RU2421663C2 - Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя с чередованием креплений и газотурбинный двигатель - Google Patents
Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя с чередованием креплений и газотурбинный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2421663C2 RU2421663C2 RU2007104730/06A RU2007104730A RU2421663C2 RU 2421663 C2 RU2421663 C2 RU 2421663C2 RU 2007104730/06 A RU2007104730/06 A RU 2007104730/06A RU 2007104730 A RU2007104730 A RU 2007104730A RU 2421663 C2 RU2421663 C2 RU 2421663C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- chamber
- fairing
- fasteners
- combustion chamber
- gas turbine
- 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
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
-
- 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
- F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
-
- 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
- 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
-
- 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
- F23R2900/00017—Assembling combustion chamber liners or subparts
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)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
- Details Of Aerials (AREA)
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
Abstract
Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя образована внутренней и наружной продольными стенками, соединенными на входе поперечным дном камеры, и содержит моноблочный обтекатель, закрывающий упомянутое дно камеры. Каждая из продольных стенок вставлена между соответствующими фланцами дна камеры и обтекателя. Продольные стенки, дно камеры и обтекатель соединены между собой при помощи множества первых креплений только между продольными стенками и дном камеры, чередующихся с множеством вторых креплений, отличных от первых креплений, только между продольными стенками и обтекателем. Количество первых креплений между продольными стенками и дном камеры соответствует количеству вторых креплений между продольными стенками и обтекателем. Изобретение направлено на создание камеры сгорания, позволяющей легко осуществлять сборку и обладающей достаточной гибкостью, чтобы избежать образования трещин, сохраняя при этом надежность затяжки. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к области кольцевых камер сгорания для газотурбинного двигателя, оборудованных моноблочными обтекателями для защиты систем впрыска топлива.
Как правило, кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя содержит две продольные кольцевые стенки (наружная стенка и внутренняя стенка), соединенные на входе поперечной стенкой, образующей дно камеры. Пример такой камеры сгорания раскрыт в публикации GB 2263733.
В частности, настоящее изобретение касается камер сгорания, которые содержат также моноблочный обтекатель, установленный перед дном камеры. Обтекатель позволяет, в частности, предохранять системы впрыска топлива, установленные на дне камеры.
Соединение этих различных элементов камеры сгорания осуществляют при помощи болтовых соединений, выполненных на уровне внутренней и наружной стенок. В частности, дно камеры и обтекатель содержат внутренний фланец и наружный фланец, на которых при помощи болтового соединения крепят соответственно внутреннюю стенку и наружную стенку камеры сгорания, причем эти продольные стенки вставляют между обтекателем и дном камеры. Таким образом, одни и те же болтовые соединения одновременно проходят через одну из продольных стенок, дно камеры и обтекатель камеры сгорания.
На практике такой тип архитектуры камеры сгорания создает много проблем. В частности, различные элементы камеры сгорания имеют большие заводские допуски, что приводит к наложению допусков друг на друга, вследствие чего во время сборки камеры сгорания эти элементы плохо стыкуются между собой, не позволяя осуществить надежное затягивание между фланцами. Действительно, часть затягивания, используемая для деформирования камеры, вычитается из усилия реакции между этими компонентами. Когда это усилие реакции уменьшается, усилие, необходимое для скольжения деталей относительно друг друга, снижается. Поэтому требуется дополнительный момент затяжки для выборки зазоров, возникающих из-за заводских допусков, и для сохранения соответственно хорошего усилия затяжки для прохождения усилий скольжения в соединении. Вследствие этого во время работы вибрации, возникающие при сгорании газов внутри камеры сгорания, приводят к образованию трещин на уровне болтовых соединений в обтекателе и/или дне камеры. Такие трещины сказываются особенно отрицательно на сроке службы камеры сгорания.
В связи с вышеизложенным задачей настоящего изобретения является устранение недостатков, присущих известным устройствам путем создания архитектуры кольцевой камеры сгорания, позволяющей легко осуществлять сборку и обладающей достаточной гибкостью, чтобы избежать образования трещин, сохраняя при этом надежность затяжки.
Таким образом, согласно первому объекту настоящего изобретения создана кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, образованная внутренней и наружной продольными стенками, соединенными на входе поперечным дном камеры, и содержащая моноблочный обтекатель, закрывающий упомянутое дно камеры, при этом каждая из продольных стенок вставлена между соответствующими фланцами дна камеры и обтекателя, при этом продольные стенки, дно камеры и обтекатель соединены между собой при помощи множества первых креплений только между продольными стенками и дном камеры, чередующихся с множеством вторых креплений, отличных от первых креплений, только между продольными стенками и обтекателем.
Чередование крепления продольных стенок на дне камеры и обтекателе камеры сгорания позволяет уменьшить наложение друг на друга заводских допусков этих элементов на одну треть. В результате получают меньшую жесткость соединения и лучшую стыковку между этими элементами во время сборки камеры, что снижает опасность образования трещин.
Кроме того, решение, которое заключалось в сокращении заводских допусков элементов камеры сгорания, оказывается гораздо более дорогим, чем решение в соответствии с настоящим изобретением.
Предпочтительно количество первых креплений между продольными стенками и дном камеры соответствует количеству вторых креплений между продольными стенками и обтекателем.
Предпочтительно первые крепления между внутренней продольной стенкой и дном камеры расположены напротив вторых креплений между наружной продольной стенкой и обтекателем, а вторые крепления между внутренней продольной стенкой и обтекателем размещены напротив первых креплений между наружной продольной стенкой и дном камеры. Такая конструкция позволяет избежать любой цикличной асимметрии гибкости и жесткости в азимутальном направлении и, следовательно, избежать любых разрушительных явлений, которые могут возникнуть от вибрационного воздействия камеры сгорания во время ее работы.
Фланцы дна камеры предпочтительно содержат пазы, выполненные на уровне вторых креплений между продольными стенками и обтекателем. Точно также фланцы обтекателя предпочтительно содержат пазы, выполненные на уровне первых креплений между продольными стенками и дном камеры. Наличие пазов облегчает сборку камеры сгорания.
Согласно второму объекту изобретения создан газотурбинный двигатель, содержащий описанную выше кольцевую камеру сгорания.
Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, приводимого со ссылками на прилагаемые чертежи, иллюстрирующие неограничительный пример выполнения. На чертежах:
Фиг.1 - вид в продольном разрезе камеры сгорания газотурбинного двигателя в соответствии с настоящим изобретением;
Фиг.2 - частичный вид в изометрии камеры сгорания, показанной на фиг.1, до сборки;
Фиг.3 - частичный вид в изометрии камеры сгорания, показанной на фиг.2, после сборки; и
Фиг.4 - схематичный вид камеры сгорания, показанной на фиг.1, иллюстрирующий местонахождение различных креплений между ее элементами.
На фиг.1-4 показана камера сгорания газотурбинного двигателя в соответствии с настоящим изобретением.
Такой газотурбинный двигатель, например авиационный газотурбинный двигатель, содержит ступень сжатия (не показана), в которой воздух сжимается, а затем нагнетается в картер 2 камеры, затем в установленную в нем камеру 4 сгорания.
Сжатый воздух попадает в камеру сгорания и смешивается с топливом, а затем смесь сгорает в камере сгорания. Газы, получаемые в результате этого сгорания, направляются в турбину 5 высокого давления, расположенную на выходе камеры сгорания.
Камера 4 сгорания является камерой кольцевого типа. Она образована внутренней кольцевой стенкой 6 и наружной кольцевой стенкой 8, которые соединяются на входе (относительно направления потока газов в камере сгорания) поперечной кольцевой стенкой 10, образующей дно камеры.
Камера сгорания содержит также кольцевой моноблочный (то есть выполненный в виде единой детали) обтекатель 12, закрывающий дно 10 камеры.
Продольные стенки 6, 8 камеры сгорания расположены вдоль продольной оси Х-Х, которая имеет небольшой наклон относительно продольной оси Y-Y газотурбинного двигателя, как показано на фиг.1.
Настоящее изобретение применяется также к камерам сгорания, продольные стенки которых не имеют наклона относительно продольной оси газотурбинного двигателя.
Кроме того, дно 10 камеры и обтекатель 12 содержит множество отверстий, соответственно 14 и 15, для прохождения систем 18 впрыска топлива.
Основные элементы камеры сгорания (а именно: продольные стенки 6, 8, дно 10 камеры и обтекатель 12) соединены между собой при помощи множества креплений 20, равномерно распределенных по всей окружности камеры сгорания, каждое из которых содержит винт 20а и затяжную гайку 20b.
В частности, как показано на фиг.2 и 3, дно 10 камеры содержит внутренний фланец 22 и наружный фланец 24, выполненные в продольном направлении в сторону входа, и каждый из которых содержит отверстия, соответственно 22а и 24а, для прохождения крепежных винтов 20а.
Точно также моноблочный обтекатель 12 содержит внутренний фланец 26 и наружный фланец 28, выполненные в продольном направлении в сторону выхода, и каждый из которых содержит отверстия, соответственно 26а и 28а, для прохождения крепежных винтов 20а.
Что же касается продольных стенок 6, 8 камеры сгорания, то они тоже содержат на своем переднем конце множество отверстий, соответственно 6а и 8а, для прохождения крепежных винтов 20а.
Соединение этих элементов камеры сгорания осуществляют, вставляя продольные стенки 6, 8 между соответствующими фланцами дна 10 камеры и обтекателя 12, как показано на фиг.1 и 3. Весь узел крепится крепежными винтами 20а, на которых затягивают гайки 20b.
Согласно изобретению продольные стенки 6, 8, дно 10 камеры и обтекатель 12 соединяют поочередно и попарно при помощи креплений 20.
Иначе говоря, как показано на фиг.4, крепления 20 для соединения этих элементов распределены на две группы: первая группа креплений 20′ стягивает только продольные стенки 6, 8 и соответствующие фланцы 22, 24 дна 10 камеры, а вторая группа креплений 20″ стягивает только продольные стенки 6, 8 и соответствующие фланцы 26, 28 обтекателя 12, при этом крепления 20″ второй группы выполнены отдельно от креплений 20′ первой группы и чередуются с ними.
Таким образом, каждое из креплений 20′, 20″, принадлежащих этим группам, проходит только через два из элементов, образующих камеру 4 сгорания, а именно либо через одну из продольных стенок 6, 8 и соответствующий фланец 22, 24 дна 10 камеры, либо через одну из продольных стенок 6, 8 и соответствующий фланец 26, 28 обтекателя 12.
Согласно предпочтительному отличительному признаку настоящего изобретения, показанному на фиг.4, предусмотрено столько же креплений 20′, относящихся к первой группе (то есть креплений между продольными стенками 6, 8 и дном 10 камеры), сколько и креплений 20″, относящихся ко второй группе (то есть креплений между продольными стенками 6, 8 и обтекателем 12). Например, для каждой группы может быть предусмотрено восемь креплений.
Кроме того, необходимо отметить, что для обеспечения чередования креплений 20′, 20″, принадлежащих каждой группе, которое было бы равномерным по всей окружности камеры сгорания, необходимо иметь четное число креплений.
Согласно другому предпочтительному отличительному признаку настоящего изобретения, показанному на фиг.4, крепления 20′ между внутренней продольной стенкой 6 и дном 10 камеры расположены напротив креплений 20″ между наружной продольной стенкой 8 и обтекателем 12, а крепления 20″ между внутренней продольной стенкой 6 и обтекателем 12 находятся напротив креплений 20′ между наружной продольной стенкой 8 и дном 10 камеры.
Выражение «находятся напротив» означает, что крепления находятся на одной линии и имеют одно радиальное направление относительно продольной оси Y-Y газотурбинного двигателя, как показано на фиг.4.
Согласно еще одному предпочтительному отличительному признаку настоящего изобретения внутренний фланец 22 и наружный фланец 24 дна 10 камеры содержат пазы, соответственно 30 и 32, выполненные на уровне креплений 20″ между продольными стенками 6, 8 и обтекателем 12.
Точно также внутренний фланец 26 и наружный фланец 28 обтекателя 12 содержат пазы, соответственно 34 и 36, выполненные на уровне креплений 20′ между продольными стенками 6, 8 и дном 10 камеры.
Наличие таких пазов 30-36 на фланцах дна камеры и обтекателя облегчает соединение этих двух элементов камеры сгорания. Указанные пазы имеют размеры, достаточные для прохождения винтов 20а и гаек 20b креплений.
Claims (6)
1. Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, образованная внутренней и наружной продольными стенками, соединенными на входе поперечным дном камеры, и содержащая моноблочный обтекатель, закрывающий упомянутое дно камеры, при этом каждая из продольных стенок вставлена между соответствующими фланцами дна камеры и обтекателя, отличающаяся тем, что продольные стенки, дно камеры и обтекатель соединены между собой при помощи множества первых креплений только между продольными стенками и дном камеры, чередующихся с множеством вторых креплений, отличных от первых креплений, только между продольными стенками и обтекателем.
2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что содержит количество первых креплений между продольными стенками и дном камеры, соответствует количеству вторых креплений между продольными стенками и обтекателем.
3. Камера по п.1, отличающаяся тем, что первые крепления между внутренней продольной стенкой и дном камеры расположены напротив вторых креплений между наружной продольной стенкой и обтекателем, а вторые крепления между внутренней продольной стенкой и обтекателем размещены напротив первых креплений между наружной продольной стенкой и дном камеры.
4. Камера по п.1, отличающаяся тем, что фланцы дна камеры содержат пазы, выполненные на уровне вторых креплений между продольными стенками и обтекателем.
5. Камера по п.1, отличающаяся тем, что фланцы обтекателя содержат пазы, выполненные на уровне первых креплений между продольными стенками и дном камеры.
6. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что содержит кольцевую камеру сгорания по любому из пп.1-5.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0650446 | 2006-02-08 | ||
FR0650446A FR2897145B1 (fr) | 2006-02-08 | 2006-02-08 | Chambre de combustion annulaire de turbomachine a fixations alternees. |
FR650446 | 2006-02-08 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2007104730A RU2007104730A (ru) | 2008-08-20 |
RU2421663C2 true RU2421663C2 (ru) | 2011-06-20 |
Family
ID=37102104
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007104730/06A RU2421663C2 (ru) | 2006-02-08 | 2007-02-07 | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя с чередованием креплений и газотурбинный двигатель |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7757495B2 (ru) |
EP (1) | EP1818614B1 (ru) |
CN (1) | CN101016998A (ru) |
CA (1) | CA2577523C (ru) |
FR (1) | FR2897145B1 (ru) |
RU (1) | RU2421663C2 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2600829C2 (ru) * | 2011-06-08 | 2016-10-27 | Турбомека | Кольцевая камера сгорания для турбомашины |
RU186956U1 (ru) * | 2018-07-16 | 2019-02-11 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя |
Families Citing this family (25)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2909748B1 (fr) * | 2006-12-07 | 2009-07-10 | Snecma Sa | Fond de chambre, procede de realisation de celui-ci, chambre de combustion le comportant et turboreacteur en etant equipe |
FR2910115B1 (fr) * | 2006-12-19 | 2012-11-16 | Snecma | Deflecteur pour fond de chambre de combustion, chambre de combustion en etant equipee et turboreacteur les comportant |
FR2914399B1 (fr) * | 2007-03-27 | 2009-10-02 | Snecma Sa | Carenage pour fond de chambre de combustion. |
CN102203388B (zh) * | 2008-10-30 | 2015-11-25 | 电力技术发展基金公司 | 环形边界层气体涡轮机 |
US9416970B2 (en) * | 2009-11-30 | 2016-08-16 | United Technologies Corporation | Combustor heat panel arrangement having holes offset from seams of a radially opposing heat panel |
FR2964725B1 (fr) * | 2010-09-14 | 2012-10-12 | Snecma | Carenage aerodynamique pour fond de chambre de combustion |
FR2965604B1 (fr) * | 2010-10-05 | 2013-04-19 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine |
CH705514A1 (de) * | 2011-09-05 | 2013-03-15 | Alstom Technology Ltd | Gaskanal für eine Gasturbine sowie Gasturbine mit einem solchen Gaskanal. |
US8893382B2 (en) * | 2011-09-30 | 2014-11-25 | General Electric Company | Combustion system and method of assembling the same |
FR3015639B1 (fr) * | 2013-12-20 | 2018-08-31 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion dans une turbomachine |
FR3017693B1 (fr) * | 2014-02-19 | 2019-07-26 | Safran Helicopter Engines | Chambre de combustion de turbomachine |
FR3020865B1 (fr) * | 2014-05-12 | 2016-05-20 | Snecma | Chambre annulaire de combustion |
US10801729B2 (en) * | 2015-07-06 | 2020-10-13 | General Electric Company | Thermally coupled CMC combustor liner |
DE102015224990A1 (de) * | 2015-12-11 | 2017-06-14 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Verfahren zur Montage einer Brennkammer eines Gasturbinentriebwerks |
GB201613110D0 (en) | 2016-07-29 | 2016-09-14 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber |
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 |
US11131458B2 (en) * | 2018-04-10 | 2021-09-28 | Delavan Inc. | Fuel injectors for turbomachines |
US11015812B2 (en) * | 2018-05-07 | 2021-05-25 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Combustor bolted segmented architecture |
US11293637B2 (en) * | 2018-10-15 | 2022-04-05 | Raytheon Technologies Corporation | Combustor liner attachment assembly for gas turbine engine |
US11255547B2 (en) * | 2018-10-15 | 2022-02-22 | Raytheon Technologies Corporation | Combustor liner attachment assembly for gas turbine engine |
US11226099B2 (en) | 2019-10-11 | 2022-01-18 | Rolls-Royce Corporation | Combustor liner for a gas turbine engine with ceramic matrix composite components |
FR3107107B1 (fr) * | 2020-02-07 | 2022-07-29 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion pour turbomachine |
US11268394B2 (en) | 2020-03-13 | 2022-03-08 | General Electric Company | Nozzle assembly with alternating inserted vanes for a turbine engine |
US11466855B2 (en) | 2020-04-17 | 2022-10-11 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Gas turbine engine combustor with ceramic matrix composite liner |
CN112197294B (zh) * | 2020-09-21 | 2022-04-01 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种整流板 |
Family Cites Families (20)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3854285A (en) * | 1973-02-26 | 1974-12-17 | Gen Electric | Combustor dome assembly |
US4433214A (en) * | 1981-12-24 | 1984-02-21 | Motorola, Inc. | Acoustical transducer with a slotted piston suspension |
US5181377A (en) * | 1991-04-16 | 1993-01-26 | General Electric Company | Damped combustor cowl structure |
FR2686683B1 (fr) * | 1992-01-28 | 1994-04-01 | Snecma | Turbomachine a chambre de combustion demontable. |
CA2089272C (en) * | 1992-03-23 | 2002-09-03 | James Norman Reinhold, Jr. | Impact resistant combustor |
CA2089302C (en) * | 1992-03-30 | 2004-07-06 | Joseph Frank Savelli | Double annular combustor |
US6148600A (en) * | 1999-02-26 | 2000-11-21 | General Electric Company | One-piece sheet metal cowl for combustor of a gas turbine engine and method of configuring same |
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 |
US6449952B1 (en) * | 2001-04-17 | 2002-09-17 | General Electric Company | Removable cowl for gas turbine combustor |
US6655146B2 (en) * | 2001-07-31 | 2003-12-02 | General Electric Company | Hybrid film cooled combustor liner |
US6513331B1 (en) * | 2001-08-21 | 2003-02-04 | General Electric Company | Preferential multihole combustor liner |
US6672067B2 (en) * | 2002-02-27 | 2004-01-06 | General Electric Company | Corrugated cowl for combustor of a gas turbine engine and method for configuring same |
US7222488B2 (en) * | 2002-09-10 | 2007-05-29 | General Electric Company | Fabricated cowl for double annular combustor of a gas turbine engine |
US6895761B2 (en) * | 2002-12-20 | 2005-05-24 | General Electric Company | Mounting assembly for the aft end of a ceramic matrix composite liner in a gas turbine engine combustor |
US6904757B2 (en) * | 2002-12-20 | 2005-06-14 | General Electric Company | Mounting assembly for the forward end of a ceramic matrix composite liner in 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 |
US7062920B2 (en) * | 2003-08-11 | 2006-06-20 | General Electric Company | Combustor dome assembly of a gas turbine engine having a free floating swirler |
US7121095B2 (en) * | 2003-08-11 | 2006-10-17 | General Electric Company | Combustor dome assembly of a gas turbine engine having improved deflector plates |
US7093441B2 (en) * | 2003-10-09 | 2006-08-22 | United Technologies Corporation | Gas turbine annular combustor having a first converging volume and a second converging volume, converging less gradually than the first converging volume |
US7765809B2 (en) * | 2006-11-10 | 2010-08-03 | General Electric Company | Combustor dome and methods of assembling such |
-
2006
- 2006-02-08 FR FR0650446A patent/FR2897145B1/fr active Active
-
2007
- 2007-02-02 US US11/670,571 patent/US7757495B2/en active Active
- 2007-02-02 EP EP07101652A patent/EP1818614B1/fr active Active
- 2007-02-07 RU RU2007104730/06A patent/RU2421663C2/ru active
- 2007-02-08 CA CA2577523A patent/CA2577523C/fr active Active
- 2007-02-08 CN CNA2007100075690A patent/CN101016998A/zh active Pending
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2600829C2 (ru) * | 2011-06-08 | 2016-10-27 | Турбомека | Кольцевая камера сгорания для турбомашины |
RU186956U1 (ru) * | 2018-07-16 | 2019-02-11 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2897145B1 (fr) | 2013-01-18 |
RU2007104730A (ru) | 2008-08-20 |
EP1818614B1 (fr) | 2011-05-25 |
CN101016998A (zh) | 2007-08-15 |
FR2897145A1 (fr) | 2007-08-10 |
CA2577523A1 (fr) | 2007-08-08 |
US7757495B2 (en) | 2010-07-20 |
EP1818614A1 (fr) | 2007-08-15 |
US20070180809A1 (en) | 2007-08-09 |
CA2577523C (fr) | 2014-09-30 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2421663C2 (ru) | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя с чередованием креплений и газотурбинный двигатель | |
RU2422730C2 (ru) | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя с тангенциальными щелями и газотурбинный двигатель, содержащий такую камеру сгорания | |
RU2347978C2 (ru) | Камера сгорания, содержащая гибкое соединение между головкой и стенкой камеры | |
RU2429418C2 (ru) | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя | |
RU2403401C2 (ru) | Модуль турбины для газотурбинного двигателя, компрессор, соединенный с указанным модулем, и газотурбинный двигатель | |
RU2435107C2 (ru) | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель | |
RU2561838C2 (ru) | Компрессор газотурбинного двигателя с воздушными инжекторами | |
RU2358137C2 (ru) | Турбовентиляторный реактивный двигатель с рычагом вспомогательного соединения и рычаг вспомогательного соединения | |
US10077681B2 (en) | Compliant heat shield liner hanger assembly for gas turbine engines | |
US7861531B2 (en) | Fairing for a combustion chamber end wall | |
RU2005101452A (ru) | Моноблочная стойка-пламестабилизатор для форсажного устройства двухконтурного турбореактивного двигателя | |
US20180372039A1 (en) | Air intake apparatus | |
CN106460513B (zh) | 用于对置活塞发动机的空气处理系统的打开的进气室和排气室构造 | |
US9322334B2 (en) | Deformable mounting assembly | |
US8087252B2 (en) | Turbomachine combustion chamber | |
US8647037B2 (en) | System and method for assembling an end cover of a combustor | |
KR101050987B1 (ko) | 필터 머플러의 고정 | |
US20180100427A1 (en) | Forced-induction device for vehicle | |
GB2355301A (en) | A wall structure for a combustor of a gas turbine engine | |
US10612780B2 (en) | Combustion chamber arrangement | |
US10323563B2 (en) | Open exhaust chamber constructions for opposed-piston engines | |
KR20220038136A (ko) | 고온 플랜지 조인트, 배기 디퓨저, 및 가스 터빈 엔진의 두 구성요소들을 커플링하기 위한 방법 | |
US20200271318A1 (en) | Combustion chamber assembly with shingle member and base bodies aligned therewith, each carrying a fastening element, and method of manufacturing | |
RU2810870C2 (ru) | Осевой удерживающий узел для компонентов камеры сгорания газотурбинного двигателя | |
GB2129541A (en) | Gas turbine engine fuel manifold/burner assembly |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |