RU2413134C2 - Усовершенствование характеристик камеры сгорания при помощи мультиперфорирования ее стенок - Google Patents
Усовершенствование характеристик камеры сгорания при помощи мультиперфорирования ее стенок Download PDFInfo
- Publication number
- RU2413134C2 RU2413134C2 RU2006136873/06A RU2006136873A RU2413134C2 RU 2413134 C2 RU2413134 C2 RU 2413134C2 RU 2006136873/06 A RU2006136873/06 A RU 2006136873/06A RU 2006136873 A RU2006136873 A RU 2006136873A RU 2413134 C2 RU2413134 C2 RU 2413134C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- holes
- wall
- orifices
- cooling
- combustion chamber
- Prior art date
Links
Images
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)
Abstract
Кольцевая стенка камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит холодную и горячую стороны. Стенка снабжена множеством первичных отверстий, множеством отверстий разжижения для обеспечения проникновения воздуха, движущегося с холодной стороны стенки, на горячую сторону для обеспечения сгорания и разжижения смеси топлива с воздухом, и множеством отверстий охлаждения, предназначенных для обеспечения проникновения воздуха, движущегося с холодной стороны стенки, на ее горячую сторону для сформирования пленки охлаждающего воздуха вдоль упомянутой стенки. Первичные отверстия и отверстия разжижения распределены вдоль окружных рядов. Отверстия охлаждения распределены вдоль множества окружных рядов, отстоящих один от другого в осевом направлении на некоторое расстояние, и количество этих отверстий охлаждения является одинаковым в каждом из упомянутых рядов. Кольцевая стенка дополнительно содержит множество отверстий перфорации, располагающихся непосредственно позади по потоку от первичных отверстий и отверстий разжижения и распределенных вдоль множества окружных рядов. Отверстия перфорации, принадлежащие одному и тому же ряду, имеют, по существу, одинаковый диаметр, отстоят друг от друга на некоторый постоянный шаг и обладают характеристиками, отличающимися от соответствующих характеристик упомянутых отверстий охлаждения, располагающихся в смежных рядах. Изобретение направлено на снижение стоимости и времени изготовления кольцевой стенки камеры сгорания. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Область техники
Предлагаемое изобретение относится в целом к области конструирования камер сгорания газотурбинных двигателей. Более конкретно предлагаемое изобретение относится к кольцевой стенке камеры сгорания, охлаждаемой при помощи способа так называемого "мультиперфорирования".
Предшествующий уровень техники
В обычной конструкции газотурбинного двигателя его кольцевая камера сгорания образована внутренней кольцевой стенкой и наружной кольцевой стенкой, которые в своей передней по потоку части связаны между собой при помощи поперечной стенки, образующей донную часть этой камеры сгорания.
Эти внутренняя и наружная стенки камеры сгорания снабжены, каждая, множеством различных отверстий и проемов, позволяющих обеспечить возможность для воздуха, движущегося вокруг этой камеры сгорания, проникать в ее внутреннюю полость.
Таким образом, эти так называемые "первичные" отверстия и так называемые отверстия "разжижения" сформированы в упомянутых стенках для того, чтобы направлять воздух во внутреннюю полость камеры сгорания. Воздух, проходящий через упомянутые первичные отверстия, способствует формированию смеси топлива с воздухом, которая затем воспламеняется и сгорает в камере сгорания, тогда как воздух, поступающий через упомянутые отверстия разжижения, предназначен для того, чтобы содействовать разжижению этой смеси топлива с воздухом.
Внутренняя и наружная стенки камеры сгорания, которые обычно бывают изготовлены из металла, подвергаются воздействию высоких температур, определяемых температурой газов, образующихся в результате сгорания смеси топлива с воздухом. Для того чтобы обеспечить охлаждение этих стенок в таких условиях, выполняются дополнительные отверстия, называемые обычно отверстиями мультиперфорации и также проходящие сквозь упомянутые стенки на всей их поверхности. Эти отверстия мультиперфорации позволяют воздуху, движущемуся снаружи от камеры сгорания, проникать во внутреннюю полость этой камеры сгорания, образуя вдоль ее стенок пленки охлаждающего воздуха.
На практике было установлено, что та зона внутренней и наружной стенок, которая располагается непосредственно позади по потоку от каждого из первичных отверстий и каждого из отверстий разжижения, обеспечивается лишь небольшим уровнем охлаждения, что связано с опасностью образования трещин, практически всегда возникающих в этом случае.
Для того чтобы решить эту проблему, в патенте US 6145319 предлагается формировать переходные отверстия в той зоне упомянутых стенок, которая располагается непосредственно позади по потоку от каждого из первичных отверстий и каждого из отверстий разжижения, причем эти переходные отверстия имеют угол наклона, больший, чем угол наклона отверстий мультиперфорации. Однако, поскольку в данном случае речь идет о локализованной обработке, это техническое решение требует значительных материальных и временных затрат.
Раскрытие изобретения
Таким образом, задача данного изобретения состоит в том, чтобы устранить отмеченные выше недостатки и предложить кольцевую стенку камеры сгорания, снабженную дополнительными отверстиями, предназначенными для охлаждения зон, располагающихся непосредственно позади по потоку от первичных отверстий и от отверстий разжижения.
Для решения этой задачи предлагается кольцевая стенка камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащая холодную сторону и горячую сторону, причем стенка снабжена множеством первичных отверстий и множеством отверстий разжижения, предназначенных для проникновения воздуха, движущегося от холодной стороны стенки, на ее горячую сторону с обеспечением горения и разжижения смеси топлива с воздухом, причем упомянутые первичные отверстия и упомянутые отверстия разжижения распределены вдоль окружных рядов, и множеством отверстий охлаждения, предназначенных для проникновения воздуха, движущегося с холодной стороны стенки, на ее горячую сторону для формирования пленки охлаждающего воздуха вдоль упомянутой стенки, причем эти отверстия охлаждения распределены вдоль множества окружных рядов, отстоящих один от другого в осевом направлении на некоторое расстояние, и количество этих отверстий охлаждения является идентичным в каждом ряду, отличающаяся тем, что эта кольцевая стенка дополнительно содержит множество отверстий перфорации, располагающихся непосредственно позади по потоку от упомянутых первичных отверстий и упомянутых отверстий разжижения и распределенных вдоль множества окружных рядов, причем эти отверстия перфорации, принадлежащие одному и тому же ряду, имеют, по существу, одинаковый диаметр, отстоят друг от друга на некоторый постоянный шаг и имеют характеристики, отличающиеся от соответствующих характеристик отверстий охлаждения, располагающихся в смежных рядах.
В данном случае под характеристиками, присущими упомянутым отверстиям перфорации, следует понимать их количество, наклон и диаметр этих отверстий. Наличие отверстий перфорации, имеющих присущие им характеристики, отличные от соответствующих характеристик отверстий охлаждения, и располагающихся непосредственно позади по потоку от первичных отверстий и от отверстий разжижения, позволяет обеспечить эффективное охлаждение этих зон. Таким образом, устраняется риск образования трещин. Кроме того, специфические отверстия перфорации распределены вдоль окружных рядов, имеют один и тот же диаметр и отстоят друг от друга на некоторый постоянный шаг, что существенно облегчает выполнение операций их изготовления и приводит, таким образом, к снижению стоимости и сроков изготовления упомянутой стенки.
В соответствии с одним из способов реализации предлагаемого изобретения количество отверстий перфорации в одном и том же ряду может быть отличным от количества отверстий охлаждения, располагающихся в смежных рядах.
В соответствии с другим способом реализации предлагаемого изобретения наклон отверстий перфорации в одном и том же ряду по отношению к направлению, перпендикулярному к поверхности стенки, может быть отличным от наклона отверстий охлаждения, располагающихся в смежных рядах.
В соответствии с еще одним способом реализации предлагаемого изобретения диаметр отверстий перфорации в одном и том же ряду может быть отличным от диаметра отверстий охлаждения, располагающихся в смежных рядах.
Объектом предлагаемого изобретения также является камера сгорания и газотурбинный двигатель (имеющий камеру сгорания), содержащие кольцевую стенку типа той, которая была определена выше.
Краткое описание чертежей
Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из описания, не являющегося ограничительным, примера его реализации, приводимого со ссылками, где даются ссылки на приведенные в приложении чертежи, в числе которых:
Фиг.1 представляет собой вид в продольном разрезе камеры сгорания газотурбинного двигателя среди окружающих ее элементов этого двигателя;
Фиг.2 представляет собой частичный и развернутый в плоскость вид одной из кольцевых стенок камеры сгорания, показанной на фиг.1, выполненной в соответствии с одним из способов реализации предлагаемого изобретения;
Фиг.3 представляет собой вид в разрезе по плоскости III-III, показанной на фиг.2.
Подробное описание варианта реализации изобретения
На фиг.1 схематически представлена камера сгорания газотурбинного двигателя. Такой газотурбинный двигатель содержит, в частности, участок сжатия (не показанный на приведенных в приложении чертежах), в котором воздух подвергается сжатию перед тем, как быть поданным в кожух 2 камеры сгорания, а затем в собственно камеру сгорания 4, размещенную внутри этого кожуха.
Сжатый воздух поступает в камеру сгорания и смешивается там с топливом перед тем, как полученная таким образом смесь будет воспламенена и сгорит. При этом газы, образующиеся в результате сгорания упомянутой смеси, направляются к турбине высокого давления 5, располагающейся на выходе из камеры сгорания 4.
Камера сгорания 4 в данном случае представляет собой камеру сгорания кольцевого типа. Она образована внутренней кольцевой стенкой 6 и наружной кольцевой стенкой 8, которые соединены между собой в передней по потоку части при помощи поперечной стенки 10, образующей донную часть этой камеры сгорания.
Внутренняя стенка 6 и наружная стенка 8 проходят вдоль продольной оси Х-Х, слегка наклоненной по отношению к продольной оси Y-Y данного газотурбинного двигателя. Донная часть 10 камеры сгорания снабжена множеством отверстий 12, в которых установлены топливные форсунки 14.
Кожух 2 камеры сгорания, который образован внутренней оболочкой 2а и наружной оболочкой 2b, формирует, вместе с этой камерой сгорания 4, кольцевое пространство 16, в которое поступает сжатый воздух, предназначенный для обеспечения горения топлива, а также для разжижения смеси топлива с воздухом и для охлаждения этой камеры сгорания.
Внутренняя стенка 6 и наружная стенка 8 представляют, каждая, холодную сторону 6а, 8а, располагающуюся со стороны упомянутого кольцевого пространства 16, в котором движется сжатый воздух, и горячую сторону 6b, 8b, ориентированную в направлении внутрь камеры сгорания 4 (см. фиг.3).
Камера сгорания 4 подразделяется на так называемую "первичную" зону (или зону горения) и так называемую "вторичную" зону (или зону разжижения), располагающуюся по потоку позади упомянутой первичной зоны (в данном случае выражение "позади по потоку" следует понимать по отношению к общему направлению течения газов, образующихся в результате сгорания смеси топлива с воздухом во внутренней полости камеры сгорания).
Воздух, который поступает в первичную зону камеры сгорания 4, вводится в эту камеру через один или несколько окружных рядов первичных отверстий 18, выполненных во внутренней стенке 6 и наружной стенке 8 камеры сгорания. Что касается воздуха, поступающего во вторичную зону камеры сгорания, то он проходит через множество отверстий разжижения 20, также сформированных во внутренней стенке 6 и в наружной стенке 8. Эти отверстия разжижения 20 располагаются на одной линии вдоль одного или нескольких окружных рядов, которые смещены в осевом направлении назад по потоку по отношению к рядам первичных отверстий 18.
Первичные отверстия 18 и отверстия разжижения 20 распределены на внутренней стенке 6 и на наружной стенке 8 камеры сгорания вдоль рядов, проходящих по всей длине окружности упомянутых стенок.
Для обеспечения охлаждения внутренней стенки 6 и наружной стенки 8 камеры сгорания, которые подвергаются воздействию высоких температур, присущих газообразным продуктам сгорания топлива, предусматривается множество отверстий охлаждения 22 (см. фиг.2 и 3).
Эти отверстия 22, которые обеспечивают охлаждение стенок 6, 8 в результате мультиперфорации, распределены вдоль множества окружных рядов, отстоящих друг от друга на некоторое расстояние в осевом направлении. Эти окружные ряды отверстий мультиперфорации покрывают практически всю поверхность стенок 6 и 8 камеры сгорания.
Количество отверстий охлаждения 22 и диаметр d1 этих отверстий идентичны в каждом из рядов. Шаг р1, характеризующий расстояние между двумя соседними отверстиями 22 одного и того же ряда, также является идентичным для всего этого ряда. В то же время смежные ряды отверстий охлаждения располагаются таким образом, чтобы отверстия 22 были размещены в шахматном порядке, как это показано на фиг.1.
Как это можно видеть на фиг.3, отверстия охлаждения 22 обычно имеют некоторый угол наклона α по отношению к перпендикуляру N к той части кольцевой поверхности 6, 8, сквозь которую эти отверстия проходят. Этот наклон на угол α позволяет воздуху, проходящему через эти отверстия, формировать воздушную пленку вдоль горячей стороны 6b, 8b кольцевых стенок 6, 8. По сравнению с отверстиями, не имеющими такого наклона, этот наклон позволяет также увеличить поверхность кольцевой стенки, которая подвергается охлаждению.
Кроме того, упомянутый наклон отверстий охлаждения 22 на угол α ориентирован таким образом, чтобы сформированная с помощью этих отверстий воздушная пленка растекалась в направлении течения газообразных продуктов горения внутри камеры сгорания (это направление схематически показано стрелкой на фиг.3).
В качестве примера можно отметить, что для кольцевой стенки 6, 8, изготовленной из металла или из керамического материала и имеющей толщину в диапазоне от 0,8 мм до 3,5 мм, диаметр d1 отверстий охлаждения 22 может иметь величину в диапазоне от 0,3 мм до 1 мм, шаг р1 может иметь величину в диапазоне от 1 до 10 мм и угол наклона α этих отверстий может иметь величину в диапазоне от -80° до +80°. Для сравнения можно сказать, что для кольцевой стенки, имеющей те же самые характеристики, первичные отверстия 18 и отверстия разжижения 20 имеют диаметр, величина которого заключена в диапазоне примерно от 5 мм до 20 мм.
В соответствии с предлагаемым изобретением каждая кольцевая стенка 6, 8 камеры сгорания дополнительно содержит множество отверстий перфорации 24, которые располагаются непосредственно позади по потоку от первичных отверстий 18 и отверстий разжижения 20 и которые распределены вдоль окружных рядов.
Эти отверстия перфорации 24, принадлежащие одному и тому же ряду, имеют, по существу, идентичный диаметр d2, отстоят друг от друга на некоторый постоянный шаг р2 и обладают присущими им характеристиками, отличными от соответствующих характеристик отверстий охлаждения 22, располагающихся в смежных рядах.
Таким образом, для каждого первичного отверстия 18 и каждого отверстия разжижения 20 эти отверстия перфорации 24 распределены вдоль одного или нескольких рядов (например, от 1 до 3 рядов), которые располагаются по потоку непосредственно позади упомянутых отверстий 18, 20.
Характеристики, присущие этим отверстиям перфорации 24, отличаются от соответствующих характеристик отверстий охлаждения 22 и это означает, что количество отверстий перфорации в одном и том же ряду отличается от количества отверстий охлаждения в одном и том же ряду и/или угол наклона этих отверстий перфорации в одном и том же ряду по отношению к перпендикуляру N к поверхности стенки 6, 8 отличается от соответствующего угла наклона отверстий охлаждения, и/или диаметр d2 отверстий перфорации в одном и том же ряду отличается от диаметра d1 отверстий охлаждения 22. Здесь следует отметить, что три эти характеристики, присущие отверстиям перфорации 24, могут суммироваться.
Таким образом, в соответствии с возможным примером реализации предлагаемого изобретения количество отверстий перфорации 24 в одном и том же ряду и на всей окружности данной стенки может иметь величину порядка 860 единиц при том, что количество отверстий охлаждения 22 имеет величину порядка 576 единиц.
В соответствии с другим примером реализации, схематически проиллюстрированным на фиг.3, угол наклона отверстий перфорации 24 по отношению к перпендикуляру N к соответствующим поверхностям стенок 6, 8 является нулевым (это означает, что отверстия перфорации выполнены, по существу, перпендикулярными по отношению к поверхности стенок), тогда как угол наклона α отверстий охлаждения 22 по отношению к тому же самому перпендикуляру имеет величину в диапазоне от 30° до 70°.
Как уже было сказано выше, отверстия перфорации 24, принадлежащие одному и тому же ряду, имеют некоторый идентичный диаметр d2 и отстоят друг от друга на некоторый постоянный шаг р2. Такие отверстия перфорации обычно реализуются при помощи лазера с использованием специальной машины, программируемой в функции положения каждого из подлежащих реализации отверстий перфорации. Характеристики отверстий перфорации в соответствии с предлагаемым изобретением позволяют также существенно упростить, по сравнению с локализованной обработкой упомянутых поверхностей (в соответствии с которой эти отверстия перфорации реализуются только в непосредственной близости от каждого из первичных отверстий и отверстий разжижения), программирование упомянутой машины и, соответственно, снизить стоимость и время изготовления.
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.
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 RU2006136873A (ru) | 2008-04-27 |
RU2413134C2 true 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)
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)
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 |
-
2005
- 2005-10-18 FR FR0510584A patent/FR2892180B1/fr active Active
-
2006
- 2006-09-18 EP EP06120816.1A patent/EP1777458B1/fr active Active
- 2006-10-10 US US11/544,554 patent/US7748222B2/en active Active
- 2006-10-17 RU RU2006136873/06A patent/RU2413134C2/ru active
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 |
US7748222B2 (en) | 2010-07-06 |
RU2006136873A (ru) | 2008-04-27 |
FR2892180B1 (fr) | 2008-02-01 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2413134C2 (ru) | Усовершенствование характеристик камеры сгорания при помощи мультиперфорирования ее стенок | |
JP6177785B2 (ja) | 一次孔および/または希釈孔のレベルで冷却を改善した燃焼室の環状壁 | |
US7874138B2 (en) | Segmented annular combustor | |
US20080271457A1 (en) | Cooling Holes For Gas Turbine Combustor Having A Non-Uniform Diameter Therethrough | |
JP4433529B2 (ja) | 多穴膜冷却燃焼器ライナ | |
US7412834B2 (en) | Annular combustion chamber for a turbomachine with an improved inner fastening flange | |
US8544277B2 (en) | Turbulated aft-end liner assembly and cooling method | |
US8061141B2 (en) | Combustor assembly including one or more resonator assemblies and process for forming same | |
JP2810056B2 (ja) | ガスタービンエンジンの燃焼器 | |
US10753283B2 (en) | Combustor heat shield cooling hole arrangement | |
CN107683391B (zh) | 具有优化冷却的燃烧室的环形壁 | |
US9933161B1 (en) | Combustor dome heat shield | |
US20040079083A1 (en) | Liner for a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity | |
US20150159878A1 (en) | Combustion system for a gas turbine engine | |
GB2332743A (en) | Swirler with decoupled centrebody | |
JP2007211774A (ja) | 多穿孔の穴が設けられた燃焼チャンバの横断壁 | |
US4222230A (en) | Combustor dome assembly | |
RU2005107793A (ru) | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя | |
EA002319B1 (ru) | Система сгорания газотурбинного двигателя | |
US6705088B2 (en) | Advanced crossfire tube cooling scheme for gas turbine combustors | |
JPH04283315A (ja) | 燃焼器ライナー | |
KR102335092B1 (ko) | 바이어스 유출물 냉각을 갖는 연소 라이너 | |
US6968672B2 (en) | Collar for a combustion chamber of a gas turbine engine | |
US20070157618A1 (en) | Methods and apparatus for assembling gas turbine engines | |
JPH0230409B2 (ru) |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |