SE461749B - Anordning vid gasturbinmotor - Google Patents
Anordning vid gasturbinmotorInfo
- Publication number
- SE461749B SE461749B SE8305427A SE8305427A SE461749B SE 461749 B SE461749 B SE 461749B SE 8305427 A SE8305427 A SE 8305427A SE 8305427 A SE8305427 A SE 8305427A SE 461749 B SE461749 B SE 461749B
- Authority
- SE
- Sweden
- Prior art keywords
- combustion chamber
- thermal expansion
- coefficient
- annular
- liner
- 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
- F23R3/002—Wall structures
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
- B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
-
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
- B23P2700/00—Indexing scheme relating to the articles being treated, e.g. manufactured, repaired, assembled, connected or other operations covered in the subgroups
- B23P2700/13—Parts of turbine combustion chambers
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
- Gas Burners (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Combustion Of Fluid Fuel (AREA)
- Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
Description
461 749
rens omgivning, innefattande heta gaser och kylluft, samt nâgra få anordningar
för att reducera flödesstrypning i kylslitsarna, vilken orsakas av olika värme-
utvidgning, som kan förekomma. I alla dessa'brännkammaranordningar alstrar emel-
lertid fortfarande olika värmeutvidgning avsevärd värmespänning.
Sålunda är det ett ändamål med föreliggande uppfinning att åstadkomma ett
nytt och förbättrat brännkammarfoder.
Ett annat ändamål med uppfinningen är att åstadkoma ett nytt och förbätt-
rat brännkammarfoder, som är effektivt för att reducera värmespänning på grund
av olika värmeutvidgning.
Ytterligare ett ändamål med uppfinningen är att åstadkomma ett nytt och
förbättrat brännkammarfoder, som är effektivt för att reducera värmedeformation
på grund av olika värmeutvidgning.
Uppfinningen i sammandrag
Ett brännkammarfoder för användning mellan en kylfluid och heta förbrän-
ningsgaser anges. Brännkammarfodret innehåller närbelägna partier med olika
värmeutvidgningskoefficienter, som är effektiva för att reducera spänningar på
grund av olika tendens för värmeutvidgning hos de angränsande partierna. I en
utföringsform har partier, som utsätts för relativt höga temperaturer, relativt
låga värmeutvidgningskoefficienter och partier, som utsätts för relativt låga
temperaturer, har relativt höga utvidgningskoefficienter. På detta sätt reduce-
ras olika värmeutvidgning, så att därigenom inducerad spänning och deformation
reduceras. Närmare bestämt har anordningen enligt uppfinningen erhållit de i
krav 1 angivna kännetecknen.
Kort beskrivning av ritningarna
Uppfinningen tillsamans med ytterligare ändamål och fördelar hos denna
beskrivs närmare i följande detaljbeskrivning i förbindelse med bifogade ritnin-
gar, på vilka fig. 1 är en sektion av en brännkammare hos en gasturbinmotor
enligt en utföringsform av föreliggande uppfinning, fig. 2 är en bild i större
skala av brännkammarfodret i fig. 1, fig. 3 är en serie bilder, åskådliggörande
ett sätt att tillverka ett brännkammarfoder enligt en annan utföringsform av
uppfinningen, fig. 4 är en sektion av brännkammarfodret i fig. 2, innefattande
material med tre olika värmeutvidgningskoefficienter, samt fig. 5 är en sektion,
åskâdliggörande tillverkningen av ett brännkamarfoder med användning av plasma-
utfällningsteknik med lågt tryck.
Detaljerad beskrivning
I fig. 1 visas en ringformig brännkammare 10 hos en gasturbinmotor enligt
en utföringsform av föreliggande uppfinning. Brännkammaren 10 innefattar ett
ringformigt, radiellt yttre brännkammarfoder 12 och ett ringformigt, radiellt
inre brännkammarfoder 14 på avstånd från detta. Fodren 12 och 14 är anbragta
461 749
koaxiellt kring en centrumlinje 16 i motorn och bildar gränser för brännkamma-
ren 18. En yttre kåpa 20 och en inre kåpa 22 är åtskilda från fodren 12 respek-
tive 14 och begränsar en ringformig yttre kylluftkanal 24 och en inre ringfor-
mig kylluftkanal 26.
Relativt sval trycksatt kompressorutloppsluft 28 tillförs från en kompres-
sor (ej visad) till en uppströms dom 30 hos brännkammaren 10. Anbragt i domen 30
finns ett bränslemunstycke 32, som tillför bränsle till brännkammaren 18, där
det blandas och antände med tryckluften 28, som på lämpligt sätt leds genom
domen 30, för att alstra relativt heta förbränningsgaser 34. Ytterligare kom-
pressorutloppsluft 28 leds till brännkammaren 18 genom utspädningshål (ej visa-
de), ingående i fodren 12 och 14, för att utspäda förbränningsgaserna 34.
För att skydda de yttre och inre fodren 12 och 14 från de relativt heta
förbränningsgaserna 34 är ett flertal ringformiga kylluftkroppar 36 anbragta i
fodren 12 och 14. Kropparna 36 mottar kylluft 38, som är en andel av kompressor-
utloppsluften 28, genom kanalerna 24 och 26. Kropparna 36 leder kylluften 38 i
en kontinuerlig, ringformig lylluftfilm 40 längs inre ytor 42 av brännkammar-
fodren 12 och 14. Kylluftfilmen 40 är verksam för att reducera den mängd värme
som överförs från förbränningsgaserna 34 till brännkammarfodren 12 och 14 och
reducerar sålunda de temperaturer hos dessa som annars skulle förekomma.
I fig. 2 visas mer detaljerat ett parti av brännkammarfodret 12 enligt en
utföringsform av uppfinningen. Brännkammarfodret 12 innefattar ett flertal ring-
formiga fodersegment 44, vilka är verksamma för att åstadkomma en gräns för de
heta förbränningsgaserna 34. Fodersegmenten 44 är anbragta invid och förbundna
med kropparna 36. Närmare bestämt är ett bakre ändområde 44b av fodersegmentet
44 på lämpligt sätt fäst, exempelvis genom svetsning vid 44c, vid en främre ände
36a av kroppen 36. En bakände 36b av kroppen 36 är lämpligen fäst, exempelvis
genom svetsning vid 36c, vid en framände 44a av ett avgränsande fodersegment 44.
Kroppen 36 samverkar med en bakersta läppande 46 av fodersegmentet 44 för att
bilda en ringformig kylluftkammare 48, vilken har en allmänt bågformig profil,
och en filmkylslits eller utloppsöppning 50. Kroppen 36 innefattar ett flertal
inloppsöppningar S2, vilka är verksamma för att motta kylluften 38 och åstadkom-
ma den kontinuerliga, ringformiga kylfilmen 40 genom filmslitsen 50.
Det inses att, emedan kropparna 36 mottar och leder kylluft 38 utan någon
direkt exponering för förbränningsgaserna 34, de arbetar vid relativt lägre tem-
peraturer än fodersegmenten 44, vilka direkt möter och omsluter förbränningsga-
serna 34. Sålunda tenderar fodersegmenten 44, vilka utsätts för temperaturer,
som är relativt högre än de som påverkar kropparna 36, att termiskt växa utåt
mer än kropparna 36, om de är gjorda av samma material.
461 749
Såsom exempel visas i fig. 2 ett fodersegment med en nominell radie R1
och en kropp 36 med en nominell radie R2, båda med avseende på motorns centrum-
linje 16. Emedan fodersegmentet 44 under motorns drift är i medeltal hetare
än kroppen 36, kommer det att tendera att expandera mer än kroppen 36. Sålunda
kommer R1 att tendera att ökas i värde mer än R2 men hindras delvis från att
göra detta av den ringformiga kroppen 36. Denna olika värmeutvidgningstendens
mellan fodersegmenten 44 och kropparna 36 inducerar värmespänning i brännkammar-
fodret 12. Dessutom tenderar läppen 46, som även utsätts för relativt höga
temperaturer, att växa radiellt utåt, med eventuell permanent formförändring,
och kan reducera tjockleken av filmslitsen 50.
Enligt en utföringsform av föreliggande uppfinning har det emellertid visat
sig att dessa termiskt inducerade spänningar och olika förskjutningar kan redu-
ceras genom tillverkning av det relativt heta fodersegmentet 44 av en legering
med en första linjär värmeutvidgningskoefficient C1, som är mindre än hos den
relativt svala kroppen 36. Omvänt är kroppen 36 tillverkad av en legering, som
har en andra, linjär värmeutvidgningskoefficient C2, som är större än koeffici-
enten C1. Den linjära värmeutvidgningskoefficienten, exempelvis C1 och CZ,
definieras såsom ökningen i längd av en längdenhet för en temperaturstegring
av en grad.
Genom att utföra angränsande första och andra partier, exempelvis foder-
segmenten 44 och kroppen 36 respektive av brännkammarfodret 12 med förutbestäm-
da olika värmeutvidgningskoefficienter C, respektive C2, kan den radiella
värmeutvidgningskoefficienten av dessa partier göras närmare anpassade eller
lika. Detta gäller, emedan ohindrad radiell värmeutvidgning är direkt propor-
tionell mot temperaturändring och utvidgningskoefficienten.
Om exempelvis TIXC1 = T2xC2, där T1 och T2 betecknar medeltemperaturhöj-
ningar över kall vilotemperatur hos närbelägna partier med utvidgningskoeffi-
cienter C1 respektive C2, skulle ingen skillnad i värmeutvidgning och därigenom
spänning och formförändring utvecklas. Genom att sålunda förse relativt heta
och kalla angränsande partier av brännkammarfodret 12 med relativt små respek-
tive stora utvidgningskoefficienter för närmare anpassad värmeutvidgning, kan
den olika radiella värmeutvidgningen av fodersegmentet 44 och kroppen 36 redu-
ceras, så att därigenom termiskt inducerade spänningar och formförändringar
reduceras, vilka annars skulle förekomma.
Även om fodersegmentet 44 arbetar vid relativt högre medeltemperaturer än
de som gäller för kroppen 36, varierar de verkliga temperaturerna av foderseg-
mentet 44 och kroppen 36 kontinuerligt genom dessa från ett maximum vid den inre
461 74-9
ytan 42 av fodersegmentet 44 till ett minimum nära inloppsöppningarna 52 i krop-
pen 36. För att reducera det värde av spänning för vilket de olika svetsställena
36c och 44c är utsatta, är dessa ställen med fördel anbragta i de partier av
fodret 12 som utsätts för en temperatur omkring halvvägs mellan dess maximi- och
minimitermperatur.
Det inses givetvis att koefficienterna C, och C2 icke har konstant värde
utan beror på temperaturen. För det enkla exemplet ovan representerar koeffi-
cienterna C, och C2 medelvärden av dessa för det förväntade området av arbets-
temperaturer.
Ett exempel på en lämplig legering för kroppen 36 innefattar en i USA
kommersiellt tillgänglig legering benämnd A 286, som har en värmeutvidgnings-
koefficient CZ medsvärden av omkring 5,0 x 10'6 per °C vid rumstemperatur och
omkring 5,56 x 10' per °C vid 649°C. En lämplig legering för fodersegmentet 44
innefattar en i USA kommersiellt tillgänglig legering benämnd Hastelloy X, med
en utvidgningskoefficient med värden mellan omkring 4,3 x 10'6 per °C vid rums-
temperatur och omkring 4,8 x 10'6 per °C vid 64900.
Olika alternativa material kan även väljas för att dra fördel av andra
materialegenskaper, som är lämpliga, förutom de önskade utvidgningskoefficien-
terna. Exempelvis medför möjligheten att tillverka ett brännkammarfoder av flera
material den ytterligare flexibiliteten, som härrör från användning av material
med förbättrad funktion i brännkamarpartier med låg temperatur, som annars icke
skulle användas i en brännkammare av ett enda material, emedan det icke skulle
vara lämpligt även för brännkammarpartier med hög temperatur.
En metod att tillverka ett brännkammarfoder, såsom fodret 12 i fig. 2,
enligt en utföringsform av uppfinningen, innefattar användning av ett ringform-
migt fodersegment 44 med en utvidgningskoefficient C1. En ringformig kropp 36
med en andra utvidgningskoefficient CZ används även och förbinds lämpligen
genom svetsning vid 440, exempelvis med ändområdet 44b av fodersegmentet 44,
såsom visas i fig. 2. Ett flertal av kropparna 36 och fodersegmenten 44 kan
lämpligen förbindas, exempelvis genom svetsning vid 36c och 44d till bildande
av ett komplett brännkammarfoder 12.
Ett annat sätt att tillverka brännkammarfodren 12 eller 14 enligt en annan
utföringsform av uppfinningen visas i fig. 3. I fig. 3A används ett flertal plat-
ta första legeringsband 54 med en första utvidgningskoefficient C, och ett
andra platt legeringsband 56 med en andra utvidgningskoefficient c2. Det andra
legeringsbandet 56 förbinds med motställda sidor 54b och 54a av angränsande
461 749
första legeringsband S4, såsom exempelvis genom svetsning. Ett flertal av i
lïngdriktningen åtskilda och inriktade inloppsöppningar 58 kan lämpligen anbrin-
gas i det andra legeringsbandet 56, såsom visas i fig. 3A- De förbundna första
och andra legeringsbanden 54 och S6 formas därefter till en ring 60, såsom visas
1 fig. 3B.
I tig. 3C visas en tvärsektion av den ring 60 som formats i fig. 35 och
åskådliggör ett ytterligare steg att forma det andra legeringsbandet 56 till
bildande av en kammare 62 med en väsentligen bågformig profil.
Slutligen visas i fig- 3D ett flertal formade ringar 60, som lämpligen är
förbundna med varandra, exempelvis genom hårdlödning, för att bilda ett parti av
ett komplett brïnnkammarfoder.
I fig. A visas en annan utföringsform av uppfinningen, innefattande tre
olika vörmeutvidgningskoefficienter C1, C2 och C3- Denna figur ïr avsedd
att ange att fördelningen av temperaturer under drift av fodersegmenten 44 och
kropparna 36 kan vara mycket komplicerad och innehåller många fler olika tempe-
raturer ïn de tvâ medeltemperaturer som anges för fodret 12 i fig. 2. Såsom
ovan beskrivits, bildar emellertid ett foder 12 med endast två olika vïrmeut-
vidgningßkoefficienter G1 och G2 för fodersegmenten 44 och kropparna 36 en
förbättrad konstruktion.
I fig. 4 är koefficienten Cl mindre än C2, som i sin tur ïr mindre än
C3. Detta är avsett att ange att medeltemperaturen hos brïnnkammarfodret 12 är
högre i de med Cl betecknade områdena än i de med C2 betecknade och i sin
tur de med C3 betecknade. I många tillämpningar kan det vara önskvärt att
åstadkomma ett brïnnkammarfoder med åtminstone tre och möjligen flera angränsan-
de partier med olika vïrmeutvidgningskoefficienter, som är anpassade till de
olika temperaturer som förväntas för dessa partier, för att reducera termiskt
inducerade spänningar och deformation på sïtt, som beskrivits ovan. Användningen
av många olika utvidgningskoefficienter genom fodret 12 medger även kompensation
av olika vïrmeucvidgning genom dess väggar, såsom genom vïggen av fodersegmentet
4A innefattande koefficienterna Cl och G2, såsom visas i fig. 4. Optimalt
kan ett brännkammarfoder med värmeutvidgningskoefficienter, som varierar konti-
nuerligt genom fodret, istadkommas för att effektivt minimera termiskt induce-
rade spänningar på grund av olika utvidgning.
Det inses givetvis att tanken att väsentligen anpassa utvidgningskoeffici-
enterna till förväntade temperaturer hos lokala partier är avsedd att illustre-
ra föreliggande uppfinning i dess enklaste form. I själva verket är brïnnkammar-
fodren 12 och 14 komplicerade konstruktioner, i vilka olika termiskt inducerade
f»
461 749
utvidgningar alstrar relativt komplicerade spänningsmönster. Emellertid, efter
att ha fullgjort en detaljerad spänningsanalys och med hänsyn till det ovan an-
förda, kan en fackman på området välja lämpliga utvidgningskoefficienter och
noggrannare definiera de olika områdena av brännkammarfodren 12 och 14, för att
erhålla maximala reduktioner i termiskt inducerad spänning.
Emedan brännkammarfodret 12 i fig. 4 är mer komplicerat än det i fig. 2
visade, erfordras lämpliga fabrikationsmetoder. Exempelvis kan brännkammarfodret
12 i fig. 4 tillverkas med användning av plasmautfällning vid lågt tryck eller
pulvermetallurgi, med metoder som är kända av en fackman på området. Dessa meto-
der medger kontinuerliga variationer i materialegenskaper genom fodren 12 och
lá. Vidare medger dessa metoder val av material, som annars icke skulle vara an-
vändbara, emedan de icke är tillgängliga i plåtform eller såsom smidesstycken,
eller material, som icke har tillräcklig töjbarhet eller svetsbarhet.
I fig. 5 visas såsom exempel ett sätt att tillverka ett brännkammarfoder
12, som visas med streckade linjer, med en plasmautfällningsmetod med lågt
tryck. Enkelt beskrivet, anbringas en lämpligt ringformig dorn 64. En första
legering 66 med en utvidgningskoefficient Cl sprutas därefter lämpligen över
dornen 64. En andra legering 68 med en utvidgningskoefficient C2 Sprutas där-
efter över den första legeringen 66. Dornen 64 och de första och andra legerin-
garna 66 och 68 formas pa förhand och appliceras för att erhålla ett resulter-
ande brännkammarfoder 12, vilket efter bearbetning kommer att ha en kropp 36 och
ett fodersegment 44, såsom visas i fig. 2. Givetvis kan ett mer komplicerat
foder, såsom det i fig. 4 visade, eller ett med kontinuerligt varierande utvidg-
ningskoefficienter även tillverkas med användning av denna metod, med eller utan
ytterligare dornar eller dornpartier efter behov.
Även om uppfinningen har beskrivits för ringformiga brännkammarfoder, kan
uppfinningen även tillämpas för bågformiga eller platta foderpartier till bild-
ande av en valfri typ av brännkammare. Vidare kan uppfinningen tillämpas för ett
valfritt brännkammarfoder med olika utformade fodersegment och/eller kroppar,
som är utsatta för olika värmeutvidgning.
Medan ovan beskrivits vad som anses vara föredragna utföringsformer av upp-
finningen, kan andra utföringsformer inses av en fackman på området genom det
som angetts ovan. Uppfinningen definieras av följande krav.
Claims (10)
1. Anordning vid gasturbinmotor innefattande ett ringformigt brännkammar- foder för användning mellan en kylfluid och förbränningsgaser i gasturbinmotorn, vilket foder innefattar ett flertal koaxiella ringformiga fodersegment anordnade att bilda en gräns mot de heta förbränningsgaserna, k ä n n e t e c k n a d av att ett segment (44) har i direkt ytkontakt stående partier (36,44) med olika värmeutvidgningskoefficienter (C1,C2), som är avsedda att reducera spänning på grund av olika temperatur hos partierna.
2. Brännkammarfoder enligt krav 1, k ä n n e t e c k n a t av att ut- vidgningskoefficienterna varierar kontinuerligt genom fodret.
3. Brännkammarfoder enligt krav 1 eller 2, k ä n n e t e c k n a t av att partierna innefattar första och andra partier (44,36), varvid det första partiet (44) är utsatt för högre temperaturer än det andra partiet och har en värmeutvidgningskoefficient (Cl), som är lägre än hos det andra partiet (36).
4. Brännkammarfoder enligt krav 3, k ä n n e t e c k n a t av att det första partiet är avsett att bilda en gräns för de heta förbränningsgaserna, och det andra partiet innefattar en kropp (36), som sträcker sig från ett ändområde av fodersegmentet, vilken kropp innefattar ett flertal inloppsöppningar (52) för att motta kylfluiden.
5. Brännkammarfoder enligt krav 4, k ä n n e t e c k n a t av att nämnda ändområde av fodersegmentet (44) innefattar en bakersta läppände (46), som sam- verkar med kroppen (36), för att avgränsa en kylluftkammare med en utloppsöpp- ning (50) i ändamål att leda kylluft för filmkylning (40) av ett andra foderseg- ment, som sträcker sig från kroppen.
6. Brännkammarfoder enligt krav 4 eller 5, k ä n n e t e c k n a t av att nämnda partier utgörs dels av ett flertal, koaxiella, ringformiga foderseg- ment (44), som är avsedda att bilda en gräns för de heta förbränningsgaserna, och dels ett flertal ringformiga kroppar (36), som förbinder angränsande foder- segment, vilka kroppar innehåller ett flertal inloppsöppningar (52) och begrän- sar ringformiga utloppsöppningar (40), varvid fodersegmenten har en lägre värme- utvidgningskoefficient än kropparna.
7. Brännkammarfoder enligt krav 1, k ä n n e t e c k n a t av att partier, som utsätts för relativt höga temperaturer, har relativt låga utvidg- ningskoefficienter och partier, som utsätts för relativt låga temperaturer, har relativt höga utvidgningskoefficienter. 46"! 749
8. Sätt att tillverka ett brännkammarfoder i enlighet med patentkrav 1, k ä n n e t e c k n a t av att med ett ändområde av minst ett ringformigt fodersegment (44), vilket har en första värmeutvidgningskoefficient (Cl), förbinds i direkt ytkontakt en ringformig kropp (36), vilken har en andra värmeutvidgningskoefficient (C2), som är högre än den första värmeutvidgníngs- koefficienten.
9. Sätt enligt krav 8, k ä n n e t e c k n a t av att ett flertal första legeringsband (54) används, vilka har en första värmeutvidgningskoefficient och, att ett andra legeringsband (56), vilket har en andra värmeutvidgningskoeffici- ent, som är högre än hos de första legeringsbanden, förbinds med motstående ändar av angränsande första band, samt att de förbundna första och andra banden formas till en ring (60).
10. Sätt enligt krav 9, k ä n n e t e c k n a t av att ett flertal inloppsöppningar (58) anbringas i det andra bandet och att det andra bandet formas till en kropp, som avgränsar en kammare med en väsentligen bågformig profil.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/447,836 US4485630A (en) | 1982-12-08 | 1982-12-08 | Combustor liner |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SE8305427D0 SE8305427D0 (sv) | 1983-10-03 |
SE8305427L SE8305427L (sv) | 1984-06-09 |
SE461749B true SE461749B (sv) | 1990-03-19 |
Family
ID=23777942
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SE8305427A SE461749B (sv) | 1982-12-08 | 1983-10-03 | Anordning vid gasturbinmotor |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4485630A (sv) |
JP (1) | JPS59119116A (sv) |
CA (1) | CA1209355A (sv) |
DE (1) | DE3343652A1 (sv) |
FR (1) | FR2538508B1 (sv) |
GB (1) | GB2131540B (sv) |
IL (1) | IL70143A (sv) |
IT (1) | IT1167667B (sv) |
SE (1) | SE461749B (sv) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN111059575A (zh) * | 2018-10-16 | 2020-04-24 | 中发天信(北京)航空发动机科技股份有限公司 | 涡喷发动机火焰筒外壳 |
Families Citing this family (66)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4655044A (en) * | 1983-12-21 | 1987-04-07 | United Technologies Corporation | Coated high temperature combustor liner |
DE3540942A1 (de) * | 1985-11-19 | 1987-05-21 | Mtu Muenchen Gmbh | Umkehrbrennkammer, insbesondere umkehrringbrennkammer, fuer gasturbinentriebwerke, mit mindestens einer flammrohrwandfilmkuehleinrichtung |
US4705455A (en) * | 1985-12-23 | 1987-11-10 | United Technologies Corporation | Convergent-divergent film coolant passage |
US4684323A (en) * | 1985-12-23 | 1987-08-04 | United Technologies Corporation | Film cooling passages with curved corners |
FR2593237B1 (fr) * | 1986-01-17 | 1989-09-01 | Hispano Suiza Sa | Canal a flux froid d'inverseur de poussee de turboreacteur multiflux associe a des moyens combines de prelevements d'air |
FR2604509B1 (fr) * | 1986-09-25 | 1988-11-18 | Snecma | Procede de realisation d'un film de refroidissement pour chambre de combustion de turbomachine, film ainsi realise et chambre de combustion le comportant |
US5102299A (en) * | 1986-11-10 | 1992-04-07 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Airfoil trailing edge cooling configuration |
US4896510A (en) * | 1987-02-06 | 1990-01-30 | General Electric Company | Combustor liner cooling arrangement |
JPS63243630A (ja) * | 1987-03-30 | 1988-10-11 | Tokyo Electric Power Co Inc:The | ガスタ−ビン燃焼器 |
US5083422A (en) * | 1988-03-25 | 1992-01-28 | General Electric Company | Method of breach cooling |
US4916906A (en) * | 1988-03-25 | 1990-04-17 | General Electric Company | Breach-cooled structure |
US5309636A (en) * | 1990-01-19 | 1994-05-10 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Method for making film cooled sheet metal panel |
US5405242A (en) * | 1990-07-09 | 1995-04-11 | United Technologies Corporation | Cooled vane |
CA2056592A1 (en) * | 1990-12-21 | 1992-06-22 | Phillip D. Napoli | Multi-hole film cooled combustor liner with slotted film starter |
US5142871A (en) * | 1991-01-22 | 1992-09-01 | General Electric Company | Combustor dome plate support having uniform thickness arcuate apex with circumferentially spaced coolant apertures |
JP2597800B2 (ja) * | 1992-06-12 | 1997-04-09 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ガスタービンエンジン用燃焼器 |
US5307637A (en) * | 1992-07-09 | 1994-05-03 | General Electric Company | Angled multi-hole film cooled single wall combustor dome plate |
US5261223A (en) * | 1992-10-07 | 1993-11-16 | General Electric Company | Multi-hole film cooled combustor liner with rectangular film restarting holes |
US5419681A (en) * | 1993-01-25 | 1995-05-30 | General Electric Company | Film cooled wall |
US5459995A (en) * | 1994-06-27 | 1995-10-24 | Solar Turbines Incorporated | Turbine nozzle attachment system |
US5749229A (en) * | 1995-10-13 | 1998-05-12 | General Electric Company | Thermal spreading combustor liner |
US6237344B1 (en) | 1998-07-20 | 2001-05-29 | General Electric Company | Dimpled impingement baffle |
US6250082B1 (en) * | 1999-12-03 | 2001-06-26 | General Electric Company | Combustor rear facing step hot side contour method and apparatus |
US6434821B1 (en) * | 1999-12-06 | 2002-08-20 | General Electric Company | Method of making a combustion chamber liner |
US6435816B1 (en) * | 2000-11-03 | 2002-08-20 | General Electric Co. | Gas injector system and its fabrication |
US6675582B2 (en) | 2001-05-23 | 2004-01-13 | General Electric Company | Slot cooled combustor line |
US6568079B2 (en) | 2001-06-11 | 2003-05-27 | General Electric Company | Methods for replacing combustor liner panels |
US6581285B2 (en) | 2001-06-11 | 2003-06-24 | General Electric Co. | Methods for replacing nuggeted combustor liner panels |
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 |
JP3924136B2 (ja) * | 2001-06-27 | 2007-06-06 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器 |
US6651437B2 (en) * | 2001-12-21 | 2003-11-25 | General Electric Company | Combustor liner and method for making thereof |
US6749396B2 (en) | 2002-06-17 | 2004-06-15 | General Electric Company | Failsafe film cooled wall |
US6986201B2 (en) * | 2002-12-04 | 2006-01-17 | General Electric Company | Methods for replacing combustor liners |
US6782620B2 (en) | 2003-01-28 | 2004-08-31 | General Electric Company | Methods for replacing a portion of a combustor dome assembly |
US7065955B2 (en) * | 2003-06-18 | 2006-06-27 | General Electric Company | Methods and apparatus for injecting cleaning fluids into combustors |
US7007481B2 (en) * | 2003-09-10 | 2006-03-07 | General Electric Company | Thick coated combustor liner |
US7051532B2 (en) * | 2003-10-17 | 2006-05-30 | General Electric Company | Methods and apparatus for film cooling gas turbine engine combustors |
US7546684B2 (en) * | 2004-07-27 | 2009-06-16 | General Electric Company | Method for repair and replacement of combustor liner panel |
WO2006058629A1 (de) * | 2004-12-01 | 2006-06-08 | Siemens Aktiengesellschaft | Hitzeschildelement, verfahren und form zu dessen herstellung, heissgasauskleidung und brennkammer |
EP1666797A1 (de) * | 2004-12-01 | 2006-06-07 | Siemens Aktiengesellschaft | Hitzeschildelement, Verfahren zu dessen Herstellung, Heisgasauskleidung und Brennkammer |
US7546743B2 (en) * | 2005-10-12 | 2009-06-16 | General Electric Company | Bolting configuration for joining ceramic combustor liner to metal mounting attachments |
US7578134B2 (en) | 2006-01-11 | 2009-08-25 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine engines |
US20080148565A1 (en) * | 2006-12-22 | 2008-06-26 | Edward John Emilianowicz | Methods for making combustor liner replacement panels |
US20100031664A1 (en) * | 2006-12-22 | 2010-02-11 | Edward John Emilianowicz | Combustor liner replacement panels |
JP2008261605A (ja) * | 2007-04-13 | 2008-10-30 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン燃焼器 |
EP2039998A1 (de) * | 2007-09-24 | 2009-03-25 | ALSTOM Technology Ltd | Gasturbine mit geschweissten Brennkammerschalen |
US8516820B2 (en) * | 2008-07-28 | 2013-08-27 | Siemens Energy, Inc. | Integral flow sleeve and fuel injector assembly |
FR2953907B1 (fr) * | 2009-12-11 | 2012-11-02 | Snecma | Chambre de combustion pour turbomachine |
US9810081B2 (en) | 2010-06-11 | 2017-11-07 | Siemens Energy, Inc. | Cooled conduit for conveying combustion gases |
DE102011081112A1 (de) * | 2011-08-17 | 2013-02-21 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Verfahren zur Herstellung eines Bauteils für hohe thermische Belastungen, ein Bauteil herstellbar mit dem Verfahren und ein Flugzeugtriebwerk mit dem Bauteil |
US20130074507A1 (en) * | 2011-09-28 | 2013-03-28 | Karthick Kaleeswaran | Combustion liner for a turbine engine |
US20140366544A1 (en) * | 2013-06-13 | 2014-12-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor exit duct for gas turbine engines |
GB201315871D0 (en) | 2013-09-06 | 2013-10-23 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber arrangement |
US10794595B2 (en) * | 2014-02-03 | 2020-10-06 | Raytheon Technologies Corporation | Stepped heat shield for a turbine engine combustor |
EP2949871B1 (en) * | 2014-05-07 | 2017-03-01 | United Technologies Corporation | Variable vane segment |
US10612403B2 (en) * | 2014-08-07 | 2020-04-07 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor sliding joint |
US10359194B2 (en) | 2014-08-26 | 2019-07-23 | Siemens Energy, Inc. | Film cooling hole arrangement for acoustic resonators in gas turbine engines |
GB201603166D0 (en) * | 2016-02-24 | 2016-04-06 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber |
US10663168B2 (en) * | 2017-08-02 | 2020-05-26 | Raytheon Technologies Corporation | End rail mate-face low pressure vortex minimization |
US11015812B2 (en) | 2018-05-07 | 2021-05-25 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Combustor bolted segmented architecture |
US11371701B1 (en) | 2021-02-03 | 2022-06-28 | General Electric Company | Combustor for a gas turbine engine |
US11867402B2 (en) * | 2021-03-19 | 2024-01-09 | Rtx Corporation | CMC stepped combustor liner |
US11959643B2 (en) | 2021-06-07 | 2024-04-16 | General Electric Company | Combustor for a gas turbine engine |
US11774098B2 (en) | 2021-06-07 | 2023-10-03 | General Electric Company | Combustor for a gas turbine engine |
US11885495B2 (en) | 2021-06-07 | 2024-01-30 | General Electric Company | Combustor for a gas turbine engine including a liner having a looped feature |
CN113333549B (zh) * | 2021-06-21 | 2022-09-06 | 西安远航真空钎焊技术有限公司 | 一种燃气轮机火焰筒前部环的加工方法 |
Family Cites Families (27)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
BE440993A (sv) * | 1940-03-26 | |||
GB698539A (en) * | 1951-08-23 | 1953-10-14 | Svenska Turbinfab Ab | Expansible connecting element |
GB722121A (en) * | 1952-04-16 | 1955-01-19 | Wiggin & Co Ltd Henry | Improvements relating to flame tubes of jet engines and to other metal articles |
US2962256A (en) * | 1956-03-28 | 1960-11-29 | Napier & Son Ltd | Turbine blade shroud rings |
US2938333A (en) * | 1957-03-18 | 1960-05-31 | Gen Motors Corp | Combustion chamber liner construction |
US3397732A (en) * | 1966-01-03 | 1968-08-20 | Army Usa | Method for spray forming of tubular bodies |
US3584972A (en) * | 1966-02-09 | 1971-06-15 | Gen Motors Corp | Laminated porous metal |
FR2012723A1 (sv) * | 1968-07-11 | 1970-03-20 | Messerschmitt Boelkow Blohm | |
GB1240009A (en) * | 1968-07-27 | 1971-07-21 | Leyland Gas Turbines Ltd | Flame tube |
US3536103A (en) * | 1968-12-27 | 1970-10-27 | T O Paine | Temperature sensitive flow regulator |
GB1282856A (en) * | 1970-02-18 | 1972-07-26 | Leyland Gas Turbines Ltd | Gas turbine engines |
BE792224A (fr) * | 1971-12-01 | 1973-03-30 | Penny Robert N | Element composite long ayant un coefficient de dilatation lineaire effectif predetermine |
JPS5235112B2 (sv) * | 1972-04-26 | 1977-09-07 | ||
US3845620A (en) * | 1973-02-12 | 1974-11-05 | Gen Electric | Cooling film promoter for combustion chambers |
US3918255A (en) * | 1973-07-06 | 1975-11-11 | Westinghouse Electric Corp | Ceramic-lined combustion chamber and means for support of a liner with combustion air penetrations |
GB1504129A (en) * | 1974-06-29 | 1978-03-15 | Rolls Royce | Matching differential thermal expansions of components in heat engines |
GB1484936A (en) * | 1974-12-07 | 1977-09-08 | Rolls Royce | Gas turbine engines |
US3995422A (en) * | 1975-05-21 | 1976-12-07 | General Electric Company | Combustor liner structure |
US4050241A (en) * | 1975-12-22 | 1977-09-27 | General Electric Company | Stabilizing dimple for combustion liner cooling slot |
US4030875A (en) * | 1975-12-22 | 1977-06-21 | General Electric Company | Integrated ceramic-metal combustor |
GB1545783A (en) * | 1976-05-03 | 1979-05-16 | Rolls Royce | Laminated metal material |
US4259842A (en) * | 1978-12-11 | 1981-04-07 | General Electric Company | Combustor liner slot with cooled props |
FR2450349A1 (fr) * | 1979-03-01 | 1980-09-26 | Snecma | Perfectionnement au refroidissement des parois de chambres de combustion par pellicule d'air |
US4312186A (en) * | 1979-10-17 | 1982-01-26 | General Motors Corporation | Shingled laminated porous material |
JPS5857657B2 (ja) * | 1980-02-01 | 1983-12-21 | 工業技術院長 | ガスタ−ビン燃焼器の内筒 |
GB2087979B (en) * | 1980-11-22 | 1984-02-22 | Rolls Royce | Gas turbine engine blade tip seal |
GB2089434A (en) * | 1980-12-09 | 1982-06-23 | Rolls Royce | Composite Ducts for Jet Pipes |
-
1982
- 1982-12-08 US US06/447,836 patent/US4485630A/en not_active Expired - Fee Related
-
1983
- 1983-10-03 SE SE8305427A patent/SE461749B/sv not_active IP Right Cessation
- 1983-11-04 IL IL70143A patent/IL70143A/xx unknown
- 1983-11-21 GB GB08331013A patent/GB2131540B/en not_active Expired
- 1983-11-25 CA CA000441983A patent/CA1209355A/en not_active Expired
- 1983-11-28 IT IT23910/83A patent/IT1167667B/it active
- 1983-12-02 DE DE19833343652 patent/DE3343652A1/de not_active Ceased
- 1983-12-06 FR FR8319451A patent/FR2538508B1/fr not_active Expired
- 1983-12-06 JP JP58229244A patent/JPS59119116A/ja active Pending
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN111059575A (zh) * | 2018-10-16 | 2020-04-24 | 中发天信(北京)航空发动机科技股份有限公司 | 涡喷发动机火焰筒外壳 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB2131540B (en) | 1986-08-20 |
GB8331013D0 (en) | 1983-12-29 |
IL70143A0 (en) | 1984-02-29 |
JPS59119116A (ja) | 1984-07-10 |
DE3343652A1 (de) | 1984-06-14 |
FR2538508A1 (fr) | 1984-06-29 |
US4485630A (en) | 1984-12-04 |
IT8323910A0 (it) | 1983-11-28 |
CA1209355A (en) | 1986-08-12 |
SE8305427L (sv) | 1984-06-09 |
IL70143A (en) | 1990-12-23 |
GB2131540A (en) | 1984-06-20 |
SE8305427D0 (sv) | 1983-10-03 |
FR2538508B1 (fr) | 1988-10-28 |
IT1167667B (it) | 1987-05-13 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
SE461749B (sv) | Anordning vid gasturbinmotor | |
US5483794A (en) | Multi-hole film cooled afterburner combustor liner | |
JP5475901B2 (ja) | 燃焼器ライナ及びガスタービンエンジンアセンブリ | |
EP2702250B1 (en) | A method of forming a multi-panel outer wall of a component for use in a gas turbine engine | |
US6640547B2 (en) | Effusion cooled transition duct with shaped cooling holes | |
EP1400755B1 (en) | Flanged hollow structure | |
US4739621A (en) | Cooling scheme for combustor vane interface | |
US3572031A (en) | Variable area cooling passages for gas turbine burners | |
EP1619353A1 (en) | Wall cooling circuit | |
EP1104871A1 (en) | Combustion chamber for a gas turbine engine | |
CN107683391B (zh) | 具有优化冷却的燃烧室的环形壁 | |
GB2317005A (en) | Combustion chamber | |
SE439801B (sv) | Kylbar statorplattekonstruktion | |
CN106930836B (zh) | 空气动力型主体和用于冷却设置在热流体流动中的主体的方法 | |
US20220252361A1 (en) | Conformal heat exchanger passage features for improved flow distribution | |
US3959966A (en) | Gas turbine engine | |
US3451268A (en) | Cooled thermocouple | |
US4206865A (en) | Formed louver for burner liner | |
JPH08284688A (ja) | ガスタービンおよびガスタービン燃焼装置 | |
Sparrow et al. | Turbulent flow and heat transfer in bends of circular cross section: I—heat transfer experiments | |
CN105937776B (zh) | 用于燃气涡轮燃烧器的顺序衬套 | |
US6976361B1 (en) | Ventilation channels in an afterburner chamber confluence sheet | |
US3362470A (en) | Boundary wall structures for hot fluid streams | |
Molki et al. | In-tube heat transfer for skewed inlet flow caused by competition among tubes fed by the same plenum | |
JPH01234716A (ja) | ガスタービン燃焼器 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
NUG | Patent has lapsed |
Ref document number: 8305427-0 Effective date: 19930510 Format of ref document f/p: F |