SE453612B - Brennkammare - Google Patents
BrennkammareInfo
- Publication number
- SE453612B SE453612B SE8200307A SE8200307A SE453612B SE 453612 B SE453612 B SE 453612B SE 8200307 A SE8200307 A SE 8200307A SE 8200307 A SE8200307 A SE 8200307A SE 453612 B SE453612 B SE 453612B
- Authority
- SE
- Sweden
- Prior art keywords
- flange
- liner
- cooling air
- annular
- combustion
- 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
- F23R3/08—Arrangement of apertures along the flame tube between annular flame tube sections, e.g. flame tubes with telescopic sections
-
- 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
-
- 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)
- Spray-Type Burners (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Gas Burners (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Description
453 612 2 kammare av jalusityp med förbättrade kylanordningar.
Uppfinningen avser således en brännkammare med ett foder som avgränsar en förbränningszon och som har ett flertal jalusielement, varvid den yttre ytan av fodret är exponerad för kylluft .och den inre ytan av fodret är exponerad för heta förbränningsgaser, varvid kylluften strömmar från en uppströms- till en nedströmsriktning relativt flödet av de heta gaserna vid förbränningsprocessen, en ringformig fläns som sträcker sig radiellt utåt på en ände av fodrets jalusielement och anordnad på avstånd från en kant av jalusielementet, varvid nästa angränsande jalusielement har en överliggande ände som anligger mot flänsen och med denna avgränsar en ringformig kammare som omger nämnda ena ände av jalusielementet, varvid nämnda ena ände av jalusielementet har en läpp och nästa angränsande jalusielement är anordnat på avstånd från läppen för att avgränsa en ringformig slits som kommunicerar med den ringformiga kammaren, och inloppsöppningsorgan för att släppa in kylluft i den ringformiga kammaren så att den flyter samman till en film däri och strömmar ut som en film genom slitsen för att häfta vid intill fodrets inneryta när den strömmar nedströms i förbränningszonen, och kännetecknas av att ett flänsorgan som sträcker sig radiellt utåt är utformat på nämnda ena ände av jalusielementet med mellanrum mellan läppen och flänsen och på avståndlfrån nämnda överliggande ände och avgränsar två ringformiga underkammare, och att inloppsöppningsorganen är anordnade vända mot flödet av kylluft och för att bringa den i den ringformiga kammaren insläppta kylluften att stöta emot nämnda flänsorgan i en av underkamrarna för att få den att ändra riktning och strömma från nämnda ena av underkamrarna till den andra av underkamrarna och därefter genom slitsen in i förbränningszonen.
Med en sådan brännkammare har det befunnits att man kan undvika eller åtminstone reducera de skadliga effekterna av de ovan angivna problemen. Tack vare det dubbelkrökta kylluftsflödet reduceras virvlingskomponenten väsentligt eller elimineras, vilket åstadkommer en mer homogen sammansluten kylfllm, som vid tester har visats utbreda sig längre nedströms än vid hittills kända kylsystem, innefattande de system som visats i de ovan nämnda patentskrifterna. Dessutom tillåter detta system luften att uppta ett givet värmeinnehâll, som i sin tur leds till förstyvningsringen som är exponerad för brännkammarens kalluftssida. Detta uppvärmer förstyvningsringen till en temperatur mellan kalluftens temperatur och den varma brännkammarens temperatur, vilket resulterar i ett lägre A T och uppenbarligen minskar värmespänningarna.
