RU2006136873A - Усовершенствование характеристик камеры сгорания при помощи мультиперфорирования ее стенок - Google Patents

Усовершенствование характеристик камеры сгорания при помощи мультиперфорирования ее стенок Download PDF

Info

Publication number
RU2006136873A
RU2006136873A RU2006136873/06A RU2006136873A RU2006136873A RU 2006136873 A RU2006136873 A RU 2006136873A RU 2006136873/06 A RU2006136873/06 A RU 2006136873/06A RU 2006136873 A RU2006136873 A RU 2006136873A RU 2006136873 A RU2006136873 A RU 2006136873A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
holes
annular wall
cooling
wall
combustion chamber
Prior art date
Application number
RU2006136873/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2413134C2 (ru
Inventor
Даниель БЕРНЬЕ (FR)
Даниель БЕРНЬЕ
Жан-Мишель КАМПЬЕН (FR)
Жан-Мишель КАМПЬЕН
Стефан ТУШО (FR)
Стефан ТУШО
Original Assignee
Снекма (Fr)
Снекма
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 (Fr), Снекма filed Critical Снекма (Fr)
Publication of RU2006136873A publication Critical patent/RU2006136873A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2413134C2 publication Critical patent/RU2413134C2/ru

Links

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
    • F23R3/002—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
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • 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
    • F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Claims (6)

1. Кольцевая стенка (6, 8) камеры сгорания (4) газотурбинного двигателя, содержащая холодную сторону (6а, 8а) и горячую сторону (6b, 8b), причем упомянутая стенка снабжена множеством первичных отверстий (18) и множеством отверстий разжижения (20) для обеспечения проникновения воздуха, движущегося с холодной стороны (6а, 8а) упомянутой стенки (6, 8) на упомянутую горячую сторону (6b, 8b) для обеспечения сгорания и разжижения смеси топлива с воздухом, причем упомянутые первичные отверстия (18) и упомянутые отверстия разжижения (20) распределены вдоль окружных рядов; и множеством отверстий охлаждения (22), предназначенных для обеспечения проникновения воздуха, движущегося с холодной стороны (6а, 8а) стенки (6, 8) на ее горячую сторону (6b, 8b), для сформирования пленки охлаждающего воздуха вдоль упомянутой стенки, причем упомянутые отверстия охлаждения (22) распределены вдоль множества окружных рядов, отстоящих один от другого в осевом направлении на некоторое расстояние, и количество этих отверстий охлаждения (22) является одинаковым в каждом из упомянутых рядов, отличающаяся тем, что эта кольцевая стенка дополнительно содержит множество отверстий перфорации (24), располагающихся непосредственно позади по потоку от упомянутых первичных отверстий (18) и упомянутых отверстий разжижения (20) и распределенных вдоль множества окружных рядов, причем эти отверстия перфорации (24), принадлежащие одному и тому же ряду, имеют по существу одинаковый диаметр (d2), отстоят друг от друга на некоторый постоянный шаг (р2) и обладают характеристиками, отличающимися от соответствующих характеристик упомянутых отверстий охлаждения (22), располагающихся в смежных рядах.
2. Кольцевая стенка по п.1, отличающаяся тем, что количество отверстий перфорации (24), располагающихся в одном и том же ряду, отличается от количества отверстий охлаждения (22), располагающихся в смежных рядах.
3. Кольцевая стенка по п.1, отличающаяся тем, что угол наклона отверстий перфорации (24), располагающихся в одном и том же ряду, по отношению к направлению (N), перпендикулярному поверхности соответствующей стенки, отличается от угла наклона отверстий охлаждения (22), располагающихся в смежных рядах.
4. Кольцевая стенка по п.1, отличающаяся тем, что диаметр (d2) отверстий перфорации (24), располагающихся в одном и том же ряду, отличается от диаметра отверстий охлаждения (22), располагающихся в смежных рядах.
5. Камера сгорания (4) газотурбинного двигателя, содержащая по меньшей мере одну кольцевую стенку (6, 8) в соответствии с любым из пп.1-4.
6. Газотурбинный двигатель, содержащий камеру сгорания (4), имеющую по меньшей мере одну кольцевую стенку (6, 8) в соответствии с любым из пп.1-4.
RU2006136873/06A 2005-10-18 2006-10-17 Усовершенствование характеристик камеры сгорания при помощи мультиперфорирования ее стенок RU2413134C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0510584 2005-10-18
FR0510584A FR2892180B1 (fr) 2005-10-18 2005-10-18 Amelioration des perfomances d'une chambre de combustion par multiperforation des parois

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2006136873A true RU2006136873A (ru) 2008-04-27
RU2413134C2 RU2413134C2 (ru) 2011-02-27

Family

ID=36263914

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2006136873/06A RU2413134C2 (ru) 2005-10-18 2006-10-17 Усовершенствование характеристик камеры сгорания при помощи мультиперфорирования ее стенок

Country Status (4)

Country Link
US (1) US7748222B2 (ru)
EP (1) EP1777458B1 (ru)
FR (1) FR2892180B1 (ru)
RU (1) RU2413134C2 (ru)

Families Citing this family (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7614235B2 (en) * 2005-03-01 2009-11-10 United Technologies Corporation Combustor cooling hole pattern
US8171634B2 (en) * 2007-07-09 2012-05-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of producing effusion holes
US7905094B2 (en) * 2007-09-28 2011-03-15 Honeywell International Inc. Combustor systems with liners having improved cooling hole patterns
FR2922629B1 (fr) * 2007-10-22 2009-12-25 Snecma Chambre de combustion a dilution optimisee et turbomachine en etant munie
FR2922630B1 (fr) * 2007-10-22 2015-11-13 Snecma Paroi de chambre de combustion a dilution et refroidissement optimises,chambre de combustion et turbomachine en etant munies
US8616004B2 (en) * 2007-11-29 2013-12-31 Honeywell International Inc. Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors
US8127554B2 (en) * 2007-11-29 2012-03-06 Honeywell International Inc. Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors
US8056342B2 (en) * 2008-06-12 2011-11-15 United Technologies Corporation Hole pattern for gas turbine combustor
US8091367B2 (en) * 2008-09-26 2012-01-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor with improved cooling holes arrangement
US8438856B2 (en) * 2009-03-02 2013-05-14 General Electric Company Effusion cooled one-piece can combustor
FR2972027B1 (fr) * 2011-02-25 2013-03-29 Snecma Chambre annulaire de combustion de turbomachine comprenant des orifices de dilution ameliores
FR2974162B1 (fr) * 2011-04-14 2018-04-13 Safran Aircraft Engines Virole de tube a flamme dans une chambre de combustion de turbomachine
FR2975465B1 (fr) * 2011-05-19 2018-03-09 Safran Aircraft Engines Paroi pour chambre de combustion de turbomachine comprenant un agencement optimise d'orifices d'entree d'air
US9062884B2 (en) 2011-05-26 2015-06-23 Honeywell International Inc. Combustors with quench inserts
FR2981733B1 (fr) * 2011-10-25 2013-12-27 Snecma Module de chambre de combustion de turbomachine d'aeronef et procede de conception de celui-ci
FR2982008B1 (fr) * 2011-10-26 2013-12-13 Snecma Paroi annulaire de chambre de combustion a refroidissement ameliore au niveau des trous primaires et de dilution
FR2991028B1 (fr) * 2012-05-25 2014-07-04 Snecma Virole de chambre de combustion de turbomachine
US10260748B2 (en) * 2012-12-21 2019-04-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor with tailored temperature profile
EP2971966B1 (en) * 2013-03-15 2017-04-19 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine combustor liner
WO2014149081A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-25 Rolls-Royce Corporation Counter swirl doublet combustor
WO2015126501A2 (en) 2013-12-06 2015-08-27 United Technologies Corporation Co-swirl orientation of combustor effusion passages for gas turbine engine combustor
US20160178199A1 (en) * 2014-12-17 2016-06-23 United Technologies Corporation Combustor dilution hole active heat transfer control apparatus and system
FR3035707B1 (fr) * 2015-04-29 2019-11-01 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion coudee d'une turbomachine
US10670267B2 (en) * 2015-08-14 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Combustor hole arrangement for gas turbine engine
GB201518345D0 (en) * 2015-10-16 2015-12-02 Rolls Royce Combustor for a gas turbine engine
JP6026028B1 (ja) * 2016-03-10 2016-11-16 三菱日立パワーシステムズ株式会社 燃焼器用パネル、燃焼器、燃焼装置、ガスタービン、及び燃焼器用パネルの冷却方法
DE102016219424A1 (de) * 2016-10-06 2018-04-12 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammeranordnung einer Gasturbine sowie Fluggasturbine
US11015529B2 (en) 2016-12-23 2021-05-25 General Electric Company Feature based cooling using in wall contoured cooling passage
US20180266687A1 (en) * 2017-03-16 2018-09-20 General Electric Company Reducing film scrubbing in a combustor
US10816202B2 (en) 2017-11-28 2020-10-27 General Electric Company Combustor liner for a gas turbine engine and an associated method thereof
US11255543B2 (en) 2018-08-07 2022-02-22 General Electric Company Dilution structure for gas turbine engine combustor
DE102019105442A1 (de) * 2019-03-04 2020-09-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zur Herstellung eines Triebwerksbauteils mit einer Kühlkanalanordnung und Triebwerksbauteil
EP3848556A1 (en) * 2020-01-13 2021-07-14 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine engine having a transition piece with inclined cooling holes
CN116202106B (zh) * 2023-03-08 2024-05-03 中国科学院工程热物理研究所 一种气膜孔与掺混孔耦合设计的发动机燃烧室火焰筒结构

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1493144A (fr) * 1966-08-19 1967-08-25 Lucas Industries Ltd Perfectionnements aux appareils de combustion pour moteurs de turbines à gaz
US3572031A (en) * 1969-07-11 1971-03-23 United Aircraft Corp Variable area cooling passages for gas turbine burners
GB1492049A (en) * 1974-12-07 1977-11-16 Rolls Royce Combustion equipment for gas turbine engines
US4244178A (en) * 1978-03-20 1981-01-13 General Motors Corporation Porous laminated combustor structure
US4180972A (en) * 1978-06-08 1980-01-01 General Motors Corporation Combustor support structure
US4269032A (en) * 1979-06-13 1981-05-26 General Motors Corporation Waffle pattern porous material
US4302940A (en) * 1979-06-13 1981-12-01 General Motors Corporation Patterned porous laminated material
US4296606A (en) * 1979-10-17 1981-10-27 General Motors Corporation Porous laminated material
US5241827A (en) * 1991-05-03 1993-09-07 General Electric Company Multi-hole film cooled combuster linear with differential cooling
US5261223A (en) * 1992-10-07 1993-11-16 General Electric Company Multi-hole film cooled combustor liner with rectangular film restarting holes
FR2733582B1 (fr) * 1995-04-26 1997-06-06 Snecma Chambre de combustion comportant une multiperforation d'inclinaison axiale et tangentielle variable
US6192689B1 (en) * 1998-03-18 2001-02-27 General Electric Company Reduced emissions gas turbine combustor
US6474070B1 (en) * 1998-06-10 2002-11-05 General Electric Company Rich double dome combustor
US6145319A (en) * 1998-07-16 2000-11-14 General Electric Company Transitional multihole combustion liner
US6205789B1 (en) * 1998-11-13 2001-03-27 General Electric Company Multi-hole film cooled combuster liner
US6434821B1 (en) * 1999-12-06 2002-08-20 General Electric Company Method of making a combustion chamber liner
US6427446B1 (en) * 2000-09-19 2002-08-06 Power Systems Mfg., Llc Low NOx emission combustion liner with circumferentially angled film cooling holes
US6408629B1 (en) * 2000-10-03 2002-06-25 General Electric Company Combustor liner having preferentially angled cooling holes
US6620457B2 (en) * 2001-07-13 2003-09-16 General Electric Company Method for thermal barrier coating and a liner made using said method
US6513331B1 (en) * 2001-08-21 2003-02-04 General Electric Company Preferential multihole combustor liner
US7093439B2 (en) * 2002-05-16 2006-08-22 United Technologies Corporation Heat shield panels for use in a combustor for a gas turbine engine
US7216485B2 (en) * 2004-09-03 2007-05-15 General Electric Company Adjusting airflow in turbine component by depositing overlay metallic coating
US7895841B2 (en) * 2006-07-14 2011-03-01 General Electric Company Method and apparatus to facilitate reducing NOx emissions in turbine engines

Also Published As

Publication number Publication date
US20070084219A1 (en) 2007-04-19
FR2892180A1 (fr) 2007-04-20
EP1777458A1 (fr) 2007-04-25
EP1777458B1 (fr) 2015-08-12
RU2413134C2 (ru) 2011-02-27
US7748222B2 (en) 2010-07-06
FR2892180B1 (fr) 2008-02-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2006136873A (ru) Усовершенствование характеристик камеры сгорания при помощи мультиперфорирования ее стенок
JP4124585B2 (ja) 選択的に傾斜させた冷却孔を有する燃焼器ライナ
CA2664056C (en) Combustor with improved cooling holes arrangement
US7373778B2 (en) Combustor cooling with angled segmented surfaces
WO2013060987A3 (fr) Paroi annulaire de chambre de combustion à refroidissement amélioré au niveau des trous primaires et/ou de dilution
US7886541B2 (en) Wall elements for gas turbine engine combustors
RU2006106378A (ru) Узел жаровой трубы камеры сгорания и узел камеры сгорания
US8220273B2 (en) Cooling structure for gas turbine combustor
US6655149B2 (en) Preferential multihole combustor liner
AU606224B2 (en) Gas-cooled flameholder assembly
US20110185739A1 (en) Gas turbine combustors with dual walled liners
EP1098141A1 (en) Wall elements for gas turbine engine combustors
JP2003114023A5 (ru)
JP2010526274A (ja) それを貫通した一様でない直径を有するガスタービン燃焼器ライナのための冷却孔
JP2013234836A5 (ja) 混合機構を有する多管燃料ノズル
US20120036856A1 (en) Dimpled/grooved face on a fuel injection nozzle body for flame stabilization and related method
RU2017145251A (ru) Кольцевая стенка камеры сгорания с оптимизированным охлаждением
RU2005107793A (ru) Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя
CA2939289C (en) Single skin combustor with heat transfer enhancement
US9222672B2 (en) Combustor liner cooling assembly
EP2975323B1 (en) An annular combustion chamber wall arrangement
JP3443009B2 (ja) 低ＮＯｘ燃焼器
JP2010196917A (ja) 燃焼器及びガスタービン
RU2002133943A (ru) Камера сгорания
RU2004122603A (ru) Турбинный двигатель внутреннего сгорания

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner