SE461749B - Anordning vid gasturbinmotor - Google Patents

Anordning vid gasturbinmotor

Info

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
Application number
SE8305427A
Other languages
English (en)
Other versions
SE8305427L (sv
SE8305427D0 (sv
Inventor
M J Kenworthy
Original Assignee
Gen Electric
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Gen Electric filed Critical Gen Electric
Publication of SE8305427D0 publication Critical patent/SE8305427D0/sv
Publication of SE8305427L publication Critical patent/SE8305427L/sv
Publication of SE461749B publication Critical patent/SE461749B/sv

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23RGENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002Wall structures
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23PMETAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P15/00Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23RGENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04Air inlet arrangements
    • F23R3/06Arrangement of apertures along the flame tube
    • F23R3/08Arrangement of apertures along the flame tube between annular flame tube sections, e.g. flame tubes with telescopic sections
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23PMETAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P2700/00Indexing scheme relating to the articles being treated, e.g. manufactured, repaired, assembled, connected or other operations covered in the subgroups
    • B23P2700/13Parts 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)

46) 749 8 Patentkrav
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.
SE8305427A 1982-12-08 1983-10-03 Anordning vid gasturbinmotor SE461749B (sv)

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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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