claims (23)

1. Газовая турбина, содержащая кольцевую камеру (10) сгорания с внутренней стенкой (12) и с внешней стенкой (13), выполненными из композитного материала с керамической матрицей, и сопловой аппарат (20) турбины высокого давления, жестко прикрепленный к заднему краю камеры сгорания и содержащий перья (21) направляющих лопаток, расположенные между внутренней стенкой (22) и внешней стенкой (23) кольцевого канала (24) течения газов, поступающих из камеры сгорания, через сопловой аппарат, отличающаяся тем, что сопловой аппарат (20) выполнен из композитного материала с керамической матрицей и соединен с задним краем камеры (10) сгорания методом пайки.
2. Турбина по п.1, отличающаяся тем, что задние края внутренней стенки (12) и внешней стенки (13) камеры (10) сгорания продолжены до заднего края соплового аппарата (20) и образуют внутреннюю стенку (22) и внешнюю стенку (23) кольцевого канала (24) течения газов, к которым методом пайки прикреплены указанные перья (21).
3. Турбина по п.2, отличающаяся тем, что первые радиальные концы перьев (21) припаяны к углублениям (22а), предусмотренным во внутренней или во внешней стенке канала (24) течения газов.
4. Турбина по п.3, отличающаяся тем, что вторые радиальные концы перьев (21) вставлены в отверстия (23а), предусмотренные во внутренней или во внешней стенке канала (24) течения газов.
5. Турбина по п.4, отличающаяся тем, что вторые радиальные концы перьев (21) припаяны к указанным отверстиям (23а).
6. Турбина по любому из пп.1-5, отличающаяся тем, что узел, образованный камерой (10) сгорания и сопловым аппаратом (20) турбины, поддерживается внутри металлического корпуса, содержащего внутреннюю металлическую оболочку (30) и внешнюю металлическую оболочку (40), внутренними и внешними соединительными элементами, связывающими указанный узел соответственно с внутренней и с внешней оболочками, причем соединительные элементы содержат внутренние соединительные пластины (50), выполненные из композитного материала с керамической матрицей, каждая из которых имеет первый конец, соединенный с внутренней металлической оболочкой (30), и второй конец, соединенный с узлом, образованным камерой (10) сгорания и сопловым аппаратом (20) турбины, и внешние соединительные пластины (60), выполненные из композитного материала с керамической матрицей, каждая из которых имеет первый конец, соединенный с внешней металлической оболочкой (40), и второй конец, соединенный с узлом, образованным камерой (10) сгорания и сопловым аппаратом (20) турбины.
7. Турбина по п.6, отличающаяся тем, что вторые концы соединительных пластин (50, 60) жестко скреплены с внутренним или с внешним кольцевыми ободами (52, 62), выполненными из композитного материала с керамической матрицей и соединенными с наружными поверхностями продолжения стенок камеры сгорания, образующими соответственно внутреннюю стенку (22) и внешнюю стенку (23) канала (24) течения газов через сопловой аппарат (20) турбины.
8. Турбина по п.7, отличающаяся тем, что вторые радиальные концы перьев (21) припаяны также к одному (62) из указанных кольцевых ободов.
9. Турбина по п.7, отличающаяся тем, что внутренний обод (52) или внешний обод (62) содержит часть (56, 66), которая совместно с фланцем (36, 46), жестко скрепленным с внутренней металлической оболочкой (30) или с внешней металлической оболочкой (40), удерживает уплотнительную прокладку (37, 47), обеспечивающую герметичность заднего края кольцевого пространства (33, 43), расположенного между узлом, образованным камерой (10) сгорания с сопловым аппаратом (20) турбины, и внутренней или внешней металлической оболочкой.
10. Турбина по п.6, отличающаяся тем, что первые концы внутренних соединительных пластин (50) и внешних соединительных пластин (60) прикреплены непосредственно к внутренней металлической оболочке (30) и к внешней металлической оболочке (40) соответственно.
11. Турбина по п.6, отличающаяся тем, что первые концы внутренних соединительных пластин (50) и внешних соединительных пластин (60) прикреплены соответственно к внутренней металлической оболочке (30) и к внешней металлической оболочке (40) при помощи гибких металлических лапок (70, 80).
12. Турбина по п.11, отличающаяся тем, что гибкие металлические лапки (70, 80) имеют первые концы, соединенные с соединительными пластинами (50, 60), выполненными из композитного материала с керамической матрицей, и вторые концы, жестко скрепленные с ободом (72, 82), прикрепленным к металлической оболочке.
13. Турбина по любому из пп.1-5, отличающаяся тем, что узел, образованный камерой (10) сгорания и сопловым аппаратом (20) турбины, поддерживается внутри металлического корпуса, содержащего внутреннюю металлическую оболочку (30) и внешнюю металлическую оболочку (40), внутренними и внешними соединительными элементами, связывающими указанный узел соответственно с внутренней и внешней оболочками, причем соединительные элементы содержат внутренние металлические соединительные лапки (150) и внешние металлические соединительные лапки (160), каждая из которых имеет первый конец, соединенный соответственно с внутренней металлической оболочкой (30) или с внешней металлической оболочкой (40), и второй конец, соединенный с узлом, образованным камерой (10) сгорания и сопловым аппаратом (20) турбины.
14. Турбина по п.13, отличающаяся тем, что вторые концы металлических соединительных лапок жестко скреплены с разделенными на секторы внутренней металлической полкой (152) или внешней металлической полкой (162), прикрепленными к продолжениям стенок камеры сгорания, образующим соответственно внутреннюю стенку (22) и внешнюю стенку (23) канала (24) течения газов через сопловой аппарат турбины.
15. Турбина по п.14, отличающаяся тем, что разделенные на секторы полки (152, 162) механически соединены с узлом, образованным камерой (10) сгорания и сопловым аппаратом (20) турбины, при помощи винтов (153, 163), проходящих через продолжения стенок камеры сгорания, образующие внутреннюю стенку (22) и внешнюю стенку (23) канала (24) течения газов через сопловой аппарат турбины, и завинченных в перья (21) лопаток.
16. Турбина по п.14, отличающаяся тем, что винты выполнены из металла.
17. Турбина по п.14, отличающаяся тем, что винты выполнены из композитного материала с керамической матрицей.
18. Турбина по п.14, отличающаяся тем, что разделенная на секторы внутренняя металлическая полка (152) или разделенная на секторы внешняя металлическая полка (162) содержит часть (156, 166), которая совместно с фланцем (36, 46), жестко скрепленным с внутренней оболочкой (30) или с внешней оболочкой (40), удерживает уплотнительную прокладку (37, 47), герметизирующую задний край кольцевого пространства (33, 43), расположенного между узлом, образованным камерой (10) сгорания и сопловым аппаратом (20) турбины, и внутренней или внешней металлической оболочкой.
19. Турбина по п.13, отличающаяся тем, что первые концы внутренних металлических соединительных лапок (150) или внешних металлических соединительных лапок (160) жестко скреплены с соответствующим ободом (151, 161), прикрепленным соответственно к внутренней металлической оболочке (30) или к внешней металлической оболочке (40).
20. Турбина по любому из пп.7-12, отличающаяся тем, что для предотвращения разворота соплового аппарата (20) турбины относительно, по меньшей мере, одной из металлических оболочек (30, 40), предусмотрены средства блокировки разворота, отличные от соединительных элементов, обеспечивающие возможность избежать передачи соединительным элементам вращательных усилий, прикладываемых газовым потоком, поступающим из камеры сгорания, к перьям соплового аппарата.
21. Турбина по п.20, отличающаяся тем, что средства блокировки разворота содержат запирающие элементы (38), блокирующие разворот, по меньшей мере, одного из внутреннего кольцевого обода (52) и внешнего кольцевого обода (62) относительно фланца (36, 46), жестко скрепленного с соответствующей внутренней или внешней металлической оболочкой.
22. Турбина по любому из пп.14-19, отличающаяся тем, что для предотвращения разворота соплового аппарата (20) турбины относительно, по меньшей мере, одной из металлических оболочек (30, 40), предусмотрены средства блокировки разворота, отличные от соединительных элементов, обеспечивающие возможность избежать передачи соединительным элементам вращательных усилий, прикладываемых газовым потоком, поступающим из камеры сгорания, к перьям соплового аппарата.
23. Турбина по п.22, отличающаяся тем, что средства блокировки разворота содержат запирающие элементы (38), блокирующие вращение, по меньшей мере, одной из разделенных на секторы внутренней полки (152) и внешней полки (162) относительно фланца (36, 46), жестко скрепленного с соответствующей внутренней или внешней металлической оболочкой.
RU2005117831/06A 2004-06-17 2005-06-09 Турбомашина, сопловой аппарат которой установлен на камере сгорания со стенками из композитного материала RU2392447C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0406598 2004-06-17
FR0406598A FR2871847B1 (fr) 2004-06-17 2004-06-17 Montage d'un distributeur de turbine sur une chambre de combustion a parois en cmc dans une turbine a gaz

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2005117831A true RU2005117831A (ru) 2006-12-20
RU2392447C2 RU2392447C2 (ru) 2010-06-20

Family

ID=34834208

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2005117831/06A RU2392447C2 (ru) 2004-06-17 2005-06-09 Турбомашина, сопловой аппарат которой установлен на камере сгорания со стенками из композитного материала

Country Status (5)

Country Link
US (1) US7249462B2 (ru)
JP (1) JP2006002765A (ru)
FR (1) FR2871847B1 (ru)
GB (1) GB2415229B (ru)
RU (1) RU2392447C2 (ru)

Families Citing this family (87)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
FR2890156A1 (fr) * 2005-08-31 2007-03-02 Snecma Chambre de combustion d'une turbomachine
FR2892181B1 (fr) * 2005-10-18 2008-02-01 Snecma Sa Fixation d'une chambre de combustion a l'interieur de son carter
US7637110B2 (en) * 2005-11-30 2009-12-29 General Electric Company Methods and apparatuses for assembling a gas turbine engine
US7578134B2 (en) * 2006-01-11 2009-08-25 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine engines
US8863528B2 (en) * 2006-07-27 2014-10-21 United Technologies Corporation Ceramic combustor can for a gas turbine engine
US8141370B2 (en) * 2006-08-08 2012-03-27 General Electric Company Methods and apparatus for radially compliant component mounting
EP1903184B1 (en) * 2006-09-21 2019-05-01 Siemens Energy, Inc. Combustion turbine subsystem with twisted transition duct
FR2906350B1 (fr) * 2006-09-22 2009-03-20 Snecma Sa Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine
US8556531B1 (en) * 2006-11-17 2013-10-15 United Technologies Corporation Simple CMC fastening system
FR2920524B1 (fr) * 2007-08-30 2013-11-01 Snecma Turbomachine a chambre annulaire de combustion
US8726675B2 (en) * 2007-09-07 2014-05-20 The Boeing Company Scalloped flexure ring
US20090067917A1 (en) * 2007-09-07 2009-03-12 The Boeing Company Bipod Flexure Ring
JP5088196B2 (ja) * 2008-03-24 2012-12-05 株式会社Ｉｈｉ タービンノズルセグメント
FR2929690B1 (fr) * 2008-04-03 2012-08-17 Snecma Propulsion Solide Chambre de combustion sectorisee en cmc pour turbine a gaz
US8322983B2 (en) * 2008-09-11 2012-12-04 Siemens Energy, Inc. Ceramic matrix composite structure
FR2937098B1 (fr) * 2008-10-15 2015-11-20 Snecma Etancheite entre une chambre de combustion et un distributeur de turbine dans une turbomachine
US9464808B2 (en) * 2008-11-05 2016-10-11 Parker-Hannifin Corporation Nozzle tip assembly with secondary retention device
US8875520B2 (en) * 2008-12-31 2014-11-04 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine device
EP2233835A1 (en) 2009-03-23 2010-09-29 Siemens Aktiengesellschaft Combustion chamber brazed with ceramic inserts
GB0904973D0 (en) * 2009-03-24 2009-05-06 Rolls Royce Plc A casing arrangement
EP2236761A1 (de) * 2009-04-02 2010-10-06 Siemens Aktiengesellschaft Leitschaufelträger
FR2944089B1 (fr) * 2009-04-07 2015-05-22 Snecma Accrochage de chambre annulaire de combustion
US8745989B2 (en) * 2009-04-09 2014-06-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Reverse flow ceramic matrix composite combustor
US9267443B2 (en) 2009-05-08 2016-02-23 Gas Turbine Efficiency Sweden Ab Automated tuning of gas turbine combustion systems
US9354618B2 (en) 2009-05-08 2016-05-31 Gas Turbine Efficiency Sweden Ab Automated tuning of multiple fuel gas turbine combustion systems
US9671797B2 (en) 2009-05-08 2017-06-06 Gas Turbine Efficiency Sweden Ab Optimization of gas turbine combustion systems low load performance on simple cycle and heat recovery steam generator applications
US8437941B2 (en) 2009-05-08 2013-05-07 Gas Turbine Efficiency Sweden Ab Automated tuning of gas turbine combustion systems
US8646276B2 (en) * 2009-11-11 2014-02-11 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine with enhanced cooling
US9284887B2 (en) 2009-12-31 2016-03-15 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine and frame
US9234431B2 (en) * 2010-07-20 2016-01-12 Siemens Energy, Inc. Seal assembly for controlling fluid flow
EP2492444A1 (en) 2011-02-22 2012-08-29 General Electric Company Plating of ceramic matrix composite parts as metal-ceramic joining method in gas turbine hardware
FR2973435B1 (fr) * 2011-03-30 2016-03-04 Snecma Distributeur de turbine en cmc adapte au support d'un carter interne de turbine metallique par un contact axial
US9938900B2 (en) 2011-05-26 2018-04-10 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite turbine exhaust case for a gas turbine engine
US8978388B2 (en) * 2011-06-03 2015-03-17 General Electric Company Load member for transition duct in turbine system
US9335051B2 (en) * 2011-07-13 2016-05-10 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite combustor vane ring assembly
FR2979662B1 (fr) * 2011-09-07 2013-09-27 Snecma Procede de fabrication d'un secteur de distributeur de turbine ou redresseur de compresseur en materiau composite pour turbomachine et turbine ou compresseur incorporant un distributeur ou un redresseur forme de tels secteurs
KR101613096B1 (ko) * 2011-10-24 2016-04-20 제네럴 일렉트릭 테크놀러지 게엠베하 가스 터빈
EP2613080A1 (en) * 2012-01-05 2013-07-10 Siemens Aktiengesellschaft Combustion chamber of an annular combustor for a gas turbine
US9297536B2 (en) * 2012-05-01 2016-03-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor surge retention
US20130318986A1 (en) * 2012-06-05 2013-12-05 General Electric Company Impingement cooled combustor
FR2992018B1 (fr) * 2012-06-15 2016-05-06 Snecma Montage d'un distributeur de turbine haute-pression sur une chambre a combustion d'une turbomachine
EP2692995B1 (en) * 2012-07-30 2017-09-20 Ansaldo Energia IP UK Limited Stationary gas turbine engine and method for performing maintenance work
FR2995344B1 (fr) * 2012-09-10 2014-09-26 Snecma Procede de fabrication d'un carter d'echappement en materiau composite pour moteur a turbine a gaz et carter d'echappement ainsi obtenu
EP2767675A1 (en) 2013-02-15 2014-08-20 Siemens Aktiengesellschaft Through flow ventilation system for a power generation turbine package
US9303871B2 (en) * 2013-06-26 2016-04-05 Siemens Aktiengesellschaft Combustor assembly including a transition inlet cone in a gas turbine engine
JP6228685B2 (ja) 2013-09-11 2017-11-08 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ばねで荷重されシールされるセラミックマトリックス複合材燃焼器ライナ
JP6614407B2 (ja) * 2015-06-10 2019-12-04 株式会社Ｉｈｉ タービン
DE102015212573A1 (de) 2015-07-06 2017-01-12 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammer mit integriertem Turbinenvorleitrad sowie Verfahren zu deren Herstellung
US10648669B2 (en) 2015-08-21 2020-05-12 Rolls-Royce Corporation Case and liner arrangement for a combustor
US10443417B2 (en) * 2015-09-18 2019-10-15 General Electric Company Ceramic matrix composite ring shroud retention methods-finger seals with stepped shroud interface
EP3159505B1 (de) * 2015-10-20 2020-01-08 MTU Aero Engines GmbH Zwischengehàuse für eine gasturbine
JP6429764B2 (ja) * 2015-12-24 2018-11-28 三菱重工航空エンジン株式会社 ガスタービン
US10281153B2 (en) 2016-02-25 2019-05-07 General Electric Company Combustor assembly
US10378771B2 (en) * 2016-02-25 2019-08-13 General Electric Company Combustor assembly
US10816204B2 (en) * 2016-04-12 2020-10-27 Raytheon Technologies Corporation Heat shield with axial retention lock
US10837638B2 (en) 2016-04-12 2020-11-17 Raytheon Technologies Corporation Heat shield with axial retention lock
US20170370583A1 (en) * 2016-06-22 2017-12-28 General Electric Company Ceramic Matrix Composite Component for a Gas Turbine Engine
EP3290806B1 (en) * 2016-09-05 2021-06-23 Ansaldo Energia Switzerland AG Combustor device for a gas turbine engine and gas turbine engine incorporating said combustor device
US10371383B2 (en) * 2017-01-27 2019-08-06 General Electric Company Unitary flow path structure
US10816199B2 (en) * 2017-01-27 2020-10-27 General Electric Company Combustor heat shield and attachment features
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
US10393381B2 (en) 2017-01-27 2019-08-27 General Electric Company Unitary flow path structure
US11118481B2 (en) 2017-02-06 2021-09-14 Raytheon Technologies Corporation Ceramic matrix composite turbine exhaust assembly for a gas turbine engine
US10253643B2 (en) * 2017-02-07 2019-04-09 General Electric Company Airfoil fluid curtain to mitigate or prevent flow path leakage
US10370990B2 (en) 2017-02-23 2019-08-06 General Electric Company Flow path assembly with pin supported nozzle airfoils
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
US10378373B2 (en) * 2017-02-23 2019-08-13 General Electric Company Flow path assembly with airfoils inserted through flow path boundary
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
US10385731B2 (en) * 2017-06-12 2019-08-20 General Electric Company CTE matching hanger support for CMC structures
US10711637B2 (en) * 2017-06-15 2020-07-14 General Electric Company Turbine component assembly
US10697326B2 (en) * 2017-06-15 2020-06-30 General Electric Company Turbine component assembly
US10808575B2 (en) * 2017-06-15 2020-10-20 General Electric Company Turbine component assembly
US11480338B2 (en) * 2017-08-23 2022-10-25 General Electric Company Combustor system for high fuel/air ratio and reduced combustion dynamics
US10746035B2 (en) 2017-08-30 2020-08-18 General Electric Company Flow path assemblies for gas turbine engines and assembly methods therefore
US11402097B2 (en) 2018-01-03 2022-08-02 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US11181005B2 (en) * 2018-05-18 2021-11-23 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine assembly with mid-vane outer platform gap
US20210003284A1 (en) * 2019-07-03 2021-01-07 United Technologies Corporation Combustor mounting structures for gas turbine engines
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
CN114791109B (zh) * 2022-04-14 2023-09-05 中国航发沈阳发动机研究所 一种带进气斗的陶瓷基复合材料火焰筒
CN115523512B (zh) * 2022-10-10 2023-09-26 台州学院 一种冲压发动机被动热防护式燃烧室结构

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB695724A (en) * 1950-08-01 1953-08-19 Rolls Royce Improvements in or relating to structural elements for axial-flow turbo-machines such as compressors or turbines of gas-turbine engines
US3608310A (en) * 1966-06-27 1971-09-28 Gen Motors Corp Turbine stator-combustor structure
US4076451A (en) * 1976-03-05 1978-02-28 United Technologies Corporation Ceramic turbine stator
DE2647301A1 (de) * 1976-10-20 1978-05-11 Rosenthal Technik Ag Steckverbindung von leitorganen fuer gasfoermige und fluessige stroemungsmedien
DE2849747A1 (de) * 1978-11-16 1980-05-29 Volkswagenwerk Ag Aus keramischen werkstoffen bestehender axial-leitschaufelkranz fuer gasturbinen
JPS5679602U (ru) * 1979-11-22 1981-06-27
US4643636A (en) * 1985-07-22 1987-02-17 Avco Corporation Ceramic nozzle assembly for gas turbine engine
US6000906A (en) * 1997-09-12 1999-12-14 Alliedsignal Inc. Ceramic airfoil
FR2785664B1 (fr) * 1998-11-05 2001-02-02 Snecma Echangeur de chaleur en materiau composite et procede pour sa fabrication
US6397603B1 (en) * 2000-05-05 2002-06-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Conbustor having a ceramic matrix composite liner
FR2825780B1 (fr) * 2001-06-06 2003-08-29 Snecma Moteurs Architecure de chambre de combustion de turbomachine en materiau a matrice ceramique
FR2825781B1 (fr) * 2001-06-06 2004-02-06 Snecma Moteurs Montage elastique de chambre ce combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique
FR2825785B1 (fr) * 2001-06-06 2004-08-27 Snecma Moteurs Liaison de chambre de combustion cmc de turbomachine en deux parties
FR2825783B1 (fr) * 2001-06-06 2003-11-07 Snecma Moteurs Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine par pattes brasees
FR2825779B1 (fr) * 2001-06-06 2003-08-29 Snecma Moteurs Chambre de combustion munie d'un systeme de fixation de fond de chambre
FR2825787B1 (fr) * 2001-06-06 2004-08-27 Snecma Moteurs Montage de chambre de combustion cmc de turbomachine par viroles de liaison souples
US6543996B2 (en) * 2001-06-28 2003-04-08 General Electric Company Hybrid turbine nozzle
JP3978766B2 (ja) * 2001-11-12 2007-09-19 株式会社Ｉｈｉ バンド部付きセラミックス基複合部材とその製造方法
FR2833197B1 (fr) * 2001-12-06 2004-02-27 Snecma Moteurs Procede de fabrication d'un anneau aubage
US6648597B1 (en) * 2002-05-31 2003-11-18 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite turbine vane
US6775985B2 (en) * 2003-01-14 2004-08-17 General Electric Company Support assembly for a gas turbine engine combustor
FR2855249B1 (fr) * 2003-05-20 2005-07-08 Snecma Moteurs Chambre de combustion ayant une liaison souple entre un fond de chambre et une paroi de chambre

Also Published As

Publication number Publication date
GB2415229A (en) 2005-12-21
GB2415229B (en) 2009-07-08
JP2006002765A (ja) 2006-01-05
FR2871847B1 (fr) 2006-09-29
RU2392447C2 (ru) 2010-06-20
US20060010879A1 (en) 2006-01-19
FR2871847A1 (fr) 2005-12-23
US7249462B2 (en) 2007-07-31
GB0511384D0 (en) 2005-07-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2005117831A (ru) Газовая турбина, сопловой аппарат которой установлен на камере сгорания со стенками из композитного материала
RU2005117834A (ru) Газовая турбина, сопловой аппарат, который герметично связан с одним из концов камеры сгорания
RU2368790C2 (ru) Газовая турбина с камерой сгорания, прикрепленной к сопловому аппарату
RU2310795C2 (ru) Газовая турбина с камерой сгорания, выполненной из композитного материала
US9328926B2 (en) Segmented combustion chamber head
JP5484474B2 (ja) タービンエンジンにおける燃焼室とタービンディストリビュータとの間のシーリング
US5762472A (en) Gas turbine engine shroud seals
CN107407484B (zh) 燃烧器以及燃气涡轮
RU2470169C2 (ru) Турбомашина с диффузором
US20210293201A1 (en) Exhaust cone with flexible attachment
US7600970B2 (en) Ceramic matrix composite vane seals
JP6490199B2 (ja) ガスタービンエンジンの燃焼器用の音響減衰システム
CN107013257A (zh) 涡轮的带槽的弧形片密封件
RU2004119903A (ru) Спрямляющий лопаточный аппарат компрессора авиационного двигателя с приклеенными лопатками
US20080145217A1 (en) Method for securing a stator assembly
RU2008149138A (ru) Герметизация полости ступицы выпускного картера в газотурбинном двигателе
RU2010142493A (ru) Направляющий сопловый аппарат турбины для газотурбинного двигателя
CA2466795A1 (en) Combined exhaust duct and mixer for a gas turbine engine
US20060230763A1 (en) Combustor and cap assemblies for combustors in a gas turbine
RU2007116860A (ru) Корпус газовой турбины для размещения ее компонента
RU2007104723A (ru) Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя с тангенциальными щелями
JP2003021334A (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
RU2007135200A (ru) Статор турбины газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
RU2007102521A (ru) Узел неподвижных направляющих лопаток для распределения по секторам в компрессоре газотурбинного двигателя
CN107250491A (zh) 衰减装置、燃烧器以及燃气轮机

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner