JPH065041B2 - ガスタービンエンジンアフタバーナー用フレームホルダ - Google Patents
ガスタービンエンジンアフタバーナー用フレームホルダInfo
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- JPH065041B2 JPH065041B2 JP2064523A JP6452390A JPH065041B2 JP H065041 B2 JPH065041 B2 JP H065041B2 JP 2064523 A JP2064523 A JP 2064523A JP 6452390 A JP6452390 A JP 6452390A JP H065041 B2 JPH065041 B2 JP H065041B2
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- Japan
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- frame holder
- afterburner
- vortex
- annular
- gas
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-
- 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
- F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
- F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23D—BURNERS
- F23D2210/00—Noise abatement
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
- Physical Or Chemical Processes And Apparatus (AREA)
- Exhaust Gas After Treatment (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Fireproofing Substances (AREA)
- Incineration Of Waste (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ 本発明はガスタービンエンジンアフタバーナーに使用す
るフレームホルダに関する。
るフレームホルダに関する。
［従来の技術］ ある状態のもとで（推力増強のため）アフタバーナーを
作動する軍用航空機エンジンにおいて、不安定な熱放出
は音響圧力変動を伴いスクリーチ（金属音）と称する不
安定な圧力変動を生ずる。もし抑制されなければスクリ
ーチはフレームホルダ、燃料噴射器、ライナ等のような
アフタバーナー構造の瞬間的崩壊を起こす可能性があ
る。スクリーチを抑制するため通常吸音ライナが使用さ
れる。ライナは小さい孔を有し、その孔はヘルムホルツ
共鳴器として作用し不安定な圧力変動のエネルギを吸収
する。この方法は多数の欠点を有する。すなわち、
（１）ライナ孔のパターンおよび大きさはライナに吸収
される振動のモードおよび周波数を決定し、これらのモ
ードおよび周波数は新しい構造に対して予測できないた
め経費がかかり、（２）ライナは冷却しなければなら
ず、したがってアフタバーナーの性能およびエンジンの
効率を低下し、（３）ライナは低周波数では有効でな
い。
作動する軍用航空機エンジンにおいて、不安定な熱放出
は音響圧力変動を伴いスクリーチ（金属音）と称する不
安定な圧力変動を生ずる。もし抑制されなければスクリ
ーチはフレームホルダ、燃料噴射器、ライナ等のような
アフタバーナー構造の瞬間的崩壊を起こす可能性があ
る。スクリーチを抑制するため通常吸音ライナが使用さ
れる。ライナは小さい孔を有し、その孔はヘルムホルツ
共鳴器として作用し不安定な圧力変動のエネルギを吸収
する。この方法は多数の欠点を有する。すなわち、
（１）ライナ孔のパターンおよび大きさはライナに吸収
される振動のモードおよび周波数を決定し、これらのモ
ードおよび周波数は新しい構造に対して予測できないた
め経費がかかり、（２）ライナは冷却しなければなら
ず、したがってアフタバーナーの性能およびエンジンの
効率を低下し、（３）ライナは低周波数では有効でな
い。
現在のアフタバーナーはフレームホルダとして１つ以上
のＶ型部材の同心環状リングを使用する。フレームホル
ダは幅が約１．５乃至２in.（３．８〜５．１cm）で深
さが約１．５乃至２in.（３．８〜５．１cm）である。
代表的フレームホルダの囲む角の半分は全体的に約２０
〜２４°である。フレームホルダによって生ずるアフタ
バーナー区域におけるガス流に対する全障害は、約２５
％である。燃料はフレームホルダの上流に噴射される。
燃焼フレームはフレームホルダのリップ下流に形成さ
れ、フレームホルダ範囲の再循環生成物によって抑制さ
れる。燃焼はフレームホルダ下流に起こり全体的に不安
定である。ある状態において、不安定な発熱はアフタバ
ーナー区域における音響圧力変動をもたらし、スクリー
チを発生する。スクリーチは全体的に５００Hzまたはそ
れ以上の周波数である。
のＶ型部材の同心環状リングを使用する。フレームホル
ダは幅が約１．５乃至２in.（３．８〜５．１cm）で深
さが約１．５乃至２in.（３．８〜５．１cm）である。
代表的フレームホルダの囲む角の半分は全体的に約２０
〜２４°である。フレームホルダによって生ずるアフタ
バーナー区域におけるガス流に対する全障害は、約２５
％である。燃料はフレームホルダの上流に噴射される。
燃焼フレームはフレームホルダのリップ下流に形成さ
れ、フレームホルダ範囲の再循環生成物によって抑制さ
れる。燃焼はフレームホルダ下流に起こり全体的に不安
定である。ある状態において、不安定な発熱はアフタバ
ーナー区域における音響圧力変動をもたらし、スクリー
チを発生する。スクリーチは全体的に５００Hzまたはそ
れ以上の周波数である。
［発明が解決しようとする課題］ 本発明者等はスクリーチに関係のある主要なメカニズム
が（スパン方向の）渦流間の相互作用、すなわち渦流の
軸線が流れ方向に対して横方向のものであり、フレーム
ホルダのリップから発生することを発見した。これらの
渦流が下流に移動するとき、それらは高温再循環生成物
を巻き込み、互いに対をなしかつ組み合わされる。ある
時間後、燃料、速度等に従って、生成物は燃焼し熱を放
出し、その熱はアフタバーナー凹みの動圧の場に影響す
る。フレームホルダのリップに生じた圧力変動は追加の
渦流を発生し、この過程は繰り返される。もしこの過程
が起こる周波数が装置の（形状に従う）音響モードに一
致するとカップリングが起こりスクリーチが発生する。
しかしながら渦流は低温生成物と高温生成物との混合の
目的を達成し、したがってフレームの保持にいちじるし
く重要である。したがってフレームホルダはアフタバー
ナーに必要である。問題はスクリーチをどのように低下
するか、すなわち、高価な音響ライナを廃止するととも
にスクリーチを許容レベルに減少することである。
が（スパン方向の）渦流間の相互作用、すなわち渦流の
軸線が流れ方向に対して横方向のものであり、フレーム
ホルダのリップから発生することを発見した。これらの
渦流が下流に移動するとき、それらは高温再循環生成物
を巻き込み、互いに対をなしかつ組み合わされる。ある
時間後、燃料、速度等に従って、生成物は燃焼し熱を放
出し、その熱はアフタバーナー凹みの動圧の場に影響す
る。フレームホルダのリップに生じた圧力変動は追加の
渦流を発生し、この過程は繰り返される。もしこの過程
が起こる周波数が装置の（形状に従う）音響モードに一
致するとカップリングが起こりスクリーチが発生する。
しかしながら渦流は低温生成物と高温生成物との混合の
目的を達成し、したがってフレームの保持にいちじるし
く重要である。したがってフレームホルダはアフタバー
ナーに必要である。問題はスクリーチをどのように低下
するか、すなわち、高価な音響ライナを廃止するととも
にスクリーチを許容レベルに減少することである。
［課題を解決するための手段］ 中央ディフューザコーン、外側シェルおよびアフタバー
ナー区域を画定するシェルとコーンとの間に燃料噴射装
置を有するガスタービンエンジン用アフタバーナーフレ
ームホルダは、シェルとコーンとの間のアフタバーナー
区域にエンジンに固定されるように構成され、Ｖ型の頂
点を軸線方向上流燃料噴射装置にまたリップを下流に向
けたＶ型環状部材を備える。複数の離れた渦流発生部材
が環状部材に固定されかつそのリップから延びる。渦流
発生部材はフレームホルダ上をアフタバーナー区域を通
って流れるガスの軸方向および横方向渦流を発生するよ
うに配置されかつそのような大きさに形成される。横方
向および軸方向渦流はスクリーチを最小にするように組
み合わされる。
ナー区域を画定するシェルとコーンとの間に燃料噴射装
置を有するガスタービンエンジン用アフタバーナーフレ
ームホルダは、シェルとコーンとの間のアフタバーナー
区域にエンジンに固定されるように構成され、Ｖ型の頂
点を軸線方向上流燃料噴射装置にまたリップを下流に向
けたＶ型環状部材を備える。複数の離れた渦流発生部材
が環状部材に固定されかつそのリップから延びる。渦流
発生部材はフレームホルダ上をアフタバーナー区域を通
って流れるガスの軸方向および横方向渦流を発生するよ
うに配置されかつそのような大きさに形成される。横方
向および軸方向渦流はスクリーチを最小にするように組
み合わされる。
［実施例］ 第１図において、ガスタービンエンジン１０はアフタバ
ーナー区域１４を囲む外側シェル１２を有する。エンジ
ン１０はエンジン軸線１８の周りに同心に設けられたデ
ィフューザコーン１６を有する。軸線１８はシェル１２
内の中心に設けられている。
ーナー区域１４を囲む外側シェル１２を有する。エンジ
ン１０はエンジン軸線１８の周りに同心に設けられたデ
ィフューザコーン１６を有する。軸線１８はシェル１２
内の中心に設けられている。
エンジンはさらに環状に配置されたタービンノズル２０
およびタービンブレード２２を有する。燃料噴射リング
２４はブレード２２およびノズル２０の下流に固定され
ディフューザコーン１６を囲んでいる。本発明による直
径の異なった三つの環状フレームホルダ２６，２８，３
０はリング２４の下流に設けられている。フレームホル
ダ２６は普通のもので下記に詳細に説明する。フレーム
ホルダ２６，２８，３０は支持構造（第１図には図示せ
ず）によって支持されている。支持構造はフレームホル
ダの外端をシェル１２に固定している。さもなければ、
他のガスタービンエンジン設備において、フレームホル
ダを半径方向Ｖ型フレームホルダによって半径方向に整
合した内部構造物に固定することもできる。エンジン後
端には一次および二次環状ノズルフラップ３２，３４が
それぞれ設けられている。第１図のエンジン１０は、た
とえばゼネラル・エレクトリック・カンパニイＡＪ７９
エンジンのような、市場で入手できるターボジェットエ
ンジンに対応している。さもなければ、本発明に対応す
るフレームホルダ２６，２８，３０はプラット・アンド
・ホイットニー社Ｆ１００エンジンのようなターボファ
ンエンジンとすることもできる。航空機用アフタバーナ
ーおよびガスタービンエンジンに関する更に詳細な説明
は、ゴードン・シー・オーツ(Gordon C.Oates)著「航空
機用ガスタービンエンジンの航空熱力学」［オハイオ州
ライトパターソン空軍基地、報告書ＡＦＡＰＬ−ＴＲ−
７８−５２、第２１章］およびカリフォルニア工科大学
のイー・イー・ジューコスキー(E.E.Zukoski)の「アフ
タバーナー」の題名の文献を参照されたい。
およびタービンブレード２２を有する。燃料噴射リング
２４はブレード２２およびノズル２０の下流に固定され
ディフューザコーン１６を囲んでいる。本発明による直
径の異なった三つの環状フレームホルダ２６，２８，３
０はリング２４の下流に設けられている。フレームホル
ダ２６は普通のもので下記に詳細に説明する。フレーム
ホルダ２６，２８，３０は支持構造（第１図には図示せ
ず）によって支持されている。支持構造はフレームホル
ダの外端をシェル１２に固定している。さもなければ、
他のガスタービンエンジン設備において、フレームホル
ダを半径方向Ｖ型フレームホルダによって半径方向に整
合した内部構造物に固定することもできる。エンジン後
端には一次および二次環状ノズルフラップ３２，３４が
それぞれ設けられている。第１図のエンジン１０は、た
とえばゼネラル・エレクトリック・カンパニイＡＪ７９
エンジンのような、市場で入手できるターボジェットエ
ンジンに対応している。さもなければ、本発明に対応す
るフレームホルダ２６，２８，３０はプラット・アンド
・ホイットニー社Ｆ１００エンジンのようなターボファ
ンエンジンとすることもできる。航空機用アフタバーナ
ーおよびガスタービンエンジンに関する更に詳細な説明
は、ゴードン・シー・オーツ(Gordon C.Oates)著「航空
機用ガスタービンエンジンの航空熱力学」［オハイオ州
ライトパターソン空軍基地、報告書ＡＦＡＰＬ−ＴＲ−
７８−５２、第２１章］およびカリフォルニア工科大学
のイー・イー・ジューコスキー(E.E.Zukoski)の「アフ
タバーナー」の題名の文献を参照されたい。
第２，３および４図には通常のフレームホルダ２６が図
示されている。フレームホルダ２６はＶ型部材４０を有
する。部材４０は頂点４２を有し、頂点４２は第１図で
上流の方を向き、ノズル２０、ブレード２２および燃料
噴射リング２４を通って流れるガス流が直接当たるよう
になっている。頂点４２は軸線１８と同心である。部材
４０は好ましくは金属板である二つの拡大するシート材
料の側壁４４，４６、作られている。側壁４４，４６は
角度αをなし、その角度αはほヾ３０〜５０°、好まし
くは４０〜４８°である。側壁４４と同じ方向に複数の
タブ４８が延びている。タブ４８は側壁４４の平面に続
いて内方に縮小し、タブ４８は側壁４４と同じ金属板か
ら作られている。複数のタブ５０は側壁４６からかつそ
れと同じ方向に延びている。タブ５０は軸線１８から外
方に拡大しかつ側壁４６と同じ金属板から作られてい
る。フレームホルダ２６の全体構造は一枚の金属板から
作られる。
示されている。フレームホルダ２６はＶ型部材４０を有
する。部材４０は頂点４２を有し、頂点４２は第１図で
上流の方を向き、ノズル２０、ブレード２２および燃料
噴射リング２４を通って流れるガス流が直接当たるよう
になっている。頂点４２は軸線１８と同心である。部材
４０は好ましくは金属板である二つの拡大するシート材
料の側壁４４，４６、作られている。側壁４４，４６は
角度αをなし、その角度αはほヾ３０〜５０°、好まし
くは４０〜４８°である。側壁４４と同じ方向に複数の
タブ４８が延びている。タブ４８は側壁４４の平面に続
いて内方に縮小し、タブ４８は側壁４４と同じ金属板か
ら作られている。複数のタブ５０は側壁４６からかつそ
れと同じ方向に延びている。タブ５０は軸線１８から外
方に拡大しかつ側壁４６と同じ金属板から作られてい
る。フレームホルダ２６の全体構造は一枚の金属板から
作られる。
タブ４８，５０は図示のように交互の区域にシート材料
から長方形開口を除去することによって作られる。たと
えば第３図において、タブ５０は半径線５１上にあり、
またタブ４８は半径線５３上にあり、線５１，５３は軸
線１８の周りに交互に存在する。タブはそれらの幅ｗの
約半分の長さｄを有する。一方の壁のすべてのタブ４８
は同じであり、また他方の壁のすべてのタブ５０も同じ
である。各タブ間のすべての開口もまたその壁に対する
タブ寸法と同じ寸法である。しかしながら、タブ４８よ
り大きい直径のタブ５０は必然的にタブ４８より大き
い。タブの長さｄに対するタブの幅ｗは重要である。こ
れらの寸法は入口空気の温度およびガス速度の関数とし
て変化すると考えられる。作用をもっとも静粛にするた
めのタブの幅ｗに対する深さｄの最善の値が存在する。
ｄ＝１／２ｗがこの目的に対してもっとも有効と考えら
れる。しかしながら、もしガス流に対するしゃへいが、
たとえばエンジン１０のアフタバーナーのガス流区域の
ほヾ２５％をこえると（第１図参照）、フレームは不安
定となり、強さの増加が変動し、多分逆流を生ずる。
から長方形開口を除去することによって作られる。たと
えば第３図において、タブ５０は半径線５１上にあり、
またタブ４８は半径線５３上にあり、線５１，５３は軸
線１８の周りに交互に存在する。タブはそれらの幅ｗの
約半分の長さｄを有する。一方の壁のすべてのタブ４８
は同じであり、また他方の壁のすべてのタブ５０も同じ
である。各タブ間のすべての開口もまたその壁に対する
タブ寸法と同じ寸法である。しかしながら、タブ４８よ
り大きい直径のタブ５０は必然的にタブ４８より大き
い。タブの長さｄに対するタブの幅ｗは重要である。こ
れらの寸法は入口空気の温度およびガス速度の関数とし
て変化すると考えられる。作用をもっとも静粛にするた
めのタブの幅ｗに対する深さｄの最善の値が存在する。
ｄ＝１／２ｗがこの目的に対してもっとも有効と考えら
れる。しかしながら、もしガス流に対するしゃへいが、
たとえばエンジン１０のアフタバーナーのガス流区域の
ほヾ２５％をこえると（第１図参照）、フレームは不安
定となり、強さの増加が変動し、多分逆流を生ずる。
フレームホルダ２６の内側側壁４４上のタブ４８は軸線
１８の周りに円周方向に外側側壁４６のタブ５０と交互
に設けられている。内側および外側タブは交互に設けら
れ、アフタバーナー区域を通るガス流の渦流を混合す
る。この流れの軸線方向内外タブの交互の配置は（たと
えば第１図の方向５４参照）、外側側壁４６の開口５５
を通って流れるガス流が内側側壁４４の整合したタブ４
８と衝突するガスと混合するような方向である。したが
って、外側側壁４６のタブ５０″に衝突するガス流は渦
流を発生し、その渦流は内側側壁４４の隣接するタブ４
６′，４６″間の開口を通過するガスと混合する。たと
えば第３図において、ガスがタブ５０″と５０′との間
の開口５０を通って流れる。ガスはまたタブ４６′上に
も流れるであろう。これらのガスはタブ４６′およびフ
レームホルダ部材４０に衝突する前に軸線１８にいくぶ
ん平行な方向のリーダーに向かって流れるであろう。ガ
スがタブ４６′に衝突するとき、それらは内方に軸線１
８に向かって偏向される。これらのガスはタブ４６′の
外側端部６０および二つの側端６２，６４上を流れよう
とする。端部６０，６２，６４上のガス流は端部６２，
６４上を流れるガスと全体的に同じ方向に開口５６を通
って流れるガスの区域に渦流を発生する。
１８の周りに円周方向に外側側壁４６のタブ５０と交互
に設けられている。内側および外側タブは交互に設けら
れ、アフタバーナー区域を通るガス流の渦流を混合す
る。この流れの軸線方向内外タブの交互の配置は（たと
えば第１図の方向５４参照）、外側側壁４６の開口５５
を通って流れるガス流が内側側壁４４の整合したタブ４
８と衝突するガスと混合するような方向である。したが
って、外側側壁４６のタブ５０″に衝突するガス流は渦
流を発生し、その渦流は内側側壁４４の隣接するタブ４
６′，４６″間の開口を通過するガスと混合する。たと
えば第３図において、ガスがタブ５０″と５０′との間
の開口５０を通って流れる。ガスはまたタブ４６′上に
も流れるであろう。これらのガスはタブ４６′およびフ
レームホルダ部材４０に衝突する前に軸線１８にいくぶ
ん平行な方向のリーダーに向かって流れるであろう。ガ
スがタブ４６′に衝突するとき、それらは内方に軸線１
８に向かって偏向される。これらのガスはタブ４６′の
外側端部６０および二つの側端６２，６４上を流れよう
とする。端部６０，６２，６４上のガス流は端部６２，
６４上を流れるガスと全体的に同じ方向に開口５６を通
って流れるガスの区域に渦流を発生する。
第５図において、ガスは部材４０上を６６方向に流れ
る。ガスはタブ４６′上を流れ続ける。区域６８におけ
る部材４０の内側部分に低圧が発生する。この低圧はガ
スがタブ４６′の下流端６０上を流れるときガス流に渦
流７０を発生させる。渦流７０は軸線７２を有する。軸
線７２はスパン方向であり流れ方向６６に対し横方向で
ある。ガスはまたタブ４６′の側端６２，６４上を流
れ、それぞれ渦流７４，７６を発生する。渦流７４，７
６はそれぞれ軸線７４′および７６′を有し、それらは
流れ方向６６に全体的に平行であり以下流れ方向の渦流
と称する。
る。ガスはタブ４６′上を流れ続ける。区域６８におけ
る部材４０の内側部分に低圧が発生する。この低圧はガ
スがタブ４６′の下流端６０上を流れるときガス流に渦
流７０を発生させる。渦流７０は軸線７２を有する。軸
線７２はスパン方向であり流れ方向６６に対し横方向で
ある。ガスはまたタブ４６′の側端６２，６４上を流
れ、それぞれ渦流７４，７６を発生する。渦流７４，７
６はそれぞれ軸線７４′および７６′を有し、それらは
流れ方向６６に全体的に平行であり以下流れ方向の渦流
と称する。
本発明者等は流れ方向渦流７４，７６がフレームホルダ
下流のガス燃焼のスクリーチの減少に役立つものと考え
る。スクリーチに関連する主要な機構はスパン方向の渦
流の相互作用であり、渦流は連続した円形リップを有す
る従来技術のフレームホルダのリップで分かれる。本明
細書の最初に記載したように、これらのスパン方向の渦
流は下流に移動し、高温再循環生成物を巻き込み、本発
明によるフレームホルダによって生ずる流れ方向の渦流
によって防止されない限り、互いに一対になり組み合わ
される。（燃料、速度等に従う）ある時間の経過後高温
生成物は燃焼して熱を放出し、その熱は凹所内の動圧の
場に影響する。フレームホルダのリップにおいて生じた
圧力変動は他の組の渦流に伝達され、そして繰り返され
る。もしこの工程が起こる周波数が装置の（形状に従
う）音響モードに一致するならば、防止されない限り、
カップリングが起こりスクリーチが発生する。
下流のガス燃焼のスクリーチの減少に役立つものと考え
る。スクリーチに関連する主要な機構はスパン方向の渦
流の相互作用であり、渦流は連続した円形リップを有す
る従来技術のフレームホルダのリップで分かれる。本明
細書の最初に記載したように、これらのスパン方向の渦
流は下流に移動し、高温再循環生成物を巻き込み、本発
明によるフレームホルダによって生ずる流れ方向の渦流
によって防止されない限り、互いに一対になり組み合わ
される。（燃料、速度等に従う）ある時間の経過後高温
生成物は燃焼して熱を放出し、その熱は凹所内の動圧の
場に影響する。フレームホルダのリップにおいて生じた
圧力変動は他の組の渦流に伝達され、そして繰り返され
る。もしこの工程が起こる周波数が装置の（形状に従
う）音響モードに一致するならば、防止されない限り、
カップリングが起こりスクリーチが発生する。
フレームホルダ２６はスパン方向渦流７０を流れ方向渦
流７４，７６と組み合わせる。タブ４６′のようなタブ
の縦方向に沿い端部６２，６４によって派生した流れ方
向渦流、および端部６０のようなリップ端に発生したス
パン方向渦流は、流れ方向渦流がスパン方向渦流より強
さが弱いようなものである。流れ方向渦流は、燃焼が多
かれ少なかれ完了する下流での他の渦流に一層多く作用
すると考えられる。同様に、スパン方向渦流は中間の流
れ方向の一組の渦流のため対を組まない。すなわち、第
３図の端部６０，６０′によって発生した渦流は、たと
えば、つぎの隣接するタブ４６′，４８の端部６２，６
４によって発生した渦流の間にある。さらに、外側タブ
たとえばタブ５０′，５０″によって発生した渦流は、
タブ４６′等によって発生された中間渦流によって分離
される。端部５０′，５０″を備えたタブ５０の端部５
６′および向き合ったタブ４６′下流の端部６０からの
渦流は異なった平面内にあり、かつタブがないときに起
こるよりも一層離れる。したがって、スパン方向渦流は
組み合わされて相互作用するのには十分に近くなく、流
れ方向の渦流はそのような相互作用の共振を最小にし、
しかして、好ましくない振動の発生はスクリーチ以下で
ある。しかしながら、強い混合が流れ方向の渦流によっ
て得られ、それは高温生成物をそれらが下流に拡散する
とき巻き込む。流れ方向の渦流は混合を促進し抵抗を減
少することがわかる。したがって、第３図のタブ４６′
の端部６０のようなタブの端部は、たとえばそれぞれ側
壁４４，４６のような、フレームホルダの向き合った側
壁上の開口に隣接する二つの隣接するタブ５０′，５
０″間の開口５６の端部５６′に向き合う。これらの関
係はフレームホルダ全体を通して繰り返される。
流７４，７６と組み合わせる。タブ４６′のようなタブ
の縦方向に沿い端部６２，６４によって派生した流れ方
向渦流、および端部６０のようなリップ端に発生したス
パン方向渦流は、流れ方向渦流がスパン方向渦流より強
さが弱いようなものである。流れ方向渦流は、燃焼が多
かれ少なかれ完了する下流での他の渦流に一層多く作用
すると考えられる。同様に、スパン方向渦流は中間の流
れ方向の一組の渦流のため対を組まない。すなわち、第
３図の端部６０，６０′によって発生した渦流は、たと
えば、つぎの隣接するタブ４６′，４８の端部６２，６
４によって発生した渦流の間にある。さらに、外側タブ
たとえばタブ５０′，５０″によって発生した渦流は、
タブ４６′等によって発生された中間渦流によって分離
される。端部５０′，５０″を備えたタブ５０の端部５
６′および向き合ったタブ４６′下流の端部６０からの
渦流は異なった平面内にあり、かつタブがないときに起
こるよりも一層離れる。したがって、スパン方向渦流は
組み合わされて相互作用するのには十分に近くなく、流
れ方向の渦流はそのような相互作用の共振を最小にし、
しかして、好ましくない振動の発生はスクリーチ以下で
ある。しかしながら、強い混合が流れ方向の渦流によっ
て得られ、それは高温生成物をそれらが下流に拡散する
とき巻き込む。流れ方向の渦流は混合を促進し抵抗を減
少することがわかる。したがって、第３図のタブ４６′
の端部６０のようなタブの端部は、たとえばそれぞれ側
壁４４，４６のような、フレームホルダの向き合った側
壁上の開口に隣接する二つの隣接するタブ５０′，５
０″間の開口５６の端部５６′に向き合う。これらの関
係はフレームホルダ全体を通して繰り返される。
第３，４図に示す型の多重フレームホルダはしゃへいさ
れるアフタバーナー区域の容積に従って所定のアフタバ
ーナーに導入される。たとえば端部６０のような端部に
おける、またたとえば開口５７のようなタブの開口端部
におけるフレームホルダ部材４０のリップは、交互に設
けられ、位相のずれた乱流を発生して混合過程を促進す
る。フレームホルダの両方の側壁に流れ方向渦流および
スパン方向渦流の双方を導入することにより、十分な乱
流が発生し、ガス流をもっともよく混合する一方、同時
に共振から許容できないレベルまで達した振動によるス
クリーチを減少する。ガス流の流れ方向渦流およびスパ
ン方向渦流の圧力による波前面の音響振動の形成を阻止
することにより、音響ライナの必要性は解消する。
れるアフタバーナー区域の容積に従って所定のアフタバ
ーナーに導入される。たとえば端部６０のような端部に
おける、またたとえば開口５７のようなタブの開口端部
におけるフレームホルダ部材４０のリップは、交互に設
けられ、位相のずれた乱流を発生して混合過程を促進す
る。フレームホルダの両方の側壁に流れ方向渦流および
スパン方向渦流の双方を導入することにより、十分な乱
流が発生し、ガス流をもっともよく混合する一方、同時
に共振から許容できないレベルまで達した振動によるス
クリーチを減少する。ガス流の流れ方向渦流およびスパ
ン方向渦流の圧力による波前面の音響振動の形成を阻止
することにより、音響ライナの必要性は解消する。
一実施例において、代表的フレームホルダは直径が３フ
ィート（約０．９ｍ）、タブ外端における間隔が約１．
５インチ（３．８cm）、タブ外端までのリップ全長が
１．７５インチ（４．４５cm）の環状部材である。タブ
は０．５インチ（１．２７cm）の長さと約１インチ
（２．５４cm）の幅を有する。フレームホルダ２６のな
す角度αは、ガス流を均一にしゃへいするため従来技術
のフレームホルダのなす角よりいくぶん大きい。
ィート（約０．９ｍ）、タブ外端における間隔が約１．
５インチ（３．８cm）、タブ外端までのリップ全長が
１．７５インチ（４．４５cm）の環状部材である。タブ
は０．５インチ（１．２７cm）の長さと約１インチ
（２．５４cm）の幅を有する。フレームホルダ２６のな
す角度αは、ガス流を均一にしゃへいするため従来技術
のフレームホルダのなす角よりいくぶん大きい。
タブ４６′の端部６０のようなタブのリップ端は端部６
２，６４のように側面に垂直であるのが好ましい。この
正規の関係はガス流の端部渦流発生方向の最大の変化を
生ずる。端部６２，６４は端部６０に垂直であるよりも
傾斜しており、発生した渦流は流れ方向に少なくスパン
方向に多くなり易く、スクリーチ減少の有効性を減少す
る。しかしながら、端部６０，６２はある点まで傾斜す
るものとは考えられず、それは発生した流れが混合に必
要な本質的渦流を発生しないからであると考えられる。
２，６４のように側面に垂直であるのが好ましい。この
正規の関係はガス流の端部渦流発生方向の最大の変化を
生ずる。端部６２，６４は端部６０に垂直であるよりも
傾斜しており、発生した渦流は流れ方向に少なくスパン
方向に多くなり易く、スクリーチ減少の有効性を減少す
る。しかしながら、端部６０，６２はある点まで傾斜す
るものとは考えられず、それは発生した流れが混合に必
要な本質的渦流を発生しないからであると考えられる。
上記といくぶん同じ構造のフレームホルダを使用し、毎
秒約７５フィート（２２．９ｍ／秒）で入口温度が最高
５００゜F（２６０℃）の空気流を使用する風洞実験にお
いて、フレームホルダの騒音レベルは約５分の一に低下
した。（音響圧力レベルはすべての条件において１０dB
以上低下した）。第３図において、代表的フレームホル
ダ２６はシェル１２に複数の半径方向に延びる支持体８
０によって固定される。支持体８０は側壁４６の外面で
部材４０に固定された。支持体８０は円筒形ロッドまた
はＶ型ガッタを備えることができる。フレームホルダ２
６がシェル１２のような外側環状面に支持された変形に
おいて、フレームホルダは与えられたエンジン設備に従
ってコーン１６の位置に設けられた内部構造に固定する
ことができる。
秒約７５フィート（２２．９ｍ／秒）で入口温度が最高
５００゜F（２６０℃）の空気流を使用する風洞実験にお
いて、フレームホルダの騒音レベルは約５分の一に低下
した。（音響圧力レベルはすべての条件において１０dB
以上低下した）。第３図において、代表的フレームホル
ダ２６はシェル１２に複数の半径方向に延びる支持体８
０によって固定される。支持体８０は側壁４６の外面で
部材４０に固定された。支持体８０は円筒形ロッドまた
はＶ型ガッタを備えることができる。フレームホルダ２
６がシェル１２のような外側環状面に支持された変形に
おいて、フレームホルダは与えられたエンジン設備に従
ってコーン１６の位置に設けられた内部構造に固定する
ことができる。
第１図はアフタバーナーおよび本発明の一実施例を備え
た通常のガスタービンエンジンの断面側面図であり、 第２図は第１図の実施例に使用されるフレームホルダの
斜視図であり、 第３図は第１図の線３−３に沿うフレームホルダの端面
図であり、 第４図は線４−４に沿う第２図のフレームホルダの断面
側面図であり、 第５図は本発明の原理のあるものを説明するのに使用す
る線図である。 １０…ガスタービンエンジン、１２…外側シェル、１４
…アフタバーナー、１６…ディフューザコーン、２０…
ノズル、２２…ブレード、２４…燃料噴射装置、２６，
２８，３０…フレームホルダ、４０…Ｖ型部材、４２…
頂点、４４，４６…側壁、４６′，４８，５０，５０′
…タブ、５６，５７…開口、６０，６２，６４…端部、
７０…スパン方向渦流、７４，７６…流れ方向渦流
た通常のガスタービンエンジンの断面側面図であり、 第２図は第１図の実施例に使用されるフレームホルダの
斜視図であり、 第３図は第１図の線３−３に沿うフレームホルダの端面
図であり、 第４図は線４−４に沿う第２図のフレームホルダの断面
側面図であり、 第５図は本発明の原理のあるものを説明するのに使用す
る線図である。 １０…ガスタービンエンジン、１２…外側シェル、１４
…アフタバーナー、１６…ディフューザコーン、２０…
ノズル、２２…ブレード、２４…燃料噴射装置、２６，
２８，３０…フレームホルダ、４０…Ｖ型部材、４２…
頂点、４４，４６…側壁、４６′，４８，５０，５０′
…タブ、５６，５７…開口、６０，６２，６４…端部、
７０…スパン方向渦流、７４，７６…流れ方向渦流
Claims (12)
- 【請求項１】中央ディフューザコーン、外側シェルおよ
びアフタバーナー区域を画定するシェルとコーンとの間
の燃料噴射装置を有するガスタービンエンジン用アフタ
バーナーフレームホルダにおいて、 前記フレームホルダはアフタバーナー区域にシェルとコ
ーンとの間にエンジンに固定するように構成され、Ｖ型
頂点を軸線方向上流に燃料噴射装置に向けリップを下流
に向けたＶ型環状部材、および 前記環状部材のリップに固定されかつそこから延びる複
数の離れた渦流発生部材を有し、前記渦流発生部材はア
フタバーナー区域を通るフレームホルダ上を流れるガス
の軸線方向および横方向渦流を発生するように配置され
かつそのような大きさにされ軸線方向渦流は前記横方向
渦流と前記環状部材下流の区域において前記横方向渦流
と交互に設けられかつ混合されるガスタービンエンジン
アフタバーナー用フレームホルダ。 - 【請求項２】前記渦流発生部材は前記環状部材の複数の
長方形延長部を有する請求項１記載のフレームホルダ。 - 【請求項３】所定のリップからの延長部は所定の平面内
に設けられかつ前記環状部材の周りに同じ大きさのかつ
等距離に離れた請求項２記載のフレームホルダ。 - 【請求項４】前記フレームホルダは第１および第２側壁
によって画定され、前記渦流発生装置は前記側壁のかつ
それと同じ方向に延びる延長部を有し、第１側壁の渦流
発生部材はガス通路すなわち第２側壁の渦流発生部材の
中間に前記アフタバーナー区域のガス流に全体的に平行
に軸線方向に設けられた請求項２記載のフレームホル
ダ。 - 【請求項５】前記環状部材によって画定されなす角度は
３０°ないし５０°である請求項１記載のフレームホル
ダ。 - 【請求項６】Ｖ型部材は角度をなす第１および第２側壁
を有し、前記側壁はそれぞれ別の対応する環状リップに
終わり、各環状リップは起伏して前記渦流発生部材を形
成し、第１側壁の起伏は第２側壁の起伏とは位相がずれ
ており、各側壁の起伏は各側壁の渦流発生部材によって
発生した横方向渦流がほヾその側壁の渦流発生部材によ
って発生された軸方向渦流の中間にある請求項１記載の
フレームホルダ。 - 【請求項７】アフタバーナーの部材上を流れるガスの方
向に全体的に平行な軸線を画定する一対の側壁を有し、
かつ前記軸線と共軸の別の各側壁から延びる第１および
第２環状リップを有する環状Ｖ型部材、および前記ガス
流内に交互の軸方向および横方向渦流を発生する前記リ
ップから延びる複数の離れたタブを有するガスタービン
エンジンアフタバーナーフレームホルダ。 - 【請求項８】所定平面内に設けられたタブは同じ距離だ
け離れ同様の大きさのものである請求項７記載のフレー
ムホルダ。 - 【請求項９】前記タブはタブが延びる部材の側壁平面と
同じ方向に延びかつ同じ平面内にある請求項７記載のフ
レームホルダ。 - 【請求項１０】フレームホルダを前記アフタバーナーに
固定する装置をさらに有する請求項７記載のフレームホ
ルダ。 - 【請求項１１】ガスタービンエンジンおよびエンジンの
アフタバーナー区域にフレームホルダを固定する装置を
さらに有する請求項７記載のフレームホルダ。 - 【請求項１２】前記フレームホルダは前記アフタバーナ
ー区域のガス流の約２０〜３０％をしゃへいするような
大きさに形成された請求項１１記載のフレームホルダ。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US32904889A | 1989-03-27 | 1989-03-27 | |
| US329,048 | 1989-03-27 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02275023A JPH02275023A (ja) | 1990-11-09 |
| JPH065041B2 true JPH065041B2 (ja) | 1994-01-19 |
Family
ID=23283646
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2064523A Expired - Lifetime JPH065041B2 (ja) | 1989-03-27 | 1990-03-16 | ガスタービンエンジンアフタバーナー用フレームホルダ |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5129226A (ja) |
| JP (1) | JPH065041B2 (ja) |
| AU (1) | AU624689B2 (ja) |
| DE (1) | DE4009196A1 (ja) |
| FR (1) | FR2644876A1 (ja) |
| GB (1) | GB2229806B (ja) |
| IL (1) | IL93630A0 (ja) |
| IT (1) | IT1239418B (ja) |
| SE (1) | SE9001072L (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2006170605A (ja) * | 2004-12-15 | 2006-06-29 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンおよび燃料供給装置 |
| CN115962484A (zh) * | 2023-02-23 | 2023-04-14 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机用加力燃烧室 |
Families Citing this family (43)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100269071B1 (ko) * | 1992-11-14 | 2000-10-16 | 레비스 스테픈 이 | 추력증대연소기용화염보유기 |
| US5575153A (en) * | 1993-04-07 | 1996-11-19 | Hitachi, Ltd. | Stabilizer for gas turbine combustors and gas turbine combustor equipped with the stabilizer |
| US5487274A (en) * | 1993-05-03 | 1996-01-30 | General Electric Company | Screech suppressor for advanced low emissions gas turbine combustor |
| US5676538A (en) * | 1993-06-28 | 1997-10-14 | General Electric Company | Fuel nozzle for low-NOx combustor burners |
| FR2709342B1 (fr) * | 1993-08-25 | 1995-09-22 | Snecma | Dispositif de post combustion d'un turboréacteur. |
| US5471840A (en) * | 1994-07-05 | 1995-12-05 | General Electric Company | Bluffbody flameholders for low emission gas turbine combustors |
| DE19542521A1 (de) * | 1995-11-15 | 1997-05-22 | Ruhrgas Ag | Verfahren und Brenner zum Verbrennen eines Luft/Brennstoff-Gemisches |
| WO1999006767A1 (de) * | 1997-07-31 | 1999-02-11 | Siemens Aktiengesellschaft | Brenner |
| US6314721B1 (en) * | 1998-09-04 | 2001-11-13 | United Technologies Corporation | Tabbed nozzle for jet noise suppression |
| EP1048898B1 (de) | 1998-11-18 | 2004-01-14 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Brenner |
| RU2209992C1 (ru) * | 2002-03-06 | 2003-08-10 | Государственное унитарное предприятие Тушинское машиностроительное конструкторское бюро "Союз" - дочернее предприятие Федерального государственного унитарного предприятия "Российской самолётостроительной корпорации "МиГ" | Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя |
| JP3820446B2 (ja) * | 2002-07-16 | 2006-09-13 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | 希薄予混合燃焼器 |
| RU2218471C1 (ru) * | 2002-10-02 | 2003-12-10 | Открытое акционерное общество Авиамоторный научно-технический комплекс "Союз" | Форсажная камера газотурбинного двигателя |
| RU2259493C1 (ru) * | 2004-03-11 | 2005-08-27 | Кочетков Борис Федорович | Способ создания реактивной тяги и турбореактивный двигатель для его осуществления |
| US20060043718A1 (en) * | 2004-09-01 | 2006-03-02 | Mayer Martin G | Vertical outrigger leg |
| KR100681693B1 (ko) * | 2005-10-21 | 2007-02-09 | 재단법인 포항산업과학연구원 | 방사온도 계측기용 광학적 외란차단 시스템 및 방법 |
| WO2008070780A1 (en) | 2006-12-07 | 2008-06-12 | Novartis Ag | Antagonist antibodies against ephb3 |
| US7954328B2 (en) * | 2008-01-14 | 2011-06-07 | United Technologies Corporation | Flame holder for minimizing combustor screech |
| US20140338345A1 (en) * | 2009-08-24 | 2014-11-20 | The Board Of Trustees Of The Leland Stanford Junior University | Method and Apparatus for Enhanced Flameholding in Augmentors |
| EP2416070A1 (de) * | 2010-08-02 | 2012-02-08 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbinenbrennkammer |
| US9764294B2 (en) * | 2012-05-21 | 2017-09-19 | Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. | Liquid-gas mixer and turbulator therefor |
| US10619855B2 (en) | 2012-09-06 | 2020-04-14 | United Technologies Corporation | Fuel delivery system with a cavity coupled fuel injector |
| US10378456B2 (en) | 2012-10-01 | 2019-08-13 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Method of operating a multi-stage flamesheet combustor |
| US10060630B2 (en) | 2012-10-01 | 2018-08-28 | Ansaldo Energia Ip Uk Limited | Flamesheet combustor contoured liner |
| US9897317B2 (en) | 2012-10-01 | 2018-02-20 | Ansaldo Energia Ip Uk Limited | Thermally free liner retention mechanism |
| US9347669B2 (en) * | 2012-10-01 | 2016-05-24 | Alstom Technology Ltd. | Variable length combustor dome extension for improved operability |
| PL225191B1 (pl) * | 2012-12-06 | 2017-03-31 | Gen Electric | Układ silnika turbiny gazowej zawierającej zespół sterowania strumieniem spalin i zespół sterowania strumieniem spalin w układzie silnika turbiny gazowej |
| US9470151B2 (en) | 2012-12-21 | 2016-10-18 | United Technologies Corporation | Alignment system and methodology to account for variation in a gas turbine engine |
| JP6340918B2 (ja) | 2014-05-23 | 2018-06-13 | 株式会社Ihi | 推力増強装置 |
| CN105674332B (zh) * | 2016-01-19 | 2017-12-26 | 西北工业大学 | 一种预蒸发式一体化加力燃烧室 |
| CN108758693A (zh) * | 2018-04-16 | 2018-11-06 | 西北工业大学 | 一种具有双油路及截头中心锥结构的一体化加力燃烧室 |
| US11754287B2 (en) | 2020-09-11 | 2023-09-12 | Raytheon Technologies Corporation | Fuel injector assembly for a turbine engine |
| US11421883B2 (en) | 2020-09-11 | 2022-08-23 | Raytheon Technologies Corporation | Fuel injector assembly with a helical swirler passage for a turbine engine |
| US11649964B2 (en) | 2020-12-01 | 2023-05-16 | Raytheon Technologies Corporation | Fuel injector assembly for a turbine engine |
| FR3122719A1 (fr) * | 2021-05-04 | 2022-11-11 | Safran Aircraft Engines | Accroche-flammes pour postcombustion de turboréacteur comprenant des bras à bords de fuite dentelés |
| US11808455B2 (en) | 2021-11-24 | 2023-11-07 | Rtx Corporation | Gas turbine engine combustor with integral fuel conduit(s) |
| US11846249B1 (en) | 2022-09-02 | 2023-12-19 | Rtx Corporation | Gas turbine engine with integral bypass duct |
| US12116934B2 (en) | 2023-02-10 | 2024-10-15 | Rtx Corporation | Turbine engine fuel injector with oxygen circuit |
| CN116025926B (zh) * | 2023-03-10 | 2024-07-05 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机加力燃烧室 |
| CN116293793B (zh) * | 2023-04-07 | 2024-08-20 | 北京航空航天大学 | 一种外涵火焰稳定器、后涵道可变面积引射器及加力燃烧室 |
| US12535214B2 (en) | 2024-04-19 | 2026-01-27 | Rtx Corporation | Attaching powerplant structures together using fuel injector bolts |
| CN118836464A (zh) * | 2024-08-07 | 2024-10-25 | 中山大学 | 一种带尾槽导流结构的新型径向火焰稳定器 |
| CN119468251B (zh) * | 2024-12-04 | 2025-09-05 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种双折流预混预蒸发式火焰稳定器 |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP5916170B2 (ja) | 2013-09-12 | 2016-05-11 | 株式会社エイチアンドエフ | レーザーブランキング装置 |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2714287A (en) * | 1950-01-03 | 1955-08-02 | Westinghouse Electric Corp | Flameholder device for turbojet afterburner |
| US2919550A (en) * | 1955-04-13 | 1960-01-05 | Gen Electric | Combustion chamber screech eliminator |
| GB900765A (en) * | 1957-11-15 | 1962-07-11 | Rolls Royce | Improvements in or relating to combustion equipment |
| US3041836A (en) * | 1959-09-11 | 1962-07-03 | Gen Electric | Means for eliminating screech in jet propulsion systems |
| GB886700A (en) * | 1959-11-05 | 1962-01-10 | Rolls Royce | Reheat combustion equipment for jet propulsion engines |
| US3269116A (en) * | 1965-04-29 | 1966-08-30 | United Aircraft Corp | Centrally supported flameholder |
| GB1153034A (en) * | 1965-09-21 | 1969-05-21 | Rolls Royce | Combustion Apparatus |
| GB1211583A (en) * | 1968-05-16 | 1970-11-11 | Mini Of Technology | Improvements in or relating to combustion devices |
| US3931707A (en) * | 1975-01-08 | 1976-01-13 | General Electric Company | Augmentor flameholding apparatus |
| US4686826A (en) * | 1980-05-14 | 1987-08-18 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Mixed flow augmentor incorporating a fuel/air tube |
| US4445339A (en) * | 1980-11-24 | 1984-05-01 | General Electric Co. | Wingtip vortex flame stabilizer for gas turbine combustor flame holder |
| CA1281554C (en) * | 1985-11-25 | 1991-03-19 | Thomas Rush Clements | Gas turbine engine augmentor |
-
1990
- 1990-03-05 IL IL93630A patent/IL93630A0/xx not_active IP Right Cessation
- 1990-03-14 FR FR9003268A patent/FR2644876A1/fr active Pending
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- 1990-10-31 US US07/606,247 patent/US5129226A/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP5916170B2 (ja) | 2013-09-12 | 2016-05-11 | 株式会社エイチアンドエフ | レーザーブランキング装置 |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2006170605A (ja) * | 2004-12-15 | 2006-06-29 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンおよび燃料供給装置 |
| CN115962484A (zh) * | 2023-02-23 | 2023-04-14 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机用加力燃烧室 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE4009196A1 (de) | 1990-10-04 |
| SE9001072D0 (sv) | 1990-03-23 |
| US5129226A (en) | 1992-07-14 |
| GB9006716D0 (en) | 1990-05-23 |
| IL93630A0 (en) | 1990-12-23 |
| AU624689B2 (en) | 1992-06-18 |
| JPH02275023A (ja) | 1990-11-09 |
| AU5204090A (en) | 1990-09-27 |
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| GB2229806A (en) | 1990-10-03 |
| SE9001072L (sv) | 1990-09-28 |
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