RU2004122402A - Подверженный во время работы воздействию высоких тепловых нагрузок элемент конструкции способ его изготовления - Google Patents

Подверженный во время работы воздействию высоких тепловых нагрузок элемент конструкции способ его изготовления Download PDF

Info

Publication number
RU2004122402A
RU2004122402A RU2004122402/06A RU2004122402A RU2004122402A RU 2004122402 A RU2004122402 A RU 2004122402A RU 2004122402/06 A RU2004122402/06 A RU 2004122402/06A RU 2004122402 A RU2004122402 A RU 2004122402A RU 2004122402 A RU2004122402 A RU 2004122402A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wall
structural element
walls
shell
element according
Prior art date
Application number
RU2004122402/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2289035C2 (ru
Inventor
Ян ХЕГГАНДЕР (SE)
Ян ХЕГГАНДЕР
Original Assignee
Вольво Аэро Корпорейшн (Se)
Вольво Аэро Корпорейшн
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
Priority claimed from SE0104273A external-priority patent/SE520669C2/sv
Application filed by Вольво Аэро Корпорейшн (Se), Вольво Аэро Корпорейшн filed Critical Вольво Аэро Корпорейшн (Se)
Publication of RU2004122402A publication Critical patent/RU2004122402A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2289035C2 publication Critical patent/RU2289035C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/34—Casings; Combustion chambers; Liners thereof
    • F02K9/343—Joints, connections, seals therefor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers
    • F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/97—Rocket nozzles
    • F02K9/972—Fluid cooling arrangements for nozzles

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)
  • Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)
  • Physical Or Chemical Processes And Apparatus (AREA)
  • Transition And Organic Metals Composition Catalysts For Addition Polymerization (AREA)
  • Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
  • Processing And Handling Of Plastics And Other Materials For Molding In General (AREA)

Claims (33)

1. Элемент (1) конструкции, который подвержен во время работы воздействию высоких тепловых нагрузок и который имеет оболочку, образующую внутреннюю полость для прохода газа, и состоит из первой части (5), имеющей внутреннюю стенку (8), наружную стенку (9) и по меньшей мере один расположенный между стенками канал (11) охлаждения и соединенную концом (12) ее внутренней стенки со второй частью (6, 28), отличающийся тем, что место (18) соединения второй части с концом внутренней стенки первой части расположено на некотором расстоянии от внутренней полости элемента.
2. Элемент конструкции по п.1, отличающийся тем, что внутренняя стенка (8) его первой части имеет выступающий наружу конец (12), место (18) соединения которого со второй частью элемента расположено на некотором расстоянии от края (13) внутренней стенки, за которым начинается ее выступающий наружу конец.
3. Элемент конструкции по п.2, отличающийся тем, что конец (12) внутренней стенки (8) расположен по существу перпендикулярно остальной части (14) внутренней стенки первой части элемента.
4. Элемент конструкции по п.2 или 3, отличающийся тем, что конец наружной стенки (9) секции находится на некотором в направлении оси элемента расстоянии от конца (12) внутренней стенки (8) и между наружной стенкой и концом внутренней стенки остается зазор, образующий канал для прохода попадающего в него из канала (11) охлаждения охладителя.
5. Элемент конструкции по п.2 или 3, отличающийся тем, что наружная стенка (9) соединена с концом (12) внутренней стенки и имеет по меньшей мере одно расположенное рядом с краем внутренней стенки отверстие (23), образующее канал для прохода охладителя, попадающего в него из канала охлаждения.
6. Элемент конструкции по п.5, отличающийся тем, что в наружной стенке имеется множество отверстий (23), расположенных на некотором расстоянии друг от друга вдоль места (18) соединения.
7. Элемент конструкции по любому из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что оболочка имеет множество продольных, расположенных между внутренней и наружной стенками (8, 9) перегородок (10), которые проходят от входного конца первой секции до ее выходного конца и образуют стенки каналов (11) охлаждения.
8. Элемент конструкции по любому из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что его первая часть (5) имеет криволинейную форму.
9. Элемент конструкции по п.8, отличающийся тем, что его первая часть (5) имеет непрерывную форму в окружном направлении.
10. Элемент конструкции по любому из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что его вторая часть (6) также имеет внутреннюю стенку, наружную стенку и по меньшей мере один расположенный между ними канал охлаждения.
11. Элемент конструкции по п.10, отличающийся тем, что конец (12) внутренней стенки его первой части соединен с концом (15) внутренней стенки его второй части.
12. Элемент конструкции по п.10 или 11, отличающийся тем, что конец (15) внутренней стенки его второй части выступает наружу в направлении от внутренней полости элемента, а место соединения концов внутренних стенок расположено на некотором расстоянии от края внутренней стенки.
13. Элемент конструкции по п.12, отличающийся тем, что выступающий наружу конец (15) внутренней стенки его второй части расположен по существу перпендикулярно остальной части внутренней стенки.
14. Элемент конструкции по любому из пп.10-13, отличающийся тем, что его вторая часть (6) имеет криволинейную форму.
15. Элемент конструкции по п.14, отличающийся тем, что его вторая часть (6) имеет непрерывную форму в окружном направлении.
16. Элемент конструкции по п.9 и 15, отличающийся тем, что он имеет кольцо (20), которое расположено на внешней поверхности элемента вокруг места (18) соединения внутренних стенок и соединено с концами наружных стенок первой и второй частей элемента и которое образует внутри элемента канал, по которому охладитель попадает из каналов охлаждения первого элемента в каналы охлаждения второго элемента.
17. Элемент конструкции по п.9, отличающийся тем, что его вторая часть (28) расположена снаружи вокруг его первой части и выполнена в виде проточного коллектора, предназначенного для циркуляции охладителя по каналам охлаждения его первой части (5).
18. Элемент конструкции по п.17, отличающийся тем, что коллектор (28) имеет в поперечном сечении U-образную форму и соединяется одной своей стороной с концом внутренней стенки, а другой стороной - с концом наружной стенки.
19. Элемент конструкции по любому из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что он имеет по существу круглое поперечное сечение.
20. Элемент конструкции по любому из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что он представляет собой элемент ракетного реактивного двигателя.
21. Способ изготовления подверженного во время работы воздействию высоких тепловых нагрузок элемента (1) конструкции, который имеет оболочку, образующую внутреннюю полость для прохода газа, и состоит из первой части (5), имеющей внутреннюю стенку (8), наружную стенку (9), расположенную на некотором расстоянии от внутренней стенки, и по меньшей мере один расположенный между стенками канал (11) охлаждения и соединенной концом (12) ее внутренней стенки со второй частью (6, 28), отличающийся тем, что конец внутренней стенки первой части элемента соединяют с его второй частью на некотором расстоянии от внутренней полости элемента.
22. Способ по п.21, отличающийся тем, что оболочку первой части (5) изготавливают таким образом, что ее внутренняя стенка имеет выступающий наружу от внутренней полости оболочки конец, который соединяют со второй частью на некотором расстоянии от края (13) внутренней стенки, за которым начинается ее выступающий наружу конец.
23. Способ по п.22, отличающийся тем, что оболочку первой части (5) изготавливают таким образом, что внутренняя стенка (8) проходит параллельно наружной стенке (9) и имеет выступающий наружу на некотором расстоянии от конца наружной стенки конец, выступающий наружу конец (12) внутренней стенки сгибают в направлении края наружной стенки с получением на внутренней стенке края, за которым начинается ее выступающий наружу конец, и внутреннюю стенку соединяют со второй частью элемента.
24. Способ по п.23, отличающийся тем, что в оболочке между ее внутренней и наружной стенками (8, 9) выполняют продольные перегородки (10), которые отделяют друг от друга соседние каналы (11) охлаждения и которые проходят и на конце внутренней стенки, и в этих перегородках рядом с концом (21) наружной стенки выполняют доходящий до внутренней стенки сужающийся вырез (22), по которому от внутренней стенки отгибают ее выступающий наружу конец.
25. Способ по п.23, отличающийся тем, что концы выполненных в оболочке между ее внутренней и наружной стенками продольных перегородок, отделяющих друг от друга соседние каналы охлаждения и заканчивающихся по существу в том месте, где заканчивается наружная стенка оболочки, используют в качестве упоров, по которым от внутренней стенки отгибают ее выступающий наружу конец.
26. Способ по п.22, отличающийся тем, что оболочку изготавливают механической обработкой из листового материала с плоским краем (26) формированием в ней множества вытянутых в длину по существу параллельных и прямых каналов (210), боковые стенки которых расположены перпендикулярно плоскости листа и которые не доходят до плоского края листа, который остается необработанным и образует конец внутренней стенки.
27. Способ по любому из пп.21-26, отличающийся тем, что первую и вторую части элемента конструкции соединяют с внешней стороны первой части.
28. Способ по любому из пп.21-27, отличающийся тем, что конец внутренней стенки первой части (5) соединяют со второй частью (6, 28) сваркой.
29. Способ по любому из пп.21-28, отличающийся тем, что вторая часть также имеет внутреннюю стенку, наружную стенку и по меньшей мере один расположенный между ними канал охлаждения.
30. Способ по п.29, отличающийся тем, что конец (15) внутренней стенки второй части выступает наружу от внутренней полости элемента, при этом обе части элемента соединяют друг с другом на некотором расстоянии от края внутренней стенки.
31. Способ по п.29 или 30, отличающийся тем, что обе части (5, 6) элемента конструкции выполнены непрерывными в окружном направлении, при этом снаружи место (18) соединения закрывают кольцом (20), которое соединяют с концами наружных стенок первой и второй частей (5, 6), в результате чего в элементе образуется канал для прохода охладителя из канала охлаждения первой части в канал охлаждения второй части.
32. Способ по любому из пп.21-28, отличающийся тем, что вторую часть (28) выполняют в виде расположенного снаружи вокруг первой части проточного коллектора, предназначенного для циркуляции охладителя по ее каналам охлаждения.
33. Способ по п.32, отличающийся тем, что коллектор (28) имеет в поперечном сечении U-образную форму и соединяется одной своей стороной с концом внутренней стенки, а другой стороной - с концом наружной стенки первой части элемента.
RU2004122402/06A 2001-12-18 2002-11-15 Подверженный во время работы воздействию высоких тепловых нагрузок элемент конструкции и способ его изготовления RU2289035C2 (ru)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US34049001P 2001-12-18 2001-12-18
US60/340,490 2001-12-18
SE0104273-8 2001-12-18
SE0104273A SE520669C2 (sv) 2001-12-18 2001-12-18 En komponent avsedd att utsättas för hög termisk last vid drift, och ett förfarande för tillverkning av en sådan komponent

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2004122402A true RU2004122402A (ru) 2005-07-10
RU2289035C2 RU2289035C2 (ru) 2006-12-10

Family

ID=26655628

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2004122402/06A RU2289035C2 (ru) 2001-12-18 2002-11-15 Подверженный во время работы воздействию высоких тепловых нагрузок элемент конструкции и способ его изготовления

Country Status (9)

Country Link
US (1) US7299622B2 (ru)
EP (1) EP1458968B1 (ru)
JP (1) JP4452919B2 (ru)
AT (1) ATE367519T1 (ru)
AU (1) AU2002347745A1 (ru)
DE (1) DE60221284T2 (ru)
ES (1) ES2290344T3 (ru)
RU (1) RU2289035C2 (ru)
WO (1) WO2003052255A1 (ru)

Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7188417B2 (en) * 2002-06-28 2007-03-13 United Technologies Corporation Advanced L-channel welded nozzle design
EP1398569A1 (de) * 2002-09-13 2004-03-17 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine
DE10343049B3 (de) * 2003-09-16 2005-04-14 Eads Space Transportation Gmbh Brennkammer mit Kühleinrichtung und Verfahren zur Herstellung der Brennkammer
SE527732C2 (sv) * 2004-10-07 2006-05-23 Volvo Aero Corp Ett hölje för omslutande av en gasturbinkomponent
US7596940B2 (en) * 2005-03-22 2009-10-06 Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. Rocket engine nozzle and method of fabricating a rocket engine nozzle using pressure brazing
EP1926904A4 (en) * 2005-09-06 2013-04-10 Volvo Aero Corp MOTOR WALL STRUCTURE AND METHODS FOR GENERATING THE WALL STRUCTURE OF THE ENGINE
US8002168B2 (en) * 2005-09-06 2011-08-23 Volvo Aero Corporation Method of producing an engine wall structure
RU2352445C2 (ru) * 2006-05-05 2009-04-20 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" Способ изготовления блока критического сечения сопла камеры жидкостного ракетного двигателя
RU2363856C2 (ru) * 2007-07-26 2009-08-10 Олег Васильевич Черёмушкин Устройство охлаждения реактивного двигателя
SE531857C2 (sv) * 2007-12-21 2009-08-25 Volvo Aero Corp En komponent avsedd att utsättas för hög termisk last vid drift
DE102008011502A1 (de) * 2008-02-25 2009-09-03 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Düsenerweiterung und Verfahren zur Herstellung einer Düsenerweiterung
FR2962493B1 (fr) * 2010-07-09 2014-05-16 Snecma Chambre de propulsion de moteur-fusee et procede de fabrication d'une telle chambre
RU2511942C1 (ru) * 2013-03-18 2014-04-10 Николай Борисович Болотин Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя
JP6481978B2 (ja) 2015-03-10 2019-03-13 三菱重工業株式会社 燃焼室の冷却機構、冷却機構を備えるロケットエンジン、及び、冷却機構の製造方法
FR3042542B1 (fr) * 2015-10-20 2017-12-01 Snecma Chambre propulsive et procede de fabrication
RU168808U1 (ru) * 2016-04-20 2017-02-21 Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" Корпус газовода жидкостного ракетного двигателя с дожиганием генераторного газа
CN108060990A (zh) * 2016-11-07 2018-05-22 贾海亮 一种串联单机固体发动机
US10739001B2 (en) * 2017-02-14 2020-08-11 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner panel shell interface for a gas turbine engine combustor
US10718521B2 (en) 2017-02-23 2020-07-21 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner panel end rail cooling interface passage for a gas turbine engine combustor
US10677462B2 (en) 2017-02-23 2020-06-09 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner panel end rail angled cooling interface passage for a gas turbine engine combustor
US10830434B2 (en) 2017-02-23 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner panel end rail with curved interface passage for a gas turbine engine combustor
US10823411B2 (en) 2017-02-23 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner panel end rail cooling enhancement features for a gas turbine engine combustor
US10941937B2 (en) 2017-03-20 2021-03-09 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner with gasket for gas turbine engine
CN107023419B (zh) * 2017-05-03 2019-05-03 湖北航天技术研究院总体设计所 一种固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头
US20190329355A1 (en) * 2018-04-27 2019-10-31 United States Of America As Represented By The Administrator Of Nasa Method for Fabricating Seal-Free Multi-Metallic Thrust Chamber Liner
US11448163B1 (en) 2018-09-05 2022-09-20 Abl Space Systems Multi-part fluid chamber and method of manufacturing
CN110578619A (zh) * 2019-09-29 2019-12-17 上海空间推进研究所 液体火箭发动机再生冷却身部及其槽道结构
FR3110483B1 (fr) * 2020-05-20 2022-06-03 Arianegroup Sas Structure d’assemblage d’une pièce comprenant une première partie métallique et une deuxième partie en matériau composite à matrice organique
KR102468746B1 (ko) * 2020-11-18 2022-11-18 한국항공우주연구원 열교환 구조를 포함하는 연소기 및 이를 포함하는 로켓
CN112462714B (zh) * 2020-12-01 2021-08-24 陕西蓝箭航天技术有限公司 航天器推力室双层结构的加工方法
JP2023065163A (ja) 2021-10-27 2023-05-12 インターステラテクノロジズ株式会社 ロケットエンジンの燃焼器及びその製造方法
CN114991998B (zh) * 2022-04-28 2024-08-13 北京航天动力研究所 分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构及焊接方法
US20240219027A1 (en) * 2022-12-09 2024-07-04 Relativity Space, Inc. Additively Manufactured Combustion Chambers, Manifold Structures and Hybrid Additive Processes Related Thereto

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3126702A (en) * 1964-03-31 newcomb
US3066702A (en) * 1959-05-28 1962-12-04 United Aircraft Corp Cooled nozzle structure
US3224678A (en) * 1962-10-04 1965-12-21 Marquardt Corp Modular thrust chamber
US3695515A (en) * 1967-07-19 1972-10-03 Karl Stockel Fluid cooled thrust nozzle for a rocket
US3605412A (en) * 1968-07-09 1971-09-20 Bolkow Gmbh Fluid cooled thrust nozzle for a rocket
US3630449A (en) * 1970-05-11 1971-12-28 Us Air Force Nozzle for rocket engine
US4555901A (en) * 1972-12-19 1985-12-03 General Electric Company Combustion chamber construction
DE2356572C3 (de) * 1973-11-13 1979-03-29 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen Flüssigkeitsgekühlte Raketenbrennkammer mit Schubdüse
DE2949522C2 (de) * 1979-12-08 1982-01-28 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Gekühlte Schubdüse für ein Raketentriebwerk
US4655044A (en) * 1983-12-21 1987-04-07 United Technologies Corporation Coated high temperature combustor liner
US4622821A (en) * 1985-01-07 1986-11-18 United Technologies Corporation Combustion liner for a gas turbine engine
DE3535779C1 (en) * 1985-10-07 1987-04-09 Messerschmitt Boelkow Blohm Arrangement for the cooling of rocket engine walls
US5435139A (en) * 1991-03-22 1995-07-25 Rolls-Royce Plc Removable combustor liner for gas turbine engine combustor
GB2257781B (en) * 1991-04-30 1995-04-12 Rolls Royce Plc Combustion chamber assembly in a gas turbine engine
US5467528A (en) * 1991-12-23 1995-11-21 United Technologies Corporation Method of making a tubular thermal structure
RU2061890C1 (ru) * 1992-07-21 1996-06-10 Научно-исследовательский институт "Гермес" Камера сгорания жидкостного реактивного двигателя с трактом регенеративного охлаждения
US5333443A (en) * 1993-02-08 1994-08-02 General Electric Company Seal assembly
US5363643A (en) * 1993-02-08 1994-11-15 General Electric Company Segmented combustor
DE19505357C1 (de) * 1995-02-17 1996-05-23 Daimler Benz Aerospace Ag Verfahren zur Kühlung von Triebwerkswänden und Wandstruktur zur Durchführung desselben
GB2298267B (en) * 1995-02-23 1999-01-13 Rolls Royce Plc An arrangement of heat resistant tiles for a gas turbine engine combustor
US5704208A (en) * 1995-12-05 1998-01-06 Brewer; Keith S. Serviceable liner for gas turbine engine
US5832719A (en) * 1995-12-18 1998-11-10 United Technologies Corporation Rocket thrust chamber
SE512942C2 (sv) * 1998-10-02 2000-06-12 Volvo Aero Corp Förfarande för tillverkning av utloppsmunstycken för raketmotorer
RU2158666C2 (ru) * 1999-02-04 2000-11-10 Открытое акционерное общество НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко Способ изготовления сварно-паяной конструкции
RU2274763C2 (ru) * 2001-01-11 2006-04-20 Вольво Аэро Корпорейшн Элемент ракетного двигателя и способ изготовления такого элемента ракетного двигателя
US6701714B2 (en) * 2001-12-05 2004-03-09 United Technologies Corporation Gas turbine combustor

Also Published As

Publication number Publication date
US20050188678A1 (en) 2005-09-01
AU2002347745A1 (en) 2003-06-30
EP1458968B1 (en) 2007-07-18
RU2289035C2 (ru) 2006-12-10
WO2003052255A1 (en) 2003-06-26
JP4452919B2 (ja) 2010-04-21
DE60221284T2 (de) 2008-04-10
US7299622B2 (en) 2007-11-27
JP2005513322A (ja) 2005-05-12
DE60221284D1 (de) 2007-08-30
ES2290344T3 (es) 2008-02-16
EP1458968A1 (en) 2004-09-22
ATE367519T1 (de) 2007-08-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2004122402A (ru) Подверженный во время работы воздействию высоких тепловых нагрузок элемент конструкции способ его изготовления
US7097417B2 (en) Cooling system for an airfoil vane
RU2338888C2 (ru) Способ изготовления компонента статора
US6089822A (en) Gas turbine stationary blade
EP3006831B1 (en) A cooled component
US6722134B2 (en) Linear surface concavity enhancement
US6890148B2 (en) Transition duct cooling system
US6910506B2 (en) Exhaust pipe, and method of making an exhaust pipe
US5380501A (en) Exhaust gas cleaning device
JPH08312960A (ja) 軸傾斜および不定接線の多穿孔を備える燃焼チャンバ
WO2006091325A1 (en) Cooled transition duct for a gas turbine engine
US11754349B2 (en) Heat exchanger
US20070183893A1 (en) Material having internal cooling passage and method for cooling material having internal cooling passage
US4356886A (en) External housing for an exhaust muffler for internal combustion engines
CA2937401C (en) Effusion cooling holes
US3001366A (en) Combustion chamber crossover tube
WO2014188961A1 (ja) タービン翼の冷却構造
JPH02263003A (ja) パルスバーナ
KR20180106914A (ko) 터보차저
RU2485405C2 (ru) Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя
US20070175220A1 (en) Gas turbine engine curved diffuser with partial impingement cooling apparatus for transitions
KR100845824B1 (ko) 차량용 연료냉각장치
RU2270401C2 (ru) Горелка для отопителя и отопитель, в частности автомобильный
RU2531094C2 (ru) Переходный канал газотурбинного двигателя и способ его изготовления, а также газотурбинный двигатель
CN209637884U (zh) 热气体传导管壳和燃气轮机设备

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20131116