Uppfinningen belyses i det följande närmare med hänvisning till den bifogade ritningen, som illustrerar en utföringsform av uppfinningen. lO 453 612 I ritningen är Figur l en delvy, delvis i tvärsnitt och delvis ifrån sidan, som visar en utföringsform av brännkammaren enligt uppfinningen, och Figur 2 en förstorad delsektionsvy som visar detaljer av uppfinningen. Även om uppfinningen visas i sin föredragna utföringsform, då den är införlivad i fodret eller insatsen till en ringformig brännare för en gasturbin- motor, är det självklart att uppfinningen kan tillämpas på andra typer av jalusifoder som t.ex. för kanntypen. För en bättre förståelse av gasturbinmotor- brännkammare hänvisas till de ovan nämnda patentskrifterna och brännkamrarna för "JT-8D"- och "JT-9D"-motormodellerna tillverkade av Pratt dc Whitney Aircraft Group tillhörande United Technologies Corporation. l Fig. l och 2 uppbârs den ringformiga brännaren, som allmänt anges med hänvisningssiffran 10, pâ lämpligt sätt i en gasturbinmotor för att omhölja den värmealstrande mekanismen hos motorn. Som är väl känt sker förbränning av bränslet i denna för att utveckla tillräcklig energi för att driva turbinen och utveckla effekt eller dragkraft beroende på om det är en turbopropmotor eller en jetmotor.
Brännaren innefattar ett flertal jalusikonstruerade cylindriska eller koniska element l2 anordnade ände vid ände på ett längsvis sätt som avgränsar en ihålig förbränningskammare. Änden av varje jalusielement uppbär ett läpp- liknande parti, som tjänar till att alstra en kylfilm för kylning av den angränsande väggen av fodret.
Kylsystemet enligt uppfinningen illustreras bäst genom hänvisning till Fig. 2, som är ett f örstorat parti av ett typiskt jalusielement.
Som framgår av Fig. 2 skjuter ett flänsorgan lll- ut frân det varma väggpartiet 16 av jalusielementet 12 och är anordnat mellan en läpp 18 och en inloppsfläns 20. Som angivits är läppen 18, flänsorganet lll och flänsen 20 cirkelformiga och kan tillverkas genom maskinbearbetning eller valsning.
Flänsorganet 11+ uppfyller den dubbla funktionen att (1) uppbära läppen, vilket eliminerar behovet av stödstag såsom krävs vid vissa tidigare kända brännkamrar, och (2) vrida luften. Vidare kan änden tillverkas som ett enhetligt jalusielement eller också kan kylelementen tillverkas separat och svetsas vid det återstående jalusipartiet. I dess föredragna utföringsformer är det önskvärt att valsa eller gjuta hela jalusisektionen och tillverka den i brännkammarkonfigurationen.
En sektion 30 av jalusielementet 12 är böjd för att bilda en tillslutning för den filmkylande sektionen och begränsar kylluftflödet, så att kompressor- utloppsluften släpps in pâ insidan därav genom ett flertal inloppsöppningar 32, som är dimensionerade och placerade så att luften verksamt stöter emot den 453 612 ll främre ytan av flänsorganet 14. I denna konstruktion upplever inloppen 32 totaltrycket av kompressorutloppstrycket. Den inre konfigurationen får luften att vridas och strömma runt flänsen, vilket sköljer undersidan av det böjda partiet 30. Detta parti kan användas som förstyvning för att hindra konstruk- tionen från att knäckas.
Som framgår av det föregående leder sköljningen av det böjda partiet 30 värme till detta och reducerar värmeskillnaden över metallen i det böjda partiet , som exponeras för kylluft vid sin yttre yta och för värmet från brännkam- maren på sin inre yta.
Läppen 18 och den krök 31; som bildas på den bakre änden av jalusi- sektionen 12 bildar en ringformig slits för luften som passerar över flänsen på ett dubbelkrökt sätt, så att den sammanflyter och utströmmar i brännkammaren i en film. Denna kylluftsfilrn riktas så att den häftar vid innerväggsytan av jalusielementet 12 för att avskärma metallen från det intensiva värmet från brännkammaren och utbreder sig nedströms så långt som möjligt, såsom illustreras med den streckade linjen A. Som angivits har partiet 22 avsmalnande tvärsnitt och tjänar till att hjälpa till att öka ledningen in i stödflänsen 20.
Tack vare detta kylsystem utströmmar den inkommande virvlande luften i en film som väsentligen är fri från alla som helst rotationer och virvlar, vilket visats öka fodrets hållbarhet och ge en mer enhetlig temperaturgradient i den associerade metallen. Dessutom elimineras eller väsentligen elimineras de virvlar som skapas genom inverkan av den luft som lämnar flertalet av inlopp 32 och stötverkan på flänsen 18 genom den dubbelkrökta strömningsbanan. En annan fördel som uppnås genom den dubbelkrökta strömningsbanan är att denna konstruktion tillåter *användning av en tämligen kort läpp utan minskning av kylluftens uppehållstid i den filmalstrande mekanismen. Den tillkommande upphettningen av förstyvningssektionen 30 tjänar till att minska den temperatur- skillnad som denna konstruktion upplever och reducerar följaktligen värme- pâkänningarna på densamma.
Givetvis är uppfinningen inte begränsad till de speciella utföringsformer som visas och beskrivs, utan olika förändringar och modifieringar kan göras utan att man avviker från grundtanken och omfattningen av denna nya uppfinning sådan den definieras i de följande patentkraven. a '
Claims (4)
1. Brännkammare med ett foder som avgränsar en förbränningszon och som har ett flertal jalusielement (12), varvid den yttre ytan av fodret är exponerad för kylluft och den inre ytan av fodret är exponerad för heta förbränningsgaser, varvid kylluften strömmar från en uppströms- till en nedströmsriktning relativt flödet av de heta gaserna vid förbränningsprocessen, en ringformig fläns (20) som sträcker sig radiellt utåt på en ände av fodrets jalusielement (12) och anordnad på avstånd från en kant av jalusielementet, varvid nästa angränsande jalusi- element (12) har en överliggande ände som anligger mot flänsen (20) och med denna avgränsar en ringformig kammare som omger nämnda ena ände av jalusielementet, varvid nämnda ena ände av jalusielementet (12) har en läpp (18) och nästa angränsande jalusielement (12) är anordnat på avstånd från läppen (18) för att avgränsa en ringformig slits som kommunicerar med den ringformiga kammaren, och inloppsöppningsorgan (32) för att släppa in kylluft i den ringformiga kammaren så att den flyter samman till' en film däri och strömmar ut som en film genom slitsen för att häfta vid intill fodrets inneryta när den strömmar nedströms i förbränningszonen, k ä n n e t e c k n a d av att ett flänsorgan (114) som sträcker sig radiellt utåt är utformat på nämnda ena ände av jalusielementet (12) med mellanrum mellan läppen (18) och flänsen (20) och på. avstånd från nämnda överliggande ände och avgränsar två ringformiga underkammare, och att inloppsöppningsorganen (32) är anordnade vända mot flödet av kylluft och för att bringa den i den ringformiga kammaren insläppta kylluften att stöta emot nämnda flänsorgan (114) i en av underkamrarna för att få. den att ändra riktning och strömma från nämnda ena av underkamrarna till den andra av underkamrarna och därefter genom slitsen in i förbränningszonen.
2. Brännkammare enligt patentkravet 1, kännetecknad perifert och med mellanrum borrade häl i flänsen (20). av att inloppsöppningsorganen (32) innefattar ett flertal
3. Brännkammare enligt patentkravet l eller 2, k ä n n e t e c k n a d av att jalusipartiet (22) omedelbart uppströms flänsen (20) smalnar av till ökande tvärsnittstjocklek från uppströms- till nedströms- riktningen.
4. Brännkammare enligt patentkravet 2 eller 3, k ä n n e t e c k n a d av att axeln för de borrade hålen (32) är anordnad i vinkel relativt centrumlinjen för fodret och anordnad så att kylluften stöter emot basen av nämnda flänsorgan (14).
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/227,317 US4380906A (en) | 1981-01-22 | 1981-01-22 | Combustion liner cooling scheme |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SE8200307L SE8200307L (sv) | 1982-07-23 |
SE453612B true SE453612B (sv) | 1988-02-15 |
Family
ID=22852624
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SE8200307A SE453612B (sv) | 1981-01-22 | 1982-01-20 | Brennkammare |
Country Status (14)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4380906A (sv) |
JP (1) | JPS57142422A (sv) |
KR (1) | KR880002469B1 (sv) |
AU (1) | AU545846B2 (sv) |
BE (1) | BE891859A (sv) |
BR (1) | BR8200239A (sv) |
CA (1) | CA1164667A (sv) |
DE (1) | DE3200972A1 (sv) |
FR (1) | FR2498252B1 (sv) |
GB (1) | GB2093177B (sv) |
IL (1) | IL64730A (sv) |
IT (1) | IT1150144B (sv) |
NL (1) | NL190855C (sv) |
SE (1) | SE453612B (sv) |
Families Citing this family (35)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4458481A (en) * | 1982-03-15 | 1984-07-10 | Brown Boveri Turbomachinery, Inc. | Combustor for regenerative open cycle gas turbine system |
US4476194A (en) * | 1982-11-10 | 1984-10-09 | United Technologies Corporation | Contour forming conical shapes |
US4566280A (en) * | 1983-03-23 | 1986-01-28 | Burr Donald N | Gas turbine engine combustor splash ring construction |
US4655044A (en) * | 1983-12-21 | 1987-04-07 | United Technologies Corporation | Coated high temperature combustor liner |
US4622821A (en) * | 1985-01-07 | 1986-11-18 | United Technologies Corporation | Combustion liner for a gas turbine engine |
DE3540942A1 (de) * | 1985-11-19 | 1987-05-21 | Mtu Muenchen Gmbh | Umkehrbrennkammer, insbesondere umkehrringbrennkammer, fuer gasturbinentriebwerke, mit mindestens einer flammrohrwandfilmkuehleinrichtung |
US4669957A (en) * | 1985-12-23 | 1987-06-02 | United Technologies Corporation | Film coolant passage with swirl diffuser |
CA1309873C (en) * | 1987-04-01 | 1992-11-10 | Graham P. Butt | Gas turbine combustor transition duct forced convection cooling |
US4864828A (en) * | 1988-04-29 | 1989-09-12 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Aircraft engine combustion liner cooling apparatus |
GB2261281B (en) * | 1991-11-08 | 1995-01-18 | Bmw Rolls Royce Gmbh | A combustion-chamber casting for a gas turbine |
US5533330A (en) * | 1993-12-27 | 1996-07-09 | United Technologies Corporation | Ignitor plug guide for a gas turbine engine combustor |
US5755093A (en) * | 1995-05-01 | 1998-05-26 | United Technologies Corporation | Forced air cooled gas turbine exhaust liner |
US6675582B2 (en) | 2001-05-23 | 2004-01-13 | General Electric Company | Slot cooled combustor line |
US7104067B2 (en) * | 2002-10-24 | 2006-09-12 | General Electric Company | Combustor liner with inverted turbulators |
US6711900B1 (en) * | 2003-02-04 | 2004-03-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor liner V-band design |
GB2427657B (en) * | 2005-06-28 | 2011-01-19 | Siemens Ind Turbomachinery Ltd | A gas turbine engine |
GB2434199B (en) * | 2006-01-14 | 2011-01-05 | Alstom Technology Ltd | Combustor liner with heat shield |
GB2441342B (en) * | 2006-09-01 | 2009-03-18 | Rolls Royce Plc | Wall elements with apertures for gas turbine engine components |
FR2921463B1 (fr) * | 2007-09-26 | 2013-12-06 | Snecma | Chambre de combustion d'une turbomachine |
US8109099B2 (en) * | 2008-07-09 | 2012-02-07 | United Technologies Corporation | Flow sleeve with tabbed direct combustion liner cooling air |
US8245514B2 (en) * | 2008-07-10 | 2012-08-21 | United Technologies Corporation | Combustion liner for a gas turbine engine including heat transfer columns to increase cooling of a hula seal at the transition duct region |
US20100008759A1 (en) * | 2008-07-10 | 2010-01-14 | General Electric Company | Methods and apparatuses for providing film cooling to turbine components |
CH699997A1 (de) * | 2008-11-25 | 2010-05-31 | Alstom Technology Ltd | Brennkammeranordnung zum Betrieb einer Gasturbine. |
US8359866B2 (en) * | 2010-02-04 | 2013-01-29 | United Technologies Corporation | Combustor liner segment seal member |
US8359865B2 (en) | 2010-02-04 | 2013-01-29 | United Technologies Corporation | Combustor liner segment seal member |
EP2489836A1 (de) | 2011-02-21 | 2012-08-22 | Karlsruher Institut für Technologie | Kühlbares Bauteil |
WO2014163669A1 (en) | 2013-03-13 | 2014-10-09 | Rolls-Royce Corporation | Combustor assembly for a gas turbine engine |
US10914470B2 (en) | 2013-03-14 | 2021-02-09 | Raytheon Technologies Corporation | Combustor panel with increased durability |
JP6246562B2 (ja) * | 2013-11-05 | 2017-12-13 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン燃焼器 |
WO2015069411A1 (en) * | 2013-11-11 | 2015-05-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine turbine blade tip cooling |
US10871075B2 (en) | 2015-10-27 | 2020-12-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cooling passages in a turbine component |
US10533749B2 (en) | 2015-10-27 | 2020-01-14 | Pratt & Whitney Cananda Corp. | Effusion cooling holes |
CN108731030B (zh) * | 2018-08-10 | 2024-02-13 | 宁波大艾激光科技有限公司 | 一种具有复合异型槽气膜冷却结构的燃烧室 |
CN212409092U (zh) * | 2019-10-31 | 2021-01-26 | 芜湖美的厨卫电器制造有限公司 | 燃气设备 |
JP7550694B2 (ja) * | 2021-03-26 | 2024-09-13 | 本田技研工業株式会社 | ガスタービン用燃焼器 |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2973624A (en) * | 1955-10-26 | 1961-03-07 | Gen Electric | Cowled dome liners |
FR1432316A (fr) * | 1965-05-05 | 1966-03-18 | Rolls Royce | Perfectionnements aux dispositifs destinés au refroidissement, notamment pour tubes à flamme de moteur à turbine à gaz |
CH529916A (de) * | 1970-10-01 | 1972-10-31 | Bbc Sulzer Turbomaschinen | Brennkammer für eine Gasturbinenanlage |
US3793827A (en) * | 1972-11-02 | 1974-02-26 | Gen Electric | Stiffener for combustor liner |
US3845620A (en) * | 1973-02-12 | 1974-11-05 | Gen Electric | Cooling film promoter for combustion chambers |
US3826082A (en) * | 1973-03-30 | 1974-07-30 | Gen Electric | Combustion liner cooling slot stabilizing dimple |
US3978662A (en) * | 1975-04-28 | 1976-09-07 | General Electric Company | Cooling ring construction for combustion chambers |
US4077205A (en) * | 1975-12-05 | 1978-03-07 | United Technologies Corporation | Louver construction for liner of gas turbine engine combustor |
US4206865A (en) * | 1978-11-14 | 1980-06-10 | United Technologies Corporation | Formed louver for burner liner |
-
1981
- 1981-01-22 US US06/227,317 patent/US4380906A/en not_active Expired - Lifetime
-
1982
- 1982-01-05 GB GB8200199A patent/GB2093177B/en not_active Expired
- 1982-01-06 CA CA000393653A patent/CA1164667A/en not_active Expired
- 1982-01-07 NL NL8200037A patent/NL190855C/xx not_active IP Right Cessation
- 1982-01-07 AU AU79255/82A patent/AU545846B2/en not_active Ceased
- 1982-01-08 IL IL64730A patent/IL64730A/xx active IP Right Grant
- 1982-01-14 DE DE19823200972 patent/DE3200972A1/de active Granted
- 1982-01-18 BR BR8200239A patent/BR8200239A/pt unknown
- 1982-01-20 SE SE8200307A patent/SE453612B/sv not_active IP Right Cessation
- 1982-01-21 BE BE0/207108A patent/BE891859A/fr not_active IP Right Cessation
- 1982-01-22 FR FR8200958A patent/FR2498252B1/fr not_active Expired
- 1982-01-22 KR KR8200277A patent/KR880002469B1/ko active
- 1982-01-22 JP JP57009430A patent/JPS57142422A/ja active Granted
- 1982-01-22 IT IT19242/82A patent/IT1150144B/it active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2498252B1 (fr) | 1986-09-12 |
US4380906A (en) | 1983-04-26 |
IT8219242A0 (it) | 1982-01-22 |
JPS57142422A (en) | 1982-09-03 |
BE891859A (fr) | 1982-05-17 |
AU7925582A (en) | 1982-07-29 |
CA1164667A (en) | 1984-04-03 |
DE3200972C2 (sv) | 1990-03-01 |
JPH031582B2 (sv) | 1991-01-10 |
SE8200307L (sv) | 1982-07-23 |
GB2093177A (en) | 1982-08-25 |
IL64730A (en) | 1985-10-31 |
IT1150144B (it) | 1986-12-10 |
NL190855B (nl) | 1994-04-18 |
KR880002469B1 (ko) | 1988-11-14 |
DE3200972A1 (de) | 1982-08-12 |
NL190855C (nl) | 1994-09-16 |
FR2498252A1 (fr) | 1982-07-23 |
NL8200037A (nl) | 1982-08-16 |
KR830009358A (ko) | 1983-12-19 |
IL64730A0 (en) | 1982-03-31 |
GB2093177B (en) | 1984-10-24 |
AU545846B2 (en) | 1985-08-01 |
BR8200239A (pt) | 1982-11-16 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
SE453612B (sv) | Brennkammare | |
SE453221B (sv) | Brennkammarfoder for gasturbinmotor | |
EP2305963B1 (en) | Separator Device | |
JP5210560B2 (ja) | 遠心圧縮機のインペラの冷却システム | |
EP2930428B1 (en) | Combustor wall assembly for a turbine engine | |
US3724207A (en) | Combustion apparatus | |
EP1604149B1 (en) | Combustor liner v-band louver | |
RU2485356C2 (ru) | Диффузор турбомашины | |
US4177637A (en) | Inlet for annular gas turbine combustor | |
US7509808B2 (en) | Apparatus having thermally isolated venturi tube joints | |
US7908868B2 (en) | Device for mounting an air-flow dividing wall in a turbojet engine afterburner | |
US20100146980A1 (en) | masking arrangement for a gas turbine engine | |
EP3967854B1 (en) | Assembly for a turbine engine | |
SE468060B (sv) | Anordning foer att kyla en konstruktion | |
EP3282190B1 (en) | Combustor | |
EP0732547B1 (en) | Annular combustor | |
US6102329A (en) | Flow diverter system for multiple streams for gas turbine engine | |
JPH05240437A (ja) | 2種のガス状成分を混合する装置及びこの装置を内蔵したバーナ | |
US3877221A (en) | Combustion apparatus air supply | |
US4944152A (en) | Augmented turbine combustor cooling | |
CA2937405A1 (en) | Cooling passages in a turbine component | |
US4487015A (en) | Mounting arrangements for combustion equipment | |
SE453936B (sv) | Munstycke for gasturbin-flygmotor | |
EP3591295B1 (en) | Combustor for a gas turbine engine having a combustion chamber and a heatshield with cooling turbulators | |
WO1992019915A1 (en) | Combustion chamber assembly in a gas turbine engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
NAL | Patent in force |
Ref document number: 8200307-0 Format of ref document f/p: F |
|
NUG | Patent has lapsed |
Ref document number: 8200307-0 Format of ref document f/p: F |