RU2007104608A - Камера сгорания для газотурбинного двигателя - Google Patents
Камера сгорания для газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2007104608A RU2007104608A RU2007104608/06A RU2007104608A RU2007104608A RU 2007104608 A RU2007104608 A RU 2007104608A RU 2007104608/06 A RU2007104608/06 A RU 2007104608/06A RU 2007104608 A RU2007104608 A RU 2007104608A RU 2007104608 A RU2007104608 A RU 2007104608A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- chamber according
- slots
- hole
- holes
- Prior art date
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
- F23R3/02—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
- F23D—BURNERS
- F23D2211/00—Thermal dilatation prevention or compensation
-
- 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
- F23R2900/00005—Preventing fatigue failures or reducing mechanical stress in gas turbine components
-
- 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)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Laser Beam Processing (AREA)
Claims (16)
1. Камера сгорания газотурбинного двигателя, например авиационного турбореактивного или турбовинтового двигателя, содержащая стенки (14, 16), представляющие собой коаксиальные тела вращения, которые проходят одна внутри другой и которые связаны на своих передних по потоку концах посредством кольцевой донной стенки (18) камеры сгорания, причем внутренняя (14) и наружная (16) стенки содержат отверстия (52, 54) для входа первичного воздуха и входа воздуха разбавления, сформированные посредством штамповки и содержащие кромки (66), выступающие во внутреннюю полость камеры (10) сгорания, отличающаяся тем, что камера сгорания содержит средства релаксации или уменьшения механических напряжений в кромках (66) или в непосредственной близости от этих кромок по меньшей мере для части отверстий, причем средства релаксации или уменьшения механических напряжений содержат для каждого отверстия одну, две или три щели (80, 90, 100, 110), сформированные в кромке (66) или вокруг части кромки упомянутого отверстия (52, 54), причем каждая из щелей связана, по меньшей мере одним из своих концов, с отверстием, предназначенным для остановки распространения трещин.
2. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что щели (80, 90, 100) проходят от кромок (66) соответствующих отверстий до отверстий остановки распространения трещин.
3. Камера сгорания по п.2, отличающаяся тем, что щели (80, 90, 100), выполненные в кромке отверстия, являются симметричными по отношению к плоскости, проходящей через ось (68) этого отверстия и через продольную ось (34) камеры сгорания.
4. Камера сгорания по п.2, отличающаяся тем, что щели (80), выполненные в кромке (66) отверстия, равномерно распределены вокруг оси (68) этого отверстия.
5. Камера сгорания по п.2, отличающаяся тем, что щели (80, 90, 100) являются прямолинейными или имеют искривленную форму.
6. Камера сгорания по п.2, отличающаяся тем, что щели (110) сформированы вокруг части кромок отверстий (52, 54) и содержат на каждом из своих концов отверстие (112), предназначенное для остановки распространения трещин.
7. Камера сгорания по п.5, отличающаяся тем, что часть каждой щели (110) имеет волнистую форму и имеет тройную кривизну.
8. Камера сгорания по п.5, отличающаяся тем, что часть каждой щели (110) сформирована в виде дуги окружности, центрированной на оси (68) упомянутого отверстия.
9. Камера сгорания по п.7, отличающаяся тем, что концевые части щели (110), сформированной вокруг кромки (66) отверстия, ориентированы в направлении наружу по отношению к оси (68) этого отверстия.
10. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что щели (80, 90, 100, 110) и отверстия (82, 92, 102, 112), предназначенные для остановки распространения трещин, ориентированы по существу параллельно линиям расположения отверстий микроперфорации (88), сформированных в стенках камеры сгорания для ее охлаждения.
11. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что отверстия (82, 92, 102, 112), предназначенные для остановки распространения трещин, имеют диаметр в диапазоне около от 1 мм до 2 мм.
12. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что щели (80, 90, 100, 110) имеют ширину менее 1 мм, и, например 0,5 мм.
13. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что щели и/или отверстия, предназначенные для остановки распространения трещин, сформированы при помощи лазерного резания.
14. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что по меньшей мере часть отверстий (52, 54) для входа воздуха, имеют овальную форму, большая ось которой (72) расположена в плоскости параллельной или перпендикулярной продольной оси (34) камеры сгорания.
15. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что большие стороны отверстий (52, 54) расположены в зонах, в наибольшей степени подверженных образованию надрывов или трещин.
16. Газотурбинный двигатель, например авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, отличающийся тем, что двигатель содержит камеру (10) сгорания, выполненную в соответствии с п.1.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0601097A FR2897143B1 (fr) | 2006-02-08 | 2006-02-08 | Chambre de combustion d'une turbomachine |
| FR0601097 | 2006-02-08 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007104608A true RU2007104608A (ru) | 2008-08-20 |
| RU2457400C2 RU2457400C2 (ru) | 2012-07-27 |
Family
ID=37106971
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007104608/06A RU2457400C2 (ru) | 2006-02-08 | 2007-02-06 | Камера сгорания для газотурбинного двигателя |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7942005B2 (ru) |
| EP (1) | EP1818613B1 (ru) |
| JP (1) | JP4982203B2 (ru) |
| CN (1) | CN101016997B (ru) |
| CA (1) | CA2577507C (ru) |
| FR (1) | FR2897143B1 (ru) |
| RU (1) | RU2457400C2 (ru) |
Families Citing this family (34)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2920032B1 (fr) * | 2007-08-13 | 2014-08-22 | Snecma | Diffuseur d'une turbomachine |
| US8127554B2 (en) * | 2007-11-29 | 2012-03-06 | Honeywell International Inc. | Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors |
| US8616004B2 (en) * | 2007-11-29 | 2013-12-31 | Honeywell International Inc. | Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors |
| US8091367B2 (en) * | 2008-09-26 | 2012-01-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor with improved cooling holes arrangement |
| US8640464B2 (en) * | 2009-02-23 | 2014-02-04 | Williams International Co., L.L.C. | Combustion system |
| US8171740B2 (en) * | 2009-02-27 | 2012-05-08 | Honeywell International Inc. | Annular rich-quench-lean gas turbine combustors with plunged holes |
| US8141365B2 (en) * | 2009-02-27 | 2012-03-27 | Honeywell International Inc. | Plunged hole arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors |
| FR2948988B1 (fr) * | 2009-08-04 | 2011-12-09 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine comprenant des orifices d'entree d'air ameliores |
| US8739546B2 (en) * | 2009-08-31 | 2014-06-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine combustor with quench wake control |
| FR2953907B1 (fr) * | 2009-12-11 | 2012-11-02 | Snecma | Chambre de combustion pour turbomachine |
| FR2972027B1 (fr) * | 2011-02-25 | 2013-03-29 | Snecma | Chambre annulaire de combustion de turbomachine comprenant des orifices de dilution ameliores |
| US8794544B2 (en) * | 2011-06-06 | 2014-08-05 | General Electric Company | Combustor nozzle and method for modifying the combustor nozzle |
| US9322554B2 (en) * | 2011-07-29 | 2016-04-26 | United Technologies Corporation | Temperature mixing enhancement with locally co-swirling quench jet pattern for gas turbine engine combustor |
| US9145778B2 (en) * | 2012-04-03 | 2015-09-29 | General Electric Company | Combustor with non-circular head end |
| WO2014149081A1 (en) * | 2013-03-15 | 2014-09-25 | Rolls-Royce Corporation | Counter swirl doublet combustor |
| US9709274B2 (en) * | 2013-03-15 | 2017-07-18 | Rolls-Royce Plc | Auxetic structure with stress-relief features |
| EP3022421B1 (en) * | 2013-07-17 | 2020-03-04 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine comprising a cooling airflow conduit |
| EP4242520A3 (en) | 2013-10-24 | 2023-11-01 | RTX Corporation | Combustor for gas turbine engine with quench jet pattern |
| RU2581267C2 (ru) * | 2013-11-12 | 2016-04-20 | Федеральное государственное бюджетное научное учреждение "Всероссийский научно-исследовательский институт электрификации сельского хозяйства" (ФГБНУ ВИЭСХ) | Устройство камеры сгорания с регулируемым завихрителем для микро газотурбинного двигателя, где турбиной и компрессором является турбокомпрессор от двс |
| EP3032174B1 (en) * | 2014-12-10 | 2019-11-06 | Rolls-Royce Corporation | Counter-swirl doublet combustor with plunged holes |
| US20160178199A1 (en) * | 2014-12-17 | 2016-06-23 | United Technologies Corporation | Combustor dilution hole active heat transfer control apparatus and system |
| GB201514390D0 (en) * | 2015-08-13 | 2015-09-30 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber and a combustion chamber segment |
| FR3045137B1 (fr) * | 2015-12-11 | 2018-05-04 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion de turbomachine |
| JP6763519B2 (ja) * | 2016-03-31 | 2020-09-30 | 三菱パワー株式会社 | 燃焼器およびガスタービン |
| US10197279B2 (en) * | 2016-06-22 | 2019-02-05 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbine engine |
| US11022313B2 (en) | 2016-06-22 | 2021-06-01 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbine engine |
| US10941939B2 (en) * | 2017-09-25 | 2021-03-09 | General Electric Company | Gas turbine assemblies and methods |
| US10816202B2 (en) * | 2017-11-28 | 2020-10-27 | General Electric Company | Combustor liner for a gas turbine engine and an associated method thereof |
| CN107975822B (zh) * | 2017-12-19 | 2023-03-14 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种燃气轮机的燃烧室及使用其的燃气轮机 |
| US20200041127A1 (en) * | 2018-08-01 | 2020-02-06 | General Electric Company | Dilution Structure for Gas Turbine Engine Combustor |
| US11255543B2 (en) | 2018-08-07 | 2022-02-22 | General Electric Company | Dilution structure for gas turbine engine combustor |
| CN110736109B (zh) * | 2019-09-29 | 2021-01-08 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种有利于燃烧室出口温场调节的火焰筒 |
| US11965653B2 (en) | 2021-06-23 | 2024-04-23 | General Electric Company | Dilution air inlets with notched tip and slotted tail for combustor |
| CN116221774A (zh) * | 2021-12-06 | 2023-06-06 | 通用电气公司 | 用于燃烧器衬里的变化的稀释孔设计 |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE1066385B (de) * | 1956-11-21 | 1959-10-01 | Rolls-Royce Limited, Derby (Großbritannien) | Brennanlage von Gastufbmenaggregaten |
| GB1391442A (en) * | 1971-07-02 | 1975-04-23 | Lucas Industries Ltd | Flame tubes |
| JPS591932B2 (ja) * | 1977-09-28 | 1984-01-14 | 三菱重工業株式会社 | ガスタ−ビン燃焼器 |
| DE2932318A1 (de) * | 1979-08-09 | 1981-02-26 | Motoren Turbinen Union | Brennkammer fuer gasturbinentriebwerke mit einrichtungen zur flammrohrwandkuehlung |
| SU1036121A1 (ru) * | 1981-07-16 | 1984-05-30 | Московский Ордена Ленина Авиационный Институт Им.Серго Орджоникидзе | Камера сгорани газотурбинного двигател |
| JPS6158572U (ru) * | 1984-09-19 | 1986-04-19 | ||
| US5138841A (en) * | 1990-01-23 | 1992-08-18 | The Commonwealth Of Australia | Gas turbine engines |
| US5222357A (en) * | 1992-01-21 | 1993-06-29 | Westinghouse Electric Corp. | Gas turbine dual fuel nozzle |
| GB2287310B (en) * | 1994-03-01 | 1997-12-03 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine combustor heatshield |
| JP3733576B2 (ja) * | 1995-06-20 | 2006-01-11 | 石川島播磨重工業株式会社 | 二重ライナの端部構造 |
| GB2306594B (en) * | 1995-10-25 | 1999-05-26 | Europ Gas Turbines Ltd | Means for interconnecting and sealing two tubular structures |
| US6260359B1 (en) * | 1999-11-01 | 2001-07-17 | General Electric Company | Offset dilution combustor liner |
| DE10020598A1 (de) * | 2000-04-27 | 2002-03-07 | Rolls Royce Deutschland | Gasturbinenbrennkammer mit Zuleitungsöffnungen |
| US6553767B2 (en) * | 2001-06-11 | 2003-04-29 | General Electric Company | Gas turbine combustor liner with asymmetric dilution holes machined from a single piece form |
| US6681577B2 (en) * | 2002-01-16 | 2004-01-27 | General Electric Company | Method and apparatus for relieving stress in a combustion case in a gas turbine engine |
| US7093439B2 (en) * | 2002-05-16 | 2006-08-22 | United Technologies Corporation | Heat shield panels for use in a combustor for a gas turbine engine |
-
2006
- 2006-02-08 FR FR0601097A patent/FR2897143B1/fr active Active
-
2007
- 2007-01-30 EP EP07290121.8A patent/EP1818613B1/fr active Active
- 2007-02-02 US US11/670,519 patent/US7942005B2/en active Active
- 2007-02-05 JP JP2007025124A patent/JP4982203B2/ja active Active
- 2007-02-06 RU RU2007104608/06A patent/RU2457400C2/ru active
- 2007-02-08 CN CN2007100879042A patent/CN101016997B/zh active Active
- 2007-02-08 CA CA2577507A patent/CA2577507C/fr active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2007212126A (ja) | 2007-08-23 |
| EP1818613B1 (fr) | 2018-10-10 |
| CA2577507C (fr) | 2015-10-13 |
| CA2577507A1 (fr) | 2007-08-08 |
| FR2897143A1 (fr) | 2007-08-10 |
| US20070193248A1 (en) | 2007-08-23 |
| FR2897143B1 (fr) | 2012-10-05 |
| RU2457400C2 (ru) | 2012-07-27 |
| EP1818613A1 (fr) | 2007-08-15 |
| CN101016997A (zh) | 2007-08-15 |
| EP1818613A8 (fr) | 2007-09-26 |
| JP4982203B2 (ja) | 2012-07-25 |
| CN101016997B (zh) | 2010-08-18 |
| US7942005B2 (en) | 2011-05-17 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2007104608A (ru) | Камера сгорания для газотурбинного двигателя | |
| US8529193B2 (en) | Gas turbine engine components with improved film cooling | |
| US10107108B2 (en) | Rotor blade having a flared tip | |
| US8833515B2 (en) | Method for the production of a sound absorber, especially for a gas turbine exhaust cone | |
| US10018053B2 (en) | Turbine blade cooling structure | |
| US10443396B2 (en) | Turbine component cooling holes | |
| US9650900B2 (en) | Gas turbine engine components with film cooling holes having cylindrical to multi-lobe configurations | |
| CA2545618C (en) | Cooled support boss for a combustor in a gas turbine engine | |
| EP3194850B1 (en) | Acoustic damping system for a combustor of a gas turbine engine | |
| RU2007127557A (ru) | Узел диффузор-выпрямитель для турбомашины | |
| EP3088674A1 (en) | Rotor blade and corresponding gas turbine | |
| JP2005180432A (ja) | 成形後縁部柱脚を備えた翼形部 | |
| US20140227103A1 (en) | Turbine blade with contoured chamfered squealer tip | |
| US10309228B2 (en) | Impingement insert for a gas turbine engine | |
| US20170130598A1 (en) | Turbine airfoil cooling system with spanwise extending fins | |
| JP2019002397A (ja) | ターボ機械冷却システム | |
| US10273904B2 (en) | Fairing for a mixer of a nozzle of a dual-flow turbomachine | |
| EP3441568B1 (en) | Turbomachine impingement cooling insert | |
| JP2016538458A (ja) | 内部冷却系を有する横方向に延在するスナッバを備えたタービン翼 | |
| EP3330486B1 (en) | Impingement insert for a gas turbine engine | |
| US10458252B2 (en) | Cooling passages for a gas path component of a gas turbine engine | |
| JP2013096408A (ja) | 翼形部及びそれを製造する方法 | |
| US11280214B2 (en) | Gas turbine engine component | |
| US20180016915A1 (en) | Turbomachine component having a platform cavity with a stress reduction feature | |
| CA2973442A1 (en) | Support structure for radial inlet of gas turbine engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |