CZ20022075A3 - Způsob a zařízení pro chlazení spalovacích komor soustrojí plynové turbíny - Google Patents
Způsob a zařízení pro chlazení spalovacích komor soustrojí plynové turbíny Download PDFInfo
- Publication number
- CZ20022075A3 CZ20022075A3 CZ20022075A CZ20022075A CZ20022075A3 CZ 20022075 A3 CZ20022075 A3 CZ 20022075A3 CZ 20022075 A CZ20022075 A CZ 20022075A CZ 20022075 A CZ20022075 A CZ 20022075A CZ 20022075 A3 CZ20022075 A3 CZ 20022075A3
- Authority
- CZ
- Czechia
- Prior art keywords
- heat shield
- dome
- plate
- cooling
- combustion chamber
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 53
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims description 65
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 13
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims abstract description 18
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 14
- 239000010408 film Substances 0.000 claims description 26
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 17
- 239000010409 thin film Substances 0.000 claims description 9
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 claims description 8
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 4
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims 1
- 230000002265 prevention Effects 0.000 claims 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 19
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 3
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 230000002035 prolonged effect Effects 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
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
-
- 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
-
- 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)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
Vynález se obecně týká soustrojí plynové turbíny, přičemž se zejména týká tepelných štítů, využívaných u spalovacích komor soustrojí plynové turbíny.
Dosavadní stav techniky
Soustrojí plynové turbíny obvykle obsahuje jádro soustrojí, opatřené sériovým průtokovým uspořádáním, vysokotlakým kompresorem, který stlačuje proudící vzduch, vstupující do soustrojí, a spalovací komorou, která spaluje, směs paliva se vzduchem. Spalovací komora sestává z kopulové sestavy na předním konci spalovací komory, a z vložek, které obsahují horké produkty spalování,· které zaměřují směrem do turbíny.
Vstřikovač paliva je vyrovnán s otvory v kopuli spalovací komory, které jsou uspořádány pro směšování vstupujícího paliva se vzduchem ve vhodném poměru pro účely spalování. Jelikož produkty spalování či hoření mohou přesahovat tepelné schopnosti některých kovových součástí, je zabráněno tomu, aby tyto produkty spalování přicházely do přímého styku s konstrukčními kovovými součástmi.
• · ·
Za účelem usnadnění izolace konstrukčních součástí od produktů spalování jsou alespoň některé známé kopulové sestavy spalovací komory opatřeny konstrukční deskou kopule, která zajišťuje opěru pro vložky, a tepelným štítem, který izoluje konstrukční prvky od horkých produktů spalování.
Chladicí vzduch je přiváděn na povrchové plochy konstrukčních prvků, které jsou vystaveny působení spalovacích plynů o vysoké teplotě. Konkrétně pak alespoň u některých známých kopulových sestav spalovací komory je deska kopule opatřena nárazově chlazenými tepelnými štíty, které jsou chlazeny tak, že chladicí vzduch je urychlován prouděním přes malé otvory v kopuli a naráží na přední povrchovou plochu tepelného štítu. Po dopadu na přední povrchovou plochu tepelného štítu pak chladicí vzduch vstupuje do spalovací komory kolem okrajů tepelného štítu.
Avšak chladicí vzduch je potřebný u celé řady součástí soustrojí plynové turbíny, přičemž alespoň u některých známých moderních vysokotlakých soustrojí plynové turbíny může potřeba chladicího vzduchu překročit jeho přívod. V důsledku neustálého vystavení zadní povrchové plochy tepelných štítů působení vysokých teplot může dojít ke snížení životnosti sestav spalovacích komor, které obsahují kopule.
Podstata vynálezu
V souladu s jedním aspektem předmětu tohoto vynálezu byl proto vyvinut způsob přivádění proudu vzduchu do spalovací komory soustrojí plynové turbíny přes kopulovou sestavu, která obsahuje desku kopule a tepelný štít, přičemž deska
kopule obsahuje nárazovou přepážku, a tepelný štít. je připojen k desce kopule, kterýžto způsob obsahuje následující kroky:
nasměrování proudu stlačeného vzduchu na nárazovou přepážku, a přesměrování proudu stlačeného vzduchu směrem k tepelnému štítu s nárazovou přepážkou pro nárazové chlazení tepelného štítu a pro jeho chlazení s pomocí tenké vrstvičky filmu.
Nárazová přepážka obsahuje množinu průchozích otvorů, přičemž uvedený krok přesměrování části proudu vzduchu dále obsahuje krok vedení proudu vzduchu přes otvory v nárazové přepážce směrem k tepelnému štítu.
Způsob podle tohoto vynálezu dále s výhodou obsahuje krok přesměrování proudu vzduchu s pomocí tepelného štítu pro chlazení tepelného štítu s pomocí tenké vrstvičky filmu.
Tepelný štít obsahuje množinu průchozích otvorů, přičemž uvedený krok přesměrování proudu vzduchu s pomocí tepelného štítu dále obsahuje následující kroky:
přesměrování proudu vzduchu přes otvory v tepelném štítu pro chlazení tepelného štítu s pomocí tenké vrstvičky filmu, a přesměrování proudu vzduchu přes otvory v tepelném štítu pro posílení víření proudu vzduchu ve spalovací komoře.
Uvedený krok přesměrování proudu vzduchu směrem k tepelnému štítu s nárazovou přepážkou dále obsahuje krok využívání těsnicí sestavy pro zabránění úniku proudu vzduchu mezi tepelným štítem a deskou kopule.
Tepelný štít a deska kopule vymezují dutinu, přičemž uvedený krok přesměrování proudu vzduchu směrem k tepelnému štítu s nárazovou deskou dále obsahuje krok nasměrování proudu vzduchu do dutiny,, vymezené mezi tepelným štítem a nárazovou přepážkou.
V souladu s dalším aspektem předmětu tohoto vynálezu byla dále rovněž vyvinuta kopulová sestava pro spalovací komoru soustrojí plynové turbíny, která obsahuje:
desku kopule, obsahující nárazovou přepážku, kterou prochází otvor, dimenzovaný pro uložení palivové trysky, a tepelný štít, procházející uvedeným otvorem v desce kopule a připojený k uvedené desce kopule, přičemž nárazová přepážka je uspořádána pro nasměrování vzduchu pro nárazové chlazení uvedeného tepelného štítu a pro jeho chlazení s pomocí tenké vrstvičky filmu.
Kopulová sestava podle tohoto vynálezu dále s výhodou obsahuje těsnění, umístěné obvodově mezi uvedeným tepelným štítem a uvedenou deskou kopule, přičemž uvedené těsnění je uspořádáno pro zabránění proudění vzduchu mezi uvedeným tepelným štítem a uvedenou deskou kopule,.
Uvedený tepelný štít obsahuje množinu průchozích otvorů.
Uvedená nárazová přepážka obsahuje množinu průchozích otvorů, přičemž uvedené průchozí otvory v nárazové přepážce jsou průtokově propojeny s uvedeným tepelným štítem.
Uvedený tepelný štít obsahuje množinu průchozích otvorů, přičemž uvedený tepelný štít a uvedené deska kopule vymezují dutinu, přičemž uvedené otvory v nárazové přepážce jsou průtokově propojeny s uvedenou dutinou.
Uvedené otvory v tepelném štítu jsou průtokově propojeny s uvedenými otvory v nárazové přepážce a s uvedenou dutinou desky kopule.
Uvedený tepelný štít je uspořádán pro nasměrování vzduchu pro chlazení uvedeného tepelného štítu s pomocí tenké vrstvičky filmu.
V souladur s ještě dalším aspektem· předmětu tohoto vynálezu byla dále rovněž vyvinuta spalovací komora pro soustrojí plynové turbíny, která obsahuje kopulovou sestavu, obsahující desku kopule a tepelný štít, připojený k uvedené desce kopule, přičemž uvedená deska kopule obsahuje nárazovou přepážku s průchozími otvory pro palivovou trysku, přičemž uvedená nárazová přepážka je uspořádána pro nasměrování vzduchu pro nárazové chlazení uvedeného tepelného štítu a pro jeho chlazení s pomocí tenké vrstvičky filmu.
Tepelný štít uvedené kopulové sestavy prochází uvedeným otvorem v desce kopule, přičemž uvedená nárazová přepážka desky kopule je dále uspořádána pro nasměrování proudu vzduchu pro chlazení uvedeného tepelného štítu s pomocí tenké vrstvičky filmu.
• ·
Uvedený tepelný štít kopulové sestavy obsahuje množinu průchozích otvorů.
Uvedená nárazová přepážka desky kopule kopulové sestavy obsahuje množinu průchozích otvorů pro nasměrování proudu vzduchu směrem k uvedenému tepelnému štítu.
Uvedený tepelný štít kopulové sestavy a uvedená nárazová přepážka vymezují dutinu, přičemž uvedené otvory v nárazové přepážce jsou průtokově propojeny s uvedenou dutinou.
Uvedený tepelný štít kopulové sestavy obsahuje množinu průchozích otvorů, přičemž uvedené otvory v nárazové přepážce jsou průtokově propojeny s uvedenými otvory v tepelném štítu.
Uvedená kopulová sestava dále obsahuje těsnění, umístěné obvodově mezi uvedeným tepelným štítem a uvedenou deskou kopule.
V souladu s jedním aspektem předmětu tohoto vynálezu tedy spalovací komora pro soustrojí plynové turbíny obsahuje kopulovou sestavu, která usnadňuje prodloužení životnosti spalovací komory velice nenákladným a spolehlivým způsobem. Kopulová sestava obsahuje desku kopule a tepelný štít, připojený k této desce kopule. Deska kopule obsahuje nárazovou přepážku, ve které je uspořádán průchozí otvor pro uložení vstřikovače paliva. Nárazová přepážka je rovněž opatřena množinou chladicích průchozích otvorů, které jsou průtokově propojeny s tepelným štítem.
• fe fe ♦ • i • · fe ·
V souladu s dalším aspektem předmětu tohoto vynálezu byla tedy vyvinuta spalovací komora pro soustrojí plynové turbíny, která obsahuje kopulovou sestavu, obsahující desku kopule a tepelný štít, připojený k uvedené desce kopule. Deska kopule obsahuje nárazovou přepážku, opatřenou průchozím otvorem pro vstřikovač paliva. Nárazová přepážka je uspořádána pro nasměrování proudu vzduchu pro nárazové chlazení uvedeného tepelného štítu a pro jeho chlazení s pomocí tenké vrstvičky filmu.
V souladu s ještě dalším aspektem předmětu tohoto vynálezu byl rovněž dále vyvinut způsob přivádění proudu vzduchu do spalovací komory soustrojí plynové turbíny přes zde uspořádanou kopulovou sestavu. Kopulová sestava obsahuje desku kopule a tepelný štít. Deska kopule obsahuje nárazovou přepážku, přičemž tepelný štít je připojen k desce kopule. Způsob zahrnuje kroky nasměrování proudu stlačeného vzduchu na nárazovou přepážku, a přesměrování proudu stlačeného vzduchu směrem k tepelnému štítu s nárazovou přepážkou pro nárazové chlazení tepelného štítu a pro jeho chlazení s pomocí tenké vrstvičky filmu.
Přehled obrázků na výkresech
Vynález bude v dalším podrobněji objasněn na příkladech jeho konkrétního provedení, jejichž popis bude podán s přihlédnutím k přiloženým obrázkům výkresů, kde:
obr. 1 znázorňuje schematické zobrazení soustrojí plynové turbíny;
'·* ► « »· *·- -
obr. 2 znázorňuje schematický pohled v bočním řezu na spalovací komoru, používanou u soustrojí plynové turbíny, znázorněného na obr. 1; a obr. 3 znázorňuje ve zvětšeném měřítku pohled na spalovací komoru, zobrazenou na obr. 2, a to podél oblasti 3.
Příklady provedení vynálezu
Na vyobrazení podle obr. 1 je schematicky znázorněno soustrojí 10 plynové turbíny, obsahující nízkotlaký kompresor 12, vysokotlaký kompresor 14 a spalovací komoru 16. Soustrojí 10 plynové turbíny rovněž obsahuje vysokotlakou turbínu 18 a nízkotlakou turbínu 20.
Za provozu proudí vzduch přes nízkotlaký kompresor 12, přičemž stlačený vzduch je přiváděn z nízkotlakého kompresoru 12 do vysokotlakého kompresoru 14 . Vzduch o vysokém tlaku je přiváděn do spalovací komory 16. Proud vzduchu (na obr. 1 neznázorněno) ze spalovací komory 16 pohání vysokotlakou turbínu 18 a nízkotlakou turbínu 20.
Na vyobrazení podle obr. 2 je znázorněn schematický pohled v bočním řezu na spalovací komoru 16 pro soustrojí 10 plynové turbíny.
V jednom provedení je takovéto soustrojí plynové turbíny dostupné pod označením T700 od firmy General Electric Company, Cincinnati, Ohio.
Na vyobrazení podle obr. měřítku pohled na spalovací je znázorněn ve zvětšeném komoru 16 podél oblasti 3
·. » :· :
.· : : .· leží ve směru proudění za z obr. 2. Spalovací komora 16 vysokotlakým kompresorem 14.
Vysokotlaký kompresor 14 j< vyobrazeních neznázorněno) a odstředivým kompresorem neboli rotorem 50. Odstředivý kompresor 50 je umístěn za vysokotlakým kompresorem 14 ve směru proudění za lopatkami, přičemž obsahuje výstup 52, hlavu 54 a otočné těleso 56, umístěné mezi nimi. Odstředivý kompresor 50 rovněž obsahuje neotočný věnec 58. U jednoho provedení je rotorem 50 jednostupňový odstředivý rotor.
Otočné těleso 56 rotoru 50 a neotočný věnec 58 rotoru 50 se rozprostírají radiálně směrem ven od vstupu 60 k výstupu 52 ve tvaru komolého kužele, přičemž . je zde uspořádána komora 62 a výstupní otvor 66, který je průtokově propojen s komorou 62. Hlava 54 rotoru 50 je obvodově připojena ke hřídeli rotoru (na vyobrazeních neznázorněno). Výstupní otvor 66 leží v blízkosti výstupu 52 rotoru 50, přičemž umožňuje průtokové propojení komory 62 rotoru 50 s rozváděčům kolem 82.
Rozváděči kolo 82 je umístěno radiálně směrem ven od odstředivého kompresoru 50 a obsahuje vstup 84 a výstup 85. Vstup 84 přiléhá k výstupnímu otvoru 66, přičemž vstupní vzduch vystupuje z rotoru 50 do rozváděcího kola 82. Odviřovací kaskáda 86 je průtokově propojena s rozváděcím kolem 82 a vychází z výstupu 85 rozváděcího kola 82.
Spalovací komora 16 je umístěna ve směru proudění za odstředivým kompresorem 50 přičemž je opatřena pláštěm 90.
Množina upevňovacích prvků (na vyobrazeních neznázorněno, s opatřen množinou lopatek (na
4 4 • 94
4· 4 upevňuje spalovací komoru 16 v soustrojí 10 plynové turbíny. Spalovací komora 16 obsahuje množinu palivových trysek 100, které vstřikují palivo do vstupní strany 102 spalovací komory 16. Spalovací komora 16 obsahuje prstencovitou komoru 116, rozprostírající se od vstupní spalovací komory 16 k výstupní straně 120 spalovací strany 102 spalovací komory 16. Výstupní strana 120 spalovací komory 16 je umístěna v blízkosti trysky vysokotlaké turbíny (na vyobrazeních neznázorněno).
Spalovací komora 16 obsahuje prstencovitou vnější vložku 130, prstencovitou vnitřní vložku 132 a kopulovitý konec 134, rozprostírající se mezi vnější vložkou 130 a vnitřní vložkou 132. Vnější vložka 130 je vzdálena radiálně směrem dovnitř od pláště 90 spalovací komory 16 a společně s vnitřní vložkou 132 vymezuje spalovací komoru 116.
U příkladného provedení pak kopulovitý konec 134 spalovací komory 16 obsahuje prstencovitou kopuli 140, uspořádanou v jediném prstencovitém uspořádání. U jednoho provedení pak kopulovitý konec 134 spalovací komory 16 obsahuje množinu kopulí 140, uspořádaných ve dvojitém prstencovitém uspořádání. U druhého provedení kopulovitý konec 134 spalovací komory 16 obsahuje množinu kopulí 140 uspořádanou ve trojitém prstencovitém uspořádání.
Kopule 140 obsahuje desku 142 kopule 140, mající vnější konec 144 pevně připojený k vnější vložce 130 spalovací komory 16 přičemž vnitřní konec 146 je pevně připojen k vnitřní vložce 132 spalovací komory 16. Deska 142 kopule 140 obsahuje nárazovou přepážku 148, která se rozprostírá přes vstupní stranu 102 spalovací komory 16, a «♦ • · • · • 0 • *
0» ·' 1 «0 • · » ·* 0000.
která vymezuje středový otvor 150, rozprostírající se přes desku 142 kopule 140.
Středový otvor 150 desky 142 kopule 140 má průměr 152, jehož velikost je uspořádána pro uložení palivové trysky 100 a vířivé sestavy (na vyobrazeních neznázorněno). Nárazová přepážka 148 obsahuje vnější povrchovou plochu 160 a vnitřní povrchovou plochu 162, mezi kterými se rozprostírá množina chladicích otvorů 164. Chladicí otvory 164 urychlují chladicí vzduch a zaměřují tento chladicí vzduch směrem na tepelný štít 17 0. Chladicí otvory 164 se rozprostírají po obvodu kolem středového otvoru 150 desky 142 kopule 140 a kolem prstence kopule 140 spalovací komory 16.
Tepelný štít 170 je připojen k desce 142 kopule 140 a prochází otvorem 150 desky 142 kopule 140. Tepelný štít 170 obsahuje první tělesnou část 172 a druhou tělesnou část 174. První tělesná část 172 se rozprostírá od vnějšího okraje 176, připojeného k desce 142 kopule 140, ke druhé tělesné části 174 tepelného štítu 170. Konkrétněji řečeno je první část radiálně vnější strany připojena k vnitřní povrchové ploše 178 desky 142 kopule 140.
První tělesná část 172 tepelného štítu 170 obsahuje vnější povrchovou plochu 180 a vnitřní povrchovou plochu 182, mezi kterými je uspořádána množina otvorů 184. Série vyvýšených vypuklin (na vyobrazeních neznázorněno) vybíhá směrem ven z vnější povrchové plochy 180 pro usnadnění zvyšování chladicí schopnosti nárazového chladicího vzduchu prostřednictvím zvětšení vnější povrchové plochy 180.
«I «
Otvory 184 procházejí pod úhlem první tělesnou částí 172 tepelného štítu 170 vzhledem k vnitřní povrchové ploše 182 a k vnější povrchové ploše 180 pro zajištění přídavné chladicí povrchové stykové plochy mezi chladicím vzduchem a tepelným štítem 170. Otvory 184 jsou průtokově propojeny s chladicími otvory 164 v nárazové přepážce 148.
První tělesná část 172 je v podstatě rovnoběžná s nárazovou přepážkou 148 desky 142 kopule 140, přičemž je první tělesná část 172 průtokově propojena s chladicími otvory 164 v nárazové přepážce 148. Konkrétněji řečeno pak první tělesná část 172 tepelného štítu 170 je opatřena montážním výstupkem 186, který vybíhá směrem ven od vnějšího okraje 176 tepelného štítu 170. Montážní výstupek 18 6 se dotýká osazení 188, které se rozprostírá radiálně směrem dovnitř od vnitřní povrchové plochy 178 desky 142 kopule 140 za účelem připojení první tělesné části 172 tepelného štítu 170 k desce 142 kopule 140.
Druhá tělesná část 174 tepelného štítu 170 se rozprostírá sbíhavé od první tělesné části 172 tepelného· štítu 170 a vymezuje otvor 190, procházející tepelným štítem 170. Tento otvor 190 je dimenzován pro uložení palivové trysky 100 a vířících ústrojí, přičemž protože se druhá tělesná část 174 tepelného štítu 170 sbíhá, je vnitřní průměr 191 otvoru 190 v tepelném štítu 170 na protiproudé straně 192 tepelného štítu 170 menší, než vnitřní průměr 194 otvoru 190 v tepelném štítu 170 na poproudé straně 196 otvoru 190 v tepelném štítu 170.
Kromě toho druhá tělesná část 174 tepelného štítu 170 prochází středovým otvorem 150 desky 142 kopule 140, takže
Υ *·
4,4 φ .♦* ·· • 4 · 4
J ' · 4»
J ♦ · » * · 4 4 ·· 44 otvor 190 v tepelném štítu 170 je souose vyrovnán vzhledem ke středovému otvoru 150 desky 142 kopule 140. Chladicí otvory 184 jsou dále uspořádány v kruhovém vzoru pro zesílení víření paliva a vzduchu, procházejícího otvorem 190 v tepelném štítu 170 pro zdokonalení účinnosti chlazení s pomocí filmu. Vnější průměr 198 otvoru 190 v tepelném štítu 170, měřeno vzhledem k vnější povrchové ploše 180 tepelného štítu 170, je poněkud menší, než průměr 152 otvoru 150 desky 142 kopule 140.
Druhá tělesná část 174 tepelného štítu 170 je opatřena prstencovitým osazením 200, které omezuje vzdálenost 202, o kterou druhá tělesná část 174 tepelného štítu 170 zasahuje do středového otvoru 150 desky 142 kopule 140. Proto tedy prstencovité osazení 200 druhé tělesné části 174 má vnější průměr 204, který je větší, než je průměr 152 otvoru 150 desky 142 kopule 140.
Kromě toho kombinace montážního výstupku 186 první tělesné části 172 tepelného štítu 170 a prstencovitého osazení 200 druhé tělesné části 174 tepelného štítu 170 zajišťuje, že tepelný štít 170 je udržován ve vyrovnané poloze vzhledem k prstencovité kopuli 140. Konkrétně montážní výstupek 186 a prstencovité osazení 200 zajišťují, že tepelný štít 170 je připojen k desce 142 kopule 140 tak, že dutina 210 je vymezena mezi tepelným štítem 170 a deskou 142 kopule 140.
Dutina 210 se rozprostírá prstencovité kolem druhé tělesné části 174 tepelného štítu 170 mezi nárazovou přepážkou 148 desky 142 kopule 140 a první tělesnou částí 172 tepelného štítu 170. Konkrétně je dutina 210 vymezena mezi ** »· ♦ · « ·· « · « ·· • · • 9 • · • >
·· vnitřní povrchovou plochou 162 nárazové přepážky 148 a vnější povrchovou plochou 180 tepelného štítu 170. Proto tedy otvory 184 v první tělesné části 172 tepelného štítu 170 a chladicí otvory 164 v nárazové přepážce 148 jsou průtokově propojeny s dutinou 210.
Těsnicí sestava 220 se rozprostírá mezi tepelným štítem 170 a deskou 142 kopule 140 pro zabránění tomu, aby proud vzduchu, vstupující do dutiny 210, proudil přes rozhraní mezi tepelným štítem 170 a deskou 142 kopule 140. Těsnicí sestava 220 obsahuje vnitřní těsnění 222, vnější těsnění 224 a radiální těsnění 226.
Vnitřní těsnění 222 se rozprostírá podél radiálně vnitřní strany 228 tepelného štítu 170 mezi deskou 142 kopule 140 a montážním výstupkem 186 tepelného štítu 170.
Vnější těsnění 224 se rozprostírá podél radiálně vnější strany 230 tepelného štítu 170 mezi deskou 142 kopule 140 a montážním výstupkem 18 6 tepelného štítu 170.
Radiální těsnění 226 se rozprostírá podél první tělesné části 172 tepelného štítu 170 mezi radiálně vnitřní stranou 228 tepelného štítu 170 a radiálně vnější stranou 230 tepelného štítu 170.
U alternativního provedení prstencovitá kopule 140 neobsahuje těsnicí sestavu 220 a využívá velmi těsných vůlí mezi tepelným štítem 170 a deskou 142 kopule 140 pro zabránění tomu, aby proud vzduchu, vstupující do dutiny 210, proudil mezi tepelným štítem 170 a deskou 142 kopule 140.
*· • · • · • 9 • 4 44
Během provozu proud stlačeného vzduchu vystupuje z vysokotlakého kompresoru 14 a je nasměrován pro účely chlazení spalovací komory 16. Konkrétně je proud stlačeného vzduchu zaměřen směrem k prstencovité kopuli 140, přičemž je využíván pro nárazové chlazení desky 142 kopule 140. Proud stlačeného vzduchu naráží na nárazovou přepážku 148 a je nasměrován přes chladicí otvory 164 v nárazové přepážce 148 do dutiny 210 pro nárazové chlazení tepelného štítu 170. Proto tedy proud stlačeného vzduchu, narážející na nárazovou přepážku 148, působí jako odvaděč tepla pro snižování provozní teploty desky 142 kopule 140.
Proud stlačeného vzduchu poté proudí přes chladicí otvory 164 v nárazové přepážce 148 do dutiny 210. Těsnicí sestava 220 zabraňuje tomu, aby stlačený vzduch proudil mezi rozhraním desky 142 kopule 140 a tepelného štítu 170, vytvořeným mezi vnitřní povrchovou plochou 162 desky 142 kopule 140 a první tělesnou částí 172 tepelného štítu 170. V důsledku toho proud vzduchu, vstupující do dutiny 210, má tlak, který má mezilehlou hodnotu mezi tlakem ve směru proudění před chladicími otvory 164 v nárazové přepážce 148, a tlakem ve spalovací komoře 116 a ve směru proudění za chladicími otvory 184 v tepelném štítu 170. Proto tedy vzduch, proudící přes chladicí otvory 184 v tepelném štítu 170 působí jako odvaděč tepla pro snížení provozní teploty tepelného štítu 170.
Kromě toho jelikož je v dutině 210 vyšší tlak, než ve spalovací komoře 116, je zabráněno tomu, aby horské plyny proudily zpět přes otvory 184 ve tepelném štítu 170. Proud vzduchu, vystupující z otvoru 184 v tepelném štítu 170 naopak • 9 • · • · • 9 • 9 99 •
999 :, ·· a··,.· zajišťuje chlazení vnitřní povrchové plochy 178 tepelného štítu 170 s pomocí filmu.
Shora popsaná spalovací komora je velice nenákladná a vysoce spolehlivá. Spalovací komora obsahuje tepelný štít, připojený k desce kopule tak, že je mezi nimi vytvořena dutina. Chladicí otvory v tepelném štítu jsou průtokově propojeny s otvory v nárazové přepážce desky kopule a s mezi nimi vymezenou dutinou.
Proud vzduchu, vstupující do dutiny, je využíván pro nárazové chlazení desky kopule a tepelného štítu. Proud vzduchu, vystupující z dutiny přes otvory v tepelném štítu, je využíván pro chlazení tepelného štítu s pomocí vrstvičky filmu. V důsledku toho dochází ke snížení provozní teploty tepelného štítu a desky kopule, takže rovněž dochází k prodloužení životnosti kopule spalovací komory velice nenákladným a spolehlivým způsobem.
Přestože byl předmět tohoto vynálezu popsán s odkazem na jeho různá konkrétní provedení, je pro odborníka z dané oblasti techniky zcela zřejmé, že předmět tohoto vynálezu může být různě obměňován v rámci myšlenky a rozsahu následujících patentových nároků.
Claims (20)
1. Způsob přivádění proudu
štít (170), přičemž deska (142) nárazovou přepážku (148) , a tepelr k desce (142) kopule (140), vyznačující se tím že způsob obsahuje následující kroky:
nasměrování proudu stlačeného vzduchu na nárazovou přepážku (148), a přesměrování proudu stlačeného vzduchu směrem k tepelnému štítu (170) s nárazovou přepážkou (148) pro nárazové chlazení tepelného štítu (170) a pro jeho chlazení s pomocí tenké vrstvičky filmu.
2. Způsob podle nároku 1, vyznačující se tím, že nárazová přepážka (148) obsahuje množinu průchozích otvorů (164), přičemž uvedený krok přesměrování části proudu vzduchu dále obsahuje krok vedení proudu vzduchu přes otvory (164) v nárazové přepážce (148) směrem k tepelnému štítu (170) .
3. Způsob podle nároku 1, vyznačující se tím, že dále obsahuje krok přesměrování proudu vzduchu s pomocí tepelného štítu (170) pro chlazení tepelného štítu (170) s pomocí tenké vrstvičky f ilmu.
4. Způsob podle vyznačující se tím, obsahuje množinu průchozích otvorů krok přesměrování proudu vzduchu štítu (170) dále obsahuje následující nároku 3, že tepelný štít (170) (184), přičemž uvedený s pomocí tepelného kroky:
přesměrování proudu vzduchu přes otvory (184) v tepelném štítu (170) pro chlazení tepelného štítu (170) s pomocí tenké vrstvičky filmu, a přesměrování proudu vzduchu přes otvory (184) v tepelném štítu (170) pro posílení víření proudu vzduchu ve spalovací komoře (116).
5. Způsob podle nároku 1, vyznačující se tím, že uvedený krok přesměrování proudu vzduchu směrem k tepelnému štítu (170) s nárazovou přepážkou (148) dále obsahuje krok využívání těsnicí sestavy (220) pro zabránění úniku proudu vzduchu mezi tepelným štítem (170) a deskou (142) kopule (140) .
6. Způsob podle nároku 1, vyznačující se tím, že tepelný štít (170) a deska (142) kopule (140) vymezují dutinu (210), přičemž uvedený krok přesměrování proudu vzduchu směrem k tepelnému štítu (170) s nárazovou deskou (148) dále obsahuje krok nasměrování proudu vzduchu do dutiny (210), vymezené mezi tepelným štítem (170) a nárazovou přepážkou (148) .
7. Kopulová sestava pro spalovací komoru (16) soustrojí (10) plynové turbíny, vyznačující se tím, že obsahuje:
desku (142) kopule (140), obsahující nárazovou přepážku (148), kterou prochází otvor (164), dimenzovaný pro uložení palivové trysky (100), a tepelný štít (170), procházející uvedeným otvorem (164) v desce (142) kopule (140) a připojený k uvedené desce (142) kopule (140), přičemž nárazová přepážka (148) je uspořádána pro nasměrování vzduchu pro nárazové chlazení uvedeného tepelného štítu (170) a pro jeho chlazení s pomocí tenké vrstvičky filmu.
štít (170) obsahuje množinu průchozích otvorů (184).
• 9 9
10. Kopulová sestava podle nároku 7, vyznačující se tím, že uvedená nárazová přepážka (148) obsahuje množinu průchozích otvorů (164), přičemž uvedené průchozí otvory (164) v nárazové přepážce (148) jsou průtokově propojeny s uvedeným tepelným štítem (170).
11. Kopulová sestava podle nároku 10, vyznačující se tím, že uvedený tepelný štít (170) obsahuje množinu průchozích otvorů (184), přičemž uvedený tepelný štít (170) a uvedené deska (142) kopule (140) vymezují dutinu (210), přičemž uvedené otvory (164) v nárazové přepážce (148) jsou průtokově propojeny s uvedenou dutinou (210).
12. Kopulová sestava podle nároku 11, vyznačující se tím, že uvedené otvory (184) v tepelném Štítu (170) jsou průtokově propojeny s uvedenými otvory (164) v nárazové přepážce (148) a s uvedenou dutinou (210) desky (142) kopule (140) .
13. Kopulová sestava podle nároku 7, vyznačující se tím, že uvedený tepelný štít (170) je uspořádán pro nasměrování vzduchu pro chlazení uvedeného tepelného štítu (170) s pomocí tenké vrstvičky filmu.
14. Spalovací komora (16) pro soustrojí (10) plynové turbíny, vyznačující se tím, že obsahuje kopulovou sestavu, obsahující desku (142) kopule (140) a tepelný štít (170), připojený k uvedené desce (142) kopule (140), přičemž uvedená deska (142) kopule (140) obsahuje nárazovou přepážku (148) s průchozími otvory (164) pro palivovou trysku (100), přičemž uvedená nárazová přepážka (148) je uspořádána pro nasměrování vzduchu pro nárazové chlazení uvedeného tepelného štítu (170) a pro jeho chlazení s pomocí tenké vrstvičky filmu.
• ·· « · · · · · ··· ·· ··· ·· ·· ·* ··*·
15. Spalovací komora (16) podle nároku 14, vyznačující se tím, že tepelný štít (170) uvedené kopulové sestavy prochází uvedeným otvorem (164) v desce (142) kopule (140), přičemž uvedená nárazová přepážka (148) desky (142) kopule (140) je dále uspořádána pro nasměrování proudu vzduchu pro chlazení uvedeného tepelného štítu (170) s pomocí tenké vrstvičky filmu.
16. Spalovací komora vyznačující se štít kopulové sestavy (16) tím, obsahuj e podle nároku 15, že uvedený tepelný množinu průchozích otvorů (184) .
17. Spalovací komora vyznačující se přepážka (148) desky (142) (16) podle nároku 15, tím, že uvedená nárazová kopule (140) obsahuje množinu průchozích otvorů (164) kopulové sestavy pro nasměrování proudu vzduchu směrem k uvedenému tepelnému štítu (170) .
18. Spalovací komora (16) podle nároku 17, vyznačující se tím, že uvedený tepelný štít (170) kopulové sestavy a uvedená nárazová přepážka (148) vymezují dutinu (210), přičemž uvedené otvory (164) v nárazové přepážce (148) jsou průtokově propojeny s uvedenou dutinou (210).
19. Spalovací komora (16) podle nároku 18, vy značující se tím, že uvedený tepelný štít (170) kopulové sestavy obsahuje množinu průchozích otvorů (184), přičemž uvedené otvory (164) v nárazové přepážce (148) jsou průtokově propojeny s uvedenými otvory (184) v tepelném štítu (170) .
20. Spalovací komora (16) podle nároku 15, vyznačující se tím, že uvedená kopulová sestava dále obsahuje těsnění (220) , umístěné obvodově mezi uvedeným tepelným štítem (170) a uvedenou deskou (142) kopule (140) .
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/893,536 US6546733B2 (en) | 2001-06-28 | 2001-06-28 | Methods and systems for cooling gas turbine engine combustors |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CZ20022075A3 true CZ20022075A3 (cs) | 2003-02-12 |
Family
ID=25401729
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CZ20022075A CZ20022075A3 (cs) | 2001-06-28 | 2002-06-13 | Způsob a zařízení pro chlazení spalovacích komor soustrojí plynové turbíny |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6546733B2 (cs) |
| EP (1) | EP1271059A3 (cs) |
| JP (1) | JP4208501B2 (cs) |
| CZ (1) | CZ20022075A3 (cs) |
Families Citing this family (71)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20020027138A1 (en) * | 1999-02-01 | 2002-03-07 | Yukihiro Hyobu | Magnetic secured container closure with release by movement of magnetic member |
| DE10214573A1 (de) * | 2002-04-02 | 2003-10-16 | Rolls Royce Deutschland | Brennkammer einer Gasturbine mit Starterfilmkühlung |
| US6792757B2 (en) * | 2002-11-05 | 2004-09-21 | Honeywell International Inc. | Gas turbine combustor heat shield impingement cooling baffle |
| US7080515B2 (en) * | 2002-12-23 | 2006-07-25 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Gas turbine can annular combustor |
| FR2856467B1 (fr) * | 2003-06-18 | 2005-09-02 | Snecma Moteurs | Chambre de combustion annulaire de turbomachine |
| DE10341515A1 (de) * | 2003-09-04 | 2005-03-31 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Anordnung zur Kühlung hoch wärmebelasteter Bauteile |
| US7506511B2 (en) * | 2003-12-23 | 2009-03-24 | Honeywell International Inc. | Reduced exhaust emissions gas turbine engine combustor |
| US20050241316A1 (en) * | 2004-04-28 | 2005-11-03 | Honeywell International Inc. | Uniform effusion cooling method for a can combustion chamber |
| US6993916B2 (en) * | 2004-06-08 | 2006-02-07 | General Electric Company | Burner tube and method for mixing air and gas in a gas turbine engine |
| US7146816B2 (en) * | 2004-08-16 | 2006-12-12 | Honeywell International, Inc. | Effusion momentum control |
| US7260936B2 (en) * | 2004-08-27 | 2007-08-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor having means for directing air into the combustion chamber in a spiral pattern |
| US7308794B2 (en) | 2004-08-27 | 2007-12-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor and method of improving manufacturing accuracy thereof |
| US7464554B2 (en) * | 2004-09-09 | 2008-12-16 | United Technologies Corporation | Gas turbine combustor heat shield panel or exhaust panel including a cooling device |
| EP1650503A1 (en) * | 2004-10-25 | 2006-04-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Method for cooling a heat shield element and a heat shield element |
| EP1767855A1 (de) * | 2005-09-27 | 2007-03-28 | Siemens Aktiengesellschaft | Brennkammer und Gasturbinenanlage |
| US7500364B2 (en) * | 2005-11-22 | 2009-03-10 | Honeywell International Inc. | System for coupling flow from a centrifugal compressor to an axial combustor for gas turbines |
| US7640725B2 (en) * | 2006-01-12 | 2010-01-05 | Siemens Energy, Inc. | Pilot fuel flow tuning for gas turbine combustors |
| FR2897107B1 (fr) * | 2006-02-09 | 2013-01-18 | Snecma | Paroi transversale de chambre de combustion munie de trous de multiperforation |
| US8109098B2 (en) * | 2006-05-04 | 2012-02-07 | Siemens Energy, Inc. | Combustor liner for gas turbine engine |
| US8596071B2 (en) * | 2006-05-05 | 2013-12-03 | General Electric Company | Method and apparatus for assembling a gas turbine engine |
| US7762070B2 (en) * | 2006-05-11 | 2010-07-27 | Siemens Energy, Inc. | Pilot nozzle heat shield having internal turbulators |
| US7631503B2 (en) * | 2006-09-12 | 2009-12-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor with enhanced cooling access |
| CN101657682B (zh) * | 2006-09-14 | 2011-06-15 | 索拉透平公司 | 用于涡轮发动机的挡溅板拱座组件 |
| US7926279B2 (en) * | 2006-09-21 | 2011-04-19 | Siemens Energy, Inc. | Extended life fuel nozzle |
| FR2909748B1 (fr) * | 2006-12-07 | 2009-07-10 | Snecma Sa | Fond de chambre, procede de realisation de celui-ci, chambre de combustion le comportant et turboreacteur en etant equipe |
| US8171736B2 (en) * | 2007-01-30 | 2012-05-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor with chamfered dome |
| FR2918444B1 (fr) * | 2007-07-05 | 2013-06-28 | Snecma | Deflecteur de fond de chambre, chambre de combustion le comportant et moteur a turbine a gaz en etant equipe |
| US7665306B2 (en) * | 2007-06-22 | 2010-02-23 | Honeywell International Inc. | Heat shields for use in combustors |
| US7578369B2 (en) * | 2007-09-25 | 2009-08-25 | Hamilton Sundstrand Corporation | Mixed-flow exhaust silencer assembly |
| FR2925145B1 (fr) * | 2007-12-14 | 2010-01-15 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine |
| US20090165435A1 (en) * | 2008-01-02 | 2009-07-02 | Michal Koranek | Dual fuel can combustor with automatic liquid fuel purge |
| US8438853B2 (en) * | 2008-01-29 | 2013-05-14 | Alstom Technology Ltd. | Combustor end cap assembly |
| GB2460403B (en) * | 2008-05-28 | 2010-11-17 | Rolls Royce Plc | Combustor Wall with Improved Cooling |
| FR2931929B1 (fr) * | 2008-05-29 | 2010-06-04 | Snecma | Chambre de combustion annulaire de moteur a turbine a gaz |
| US8495881B2 (en) * | 2009-06-02 | 2013-07-30 | General Electric Company | System and method for thermal control in a cap of a gas turbine combustor |
| DE102009032277A1 (de) * | 2009-07-08 | 2011-01-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Brennkammerkopf einer Gasturbine |
| DE102009033592A1 (de) * | 2009-07-17 | 2011-01-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenbrennkammer mit Starterfilm zur Kühlung der Brennkammerwand |
| DE102009046066A1 (de) * | 2009-10-28 | 2011-05-12 | Man Diesel & Turbo Se | Brenner für eine Turbine und damit ausgerüstete Gasturbine |
| EP2354661B1 (en) * | 2010-02-04 | 2018-04-11 | General Electric Technology GmbH | Combustion device of a gas turbine |
| US8943835B2 (en) | 2010-05-10 | 2015-02-03 | General Electric Company | Gas turbine engine combustor with CMC heat shield and methods therefor |
| US9423132B2 (en) * | 2010-11-09 | 2016-08-23 | Opra Technologies B.V. | Ultra low emissions gas turbine combustor |
| US8844260B2 (en) * | 2010-11-09 | 2014-09-30 | Opra Technologies B.V. | Low calorific fuel combustor for gas turbine |
| US20120210717A1 (en) * | 2011-02-21 | 2012-08-23 | General Electric Company | Apparatus for injecting fluid into a combustion chamber of a combustor |
| GB201105790D0 (en) * | 2011-04-06 | 2011-05-18 | Rolls Royce Plc | A cooled double walled article |
| GB2490348B (en) * | 2011-04-28 | 2013-12-25 | Rolls Royce Plc | A head part of an annular combustion chamber |
| US20130074471A1 (en) * | 2011-09-22 | 2013-03-28 | General Electric Company | Turbine combustor and method for temperature control and damping a portion of a combustor |
| GB201116608D0 (en) * | 2011-09-27 | 2011-11-09 | Rolls Royce Plc | A method of operating a combustion chamber |
| US9377198B2 (en) * | 2012-01-31 | 2016-06-28 | United Technologies Corporation | Heat shield for a combustor |
| FR2989451B1 (fr) * | 2012-04-11 | 2018-06-15 | Safran Aircraft Engines | Deflecteur a tenue thermique amelioree pour systeme d'injection de chambre de combustion de turbomachine |
| US9175857B2 (en) * | 2012-07-23 | 2015-11-03 | General Electric Company | Combustor cap assembly |
| US9021812B2 (en) | 2012-07-27 | 2015-05-05 | Honeywell International Inc. | Combustor dome and heat-shield assembly |
| FR2998038B1 (fr) * | 2012-11-09 | 2017-12-08 | Snecma | Chambre de combustion pour une turbomachine |
| US9494081B2 (en) | 2013-05-09 | 2016-11-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine engine shutdown temperature control system with an elongated ejector |
| EP3033574B1 (en) * | 2013-08-16 | 2020-04-29 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine combustor bulkhead assembly and method of cooling the bulkhead assembly |
| WO2015034861A1 (en) * | 2013-09-04 | 2015-03-12 | United Technologies Corporation | Combustor bulkhead heat shield |
| EP2960580A1 (en) | 2014-06-26 | 2015-12-30 | General Electric Company | Conical-flat heat shield for gas turbine engine combustor dome |
| US9957066B2 (en) * | 2015-02-13 | 2018-05-01 | General Electric Company | Detergent delivery methods and systems for turbine engines |
| CN107923597B (zh) * | 2015-06-15 | 2020-06-16 | J.W.扬声器股份有限公司 | 用于led照明系统的透镜加热系统和方法 |
| US10041676B2 (en) * | 2015-07-08 | 2018-08-07 | General Electric Company | Sealed conical-flat dome for flight engine combustors |
| US20170191664A1 (en) * | 2016-01-05 | 2017-07-06 | General Electric Company | Cooled combustor for a gas turbine engine |
| FR3064050B1 (fr) * | 2017-03-14 | 2021-02-19 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion d'une turbomachine |
| US10533747B2 (en) * | 2017-03-30 | 2020-01-14 | General Electric Company | Additively manufactured mechanical fastener with cooling fluid passageways |
| US11221143B2 (en) * | 2018-01-30 | 2022-01-11 | General Electric Company | Combustor and method of operation for improved emissions and durability |
| FR3081974B1 (fr) * | 2018-06-04 | 2020-06-19 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion d'une turbomachine |
| US11098730B2 (en) * | 2019-04-12 | 2021-08-24 | Rolls-Royce Corporation | Deswirler assembly for a centrifugal compressor |
| US12454912B2 (en) * | 2020-12-03 | 2025-10-28 | Rtx Corporation | Supplemental thrust system for a gas turbine engine |
| US11725824B2 (en) * | 2021-04-08 | 2023-08-15 | Raytheon Technologies Corporation | Turbulence generator mixer for rotating detonation engine |
| US11859819B2 (en) | 2021-10-15 | 2024-01-02 | General Electric Company | Ceramic composite combustor dome and liners |
| CN116772238B (zh) * | 2022-03-08 | 2025-11-25 | 通用电气公司 | 圆顶-导流器接头冷却布置 |
| CN117628532A (zh) * | 2022-08-12 | 2024-03-01 | 通用电气公司 | 用于燃气涡轮的燃烧器的圆顶-导流器 |
| US20250189130A1 (en) * | 2023-12-07 | 2025-06-12 | General Electric Company | Gas turbine engine and combustor therefor |
Family Cites Families (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3916619A (en) * | 1972-10-30 | 1975-11-04 | Hitachi Ltd | Burning method for gas turbine combustor and a construction thereof |
| US3831854A (en) * | 1973-02-23 | 1974-08-27 | Hitachi Ltd | Pressure spray type fuel injection nozzle having air discharge openings |
| FR2312654A1 (fr) * | 1975-05-28 | 1976-12-24 | Snecma | Perfectionnements aux chambres de combustion pour moteurs a turbine a gaz |
| GB1539136A (en) * | 1976-07-07 | 1979-01-24 | Snecma | Gas turbine combustion chambers |
| US4322945A (en) * | 1980-04-02 | 1982-04-06 | United Technologies Corporation | Fuel nozzle guide heat shield for a gas turbine engine |
| US5117637A (en) | 1990-08-02 | 1992-06-02 | General Electric Company | Combustor dome assembly |
| GB9018014D0 (en) * | 1990-08-16 | 1990-10-03 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine combustor |
| GB9018013D0 (en) * | 1990-08-16 | 1990-10-03 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine combustor |
| 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 |
| CA2070518C (en) * | 1991-07-01 | 2001-10-02 | Adrian Mark Ablett | Combustor dome assembly |
| US5291732A (en) | 1993-02-08 | 1994-03-08 | General Electric Company | Combustor liner support assembly |
| GB2287310B (en) * | 1994-03-01 | 1997-12-03 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine combustor heatshield |
| DE4427222A1 (de) * | 1994-08-01 | 1996-02-08 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Hitzeschild für eine Gasturbinen-Brennkammer |
| US5623827A (en) * | 1995-01-26 | 1997-04-29 | General Electric Company | Regenerative cooled dome assembly for a gas turbine engine combustor |
| DE19508111A1 (de) * | 1995-03-08 | 1996-09-12 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Hitzeschild-Anordnung für eine Gasturbinen-Brennkammer |
| US5630319A (en) | 1995-05-12 | 1997-05-20 | General Electric Company | Dome assembly for a multiple annular combustor |
| FR2751731B1 (fr) * | 1996-07-25 | 1998-09-04 | Snecma | Ensemble bol-deflecteur pour chambre de combustion de turbomachine |
| US6082113A (en) | 1998-05-22 | 2000-07-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine fuel injector |
-
2001
- 2001-06-28 US US09/893,536 patent/US6546733B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2002
- 2002-06-13 CZ CZ20022075A patent/CZ20022075A3/cs unknown
- 2002-06-27 EP EP02254540A patent/EP1271059A3/en not_active Withdrawn
- 2002-06-28 JP JP2002189078A patent/JP4208501B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP1271059A2 (en) | 2003-01-02 |
| US20030000217A1 (en) | 2003-01-02 |
| US6546733B2 (en) | 2003-04-15 |
| JP2003028424A (ja) | 2003-01-29 |
| JP4208501B2 (ja) | 2009-01-14 |
| EP1271059A3 (en) | 2004-01-21 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CZ20022075A3 (cs) | Způsob a zařízení pro chlazení spalovacích komor soustrojí plynové turbíny | |
| JP4201524B2 (ja) | 燃焼器、ガスタービンエンジンおよび燃焼器の組立方法 | |
| CN101852132B (zh) | 热分离式环管型过渡件 | |
| US6546732B1 (en) | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine combustors | |
| EP2500523B1 (en) | Aft frame and method for cooling the aft frame | |
| JP5080159B2 (ja) | シュラウドハンガ組立体及びガスタービンエンジン | |
| JP4128393B2 (ja) | ガスタービンエンジンの点火器チューブを冷却するための方法、ガスタービンエンジン及びガスタービンエンジン用の燃焼器 | |
| CN101514658A (zh) | 紊流的后端衬里组件及冷却方法 | |
| JP4137502B2 (ja) | ガスタービンエンジンの作動方法、燃焼器およびガスタービンエンジン | |
| CZ20004808A3 (cs) | Chladicí objímky vloľky spalovací komory a způsob jejího chlazení | |
| CZ299515B6 (cs) | Tryska pro provoz pouze na plyn a zpusob chlazenípalivové špicky | |
| JP5002121B2 (ja) | ガスタービンエンジンの燃焼器を冷却するための方法及び装置 | |
| CN109028141B (zh) | 包括多个筒形燃烧器的燃气涡轮 | |
| JP2004514873A (ja) | 燃焼器およびタービンの連続デュアル冷却 | |
| CN102401382A (zh) | 在涡轮发动机中使用的燃烧器组件和组装该组件的方法 | |
| CN101839486A (zh) | 具有混合孔柱桩的燃烧衬套 | |
| CN102589006A (zh) | 用于涡轮发动机的燃烧室装置及其组装方法 | |
| US5129224A (en) | Cooling of turbine nozzle containment ring | |
| EP2045527B1 (en) | Faceted dome assemblies for gas turbine engine combustors | |
| US7040096B2 (en) | Methods and apparatus for supplying feed air to turbine combustors | |
| US6351941B1 (en) | Methods and apparatus for reducing thermal stresses in an augmentor | |
| CN116697401A (zh) | 具有用于局部衬套冷却的冷却分散构件的燃烧器衬套 |