DE2147135A1 - Brennkammermantel insbesondere für Gasturbinentriebwerke - Google Patents
Brennkammermantel insbesondere für GasturbinentriebwerkeInfo
- Publication number
- DE2147135A1 DE2147135A1 DE19712147135 DE2147135A DE2147135A1 DE 2147135 A1 DE2147135 A1 DE 2147135A1 DE 19712147135 DE19712147135 DE 19712147135 DE 2147135 A DE2147135 A DE 2147135A DE 2147135 A1 DE2147135 A1 DE 2147135A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- jacket
- combustion chamber
- wall
- sections
- coolant
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Ceased
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims description 45
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims description 19
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 claims description 3
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 claims 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 17
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 11
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 5
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical compound [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 4
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 4
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 2
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 2
- 230000017525 heat dissipation Effects 0.000 description 2
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 2
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 2
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 description 2
- 241000272517 Anseriformes Species 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000004090 dissolution Methods 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 1
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 1
- 238000003466 welding 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
- F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
- F23R3/08—Arrangement of apertures along the flame tube between annular flame tube sections, e.g. flame tubes with telescopic sections
-
- 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)
- Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
.: : . : ':·..:.
. Eünreichungsfertig zur
''■ ■ ·· '■ " · ' ! Weiterleitung erhalten
„ .^ , „ . _. „
. . Dr.-Ing. Dipl.-Ing. G. Riebling
400 Main Street %λ ^.
Ü-S-A· 2U7135
Brennkammermantel insbesondere für Gasturbinentriebwerke.
Priorität: Vereinigte Staaten von Amerika Patentanmeldung vom 30 Oktober 1970 Serial Nr. 85.629
Die Erfindung bezieht sich auf einen hitzebeständigen Brennkammermantel,
und insbesondere auf eine Wandkonstruktion, welche sich zur Anwendung bei den hohen Temperaturen in einem Gasturbinentriebwerk
eignet.
In den üblichen Gasturbinentriebwerken haben die Brennkammern, entweder der Hauptbrenner oder die Nachbrenner, eine gekühlte
Wand, um die Temperatur der die Brennkammer umgebenden Triebwerksteile möglichst niedrig zu halten. Bei dem Hauptbrenner
dient diese Wand ebenfalls zur Regelung des Brennstoff-Luft Gemisches
in der primären Verbrennungszone und zur Regelung der
Mischung von unverbrannter Luft mit den Verbrennungsprodukten, um die gewünschte Turbineneinlasstemperatur zu erreichen. Durch
die Kühlung des Brennkammermantels oder der Brennkammerwand wird die Temperatur des Mantels oder der Wand herabgesetzt und
somit wird eine übermässige Erhitzung der anliegenden Triebwerksteile
verhindert»
Die bekannten Brennkammerwä'nde haben mehrere Nachteile,· So ist
z.B. eine grosse Kühlluftmenge erfordert und dadurch wird die Luft für die Verbrennung oder für die Auflösung der Verbrennungs
produkte bei einem Hauptbrenner vermindert. Dies verringert das Leistungsvermögen der Brennkammer, da der Temperaturanstieg sowie
die Temperatur am Brennkammerauslass nachteilig beeinträchtigt wird. Durch den obigen Nachteil erhält man des weiteren
209819/0562
-2 - 2H7135
längere Brennkammern, oder einen höheren Druckabfall, um die gewünschte Turbineneinlasstemperatur mit der kleineren Auflösungsluftmenge
zu erreichen. Auf diese Weise wird natürlich das Gewicht des Gasturbinentriebwerkes erhöht und dessen Leistung
verringert.
Die Aufgabe der Erfindung liegt darin, einen Brennkammermantel zu schaffen, welcher die obigen Nachteile nicht hat und wobei
die erforderliche Kühlluftmenge um etwa 50% kleiner ist. Desweiteren
soll durch die Erfindunq einen Brennkammermantel geschaffen werden, in welchem keine wesentlichen Temperaturunterschiede
auftreten, um somit die Lebensdauer der Brennkammer zu ψ verbessern.
Der Brennkammermantel hat zwei in radialem Abstand zueinander geordnete Wände, wobei der Abstand zwischen beiden Wänden als
Strömungsweg dient und sich über die gesamte Länge des Brennkaramermantels
erstreckt. Der StrÖmung3weg ist in mehrere Kanäle mit verhältnismässig kleinem Querschnitt aufgeteilt. Die Kanäle
werden entweder durch Ausarbeitung von Nuten in einer der beiden Wände oder durch Anwendung eines Wellblechstreifens hergestellt.
Die Wände, welche die einzelnen Kühlmittelkanäle trennen, erhöhen die dem Kühlmittel ausgesetzte Oberfläche, so dass eine grössere
Wärmemenge abgeführt werden kann. Nach der Erfindung sind mehrere Mantelabschnitte der oben beschriebenen Bauweise miteinander
verbunden, um Serien von Kühlmittelkanäle zu bilden, welche sich über die gesamte Länge jedes Mantelabschnittes erstrek-
ist
ken. Die Länge der einzelnen Mantelabschnitte durch die Temperatur
der Gase innerhalb der jeweiligen Mantelabschnitte bestimmt. Die Kühlmittelkanäle haben ein verhältnismässig grosses Verhälnis
Länge/hydraulischer Radius.
Die innere Wand des Brennkammermantels ist unmittelbar den heissen
Verbrennungsgasen ausgesetzt und somit muss diese Viand auf einer geeigneten Betriebstemperatur gehalten werden. Um dies zu
erreichen wird ein Kühlluftstrom, dessen Temperatur wesentlich
niedriger ist als die Temperatur der Verbrennungsgase, in die
209819/0562 bad original
2U7135
Strömungskanäle eingeführt. Infolge der Abmessung dieser Strömungskanäle,
d.h. infolge des grossen Verhältnisses Länge/hydraulischer Radius, wird ein bestimmter Druckabfall infolge der Reibung
des Kühlmittelstromes in den Strömungskanälen erreicht und somit kann die gewünschte Betriebstemperatur der inneren Wand des
Brennkammermantels beibehalten werden. Es ist ein wesentlicher
Vorteil der Erfindung, dass dies mit einer um 50% geringeren Kühl luftmenge als bei den bekannten Ausführungen erreicht wird. Da
die Strömungskanale sich über die gesamte Länge des Brennkammermantels
erstrecken und da die Kühlmittelströmung genau geregelt werden kann, wird die Temperatur der inneren Wand des Brennkammer
mantels an jeder Stelle auf einem gleichmä'ssigen Wert gehalten.
Auf diese Weise werden nachteilige Wärmespannungen und Belastungen im wesentlichen verhindert.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nun anhand der Figuren beschrieben, es zeigen:
Figur 1, eine Ansicht einer Brennkammer, wobei der Mantel nach der Erfindung teilweise im Schnitt dargestellt ist.
Figur 2, eine Schnittansicht entlang der Linie 2-2 nach Figur
Fiaur 3, eine ähnliche Schnittansicht entlang der Linie 2-2 nach
Ficmr 1.
Figur 4, eine graphische Darstellung "des Zusammenhanges zwischen
der Brennkammertemperatur, der Manteltemperatur und der Länge der Mantelabschnitte.
Die Erfindung wird anhand des Brennertopfes oder Mantels für eine Brennkammer beschrieben, welche zwischen dem Kompressor und der
Turbine eines Gasturbinentriebwerkes angeordnet ist. Bei diesem Gasturbinentriebwerk wird der Brennstoff in der vom Kompressor
gelieferten verdichteten Luft verbrannt, um das Hochdruckgaa zu erzeugen, welches in der Turbine expandiert. Ein solches Gasturbinentriebwerk
ist z.B. in der US Patentschrift Nr. 2747367 beschrieben.
Die Brennkammer kann mehrere, ringförmige angeordnete, einzelne
209819/0562 BAD OR1QINAL
-2U7135"-
Brennertöpfe aufweisen. In Figur 1 ist nur ein solcher Brennertopf
dargestellt. Es sei hervorgehoben, dass die Brennkammer auch einen einzigen ringförmigen Brennraum aufweisen kann. Die Brennkammer
hat eine innere zylindrische Wand 16 und eine äussere zylindrische Wand 17 die an ihren stromaufwärts liegenden Enden mit
dem Diffusor 18 verbunden sind. Innerhalb des Diffusors liegt eine Brennstoffspritzdüse 19 für jeden Brennertopf 20. Der Brennertopf
hat ein gewölbtes vorderes Abschlussteil 22 in dem eine Oeffnung zur Aufnahme der Brennstoffeinspritzdüse vorgesehen ist. Die Verbrennung
findet in dem Brennertopf statt und die Verbrennungsprodukte strömen aus dem offenen Ende 24 zu einer nicht dargestellten
) Turbine.
Hochverdichtete KompressorIuft gelangt in den Diffusor 18 und
strömt in die Brennkammer. Ein Teil dieser Luft gelangt durch einen um die Brennstoffeinspritzdüse angeordneten Wirbelring 26 und
durch mehrere in dem Brennkammermantel angeordnete Luftzufuhrlöcher 28 in das Innere des Brennkammermantels oder Brennkammertopfes
20. Der Brennkammermantel besteht aus mehreren ringförmigen Abschnitten 20a, 20b, 20c, 2Od, und 2Od, welche miteinander verbunden
sind und durch deren Wände die Kühlluft strömt, um die Manteltemperatur
innerhalb den gewünschten Grenzen zu halten. Es ist wesentlich, dass die Betriebstemperatur des Brennkammerrnantels
^ und der umliegenden Triebswerksteile innerhalb den gewünschten Grenzen gehalten wird, und um dies zu erreichen wird ein Brennkammermantel
20 nach der Erfindung verwendet.
In Figur 2 ist eine Ausführungs form des Mantels im Schnitt dargestellt,
wobei der Brennkammermantel eine innere Wand 40 sowie eine äussere Wand 42 aufweist, die in radialem Abstand zu der inneren
Wand angeordnet ist. Die innere Wand 40 ist den he iss er» Verbrennungsgasen in dem Brennertopf unmittelbar ausgesetzt. Zwischen
den Wänden 4O und 42 sind Kühlmittelkanäle 44 vorgesehen, die durch in Umfarngsrichtung verteilte, sich in radialer Richtung
von der inneren Wand zu der a'usseren Wand erstreckende Längsrippen
gebildet sind.
209819/0562
BAD OR|Q/NAi_
5 2U7135
Alle Mantelabschnitte 20a, 20b, 20c, 20d, und 20e bestehen aus
dieser Bauweise und das stromabwärtsliegende Ende 52 jedes Abschnittes
ist mit dem stroraaufwärtsliegenden Ende 54 eines benachbarten Abschnittes verbunden. Diese Abschnitte sind derart ·
angeordnet, dass die Kühlluft am stromaufwärtsliegenden Ende in
die Kanäle 44 gelangt, diese durchströmt und dann, im wesentlichen parallel zu und entlang der inneren Wand des Brennkammerma.itels
in das Innere des Brennertopfes ausströmt. Diese Ausführung ist in Fiour 1 gezeigt, wobei jeder Mantelabschnitt kegelförmig
ausgebildet ist und sich in Richtung zu dem stromaufwärtslieaenden
Ende verjüngt, so dass die verschiedenen Mantelabschnit te übereinander geschoben werden können. Die innere Wand 40 des
ersten Mantelabschnittes ragt über den Rand des gewölbten Abschlussteiles
22 des Brennertopfes und das stromab wärtsliecrende
Ende der äusseren Wand 42 dieses Mantelabschnittes liegt innerhalb
des stromaufwärtsliegenden Endes der inneren Wand 40 des folaenden Mantelabschnittes. Desweiteren ist die innere Wand 40
jedes Abschnittes etwas nach vorne verlängert so dass diese Wand durch eine Schweissverbindung oder durch andere geeignete Befestigungsmittel
mit dem entsprechenden nach hinten verlängerten Ende der äusseren Wand eines benachbarten Mantelabschxiittes verbunden
werden kann. Es ist somit ersichtlich dass benacnbarte Mantelabschnitte durch Verschweissen der sich überlappenden und
berührenden inneren und äusseren Wände miteinander verbunden werden können.
Wie in Figur 1 ersichtlich ist, haben die Mantelabschnitte verschiedene
Längen in Abhängigkeit der Temperatur der Verbrennungsgase in dem Brennertopf, so dass die Manteltemperatur der verschiedenen
Abschnitte im wesentlichen konstant bleibt. Der erste Mantelabschnitt kann z.B. 2 5mm, der zweite Mantelabschnitt 35mm
und der dritte Mantelabschnitt 37,5mm lana sein. Die folgenden Mantelabschnitte haben eine grössere Länge, da die Gastemperatur
innerhalb des Brennertopfes in dem Bereich dieser Abschnitte schon wesentlich niedriger ist, so dass eine geringere Kühlwirkung
erfordert ist, um den Brennkammermantel an dieser Stelle
209819/0562
2H7135
auf der gewünschten Temperatur zu halten. In Figur 3 ist ein abgeändertes Ausführuncrsbeispiel dargestellt/ wobei der Brennkammerraantel
ebenfalls eine innere Wand 60 und eine äuasere Wand 62 aufweist, die parallel zu der inneren Wand 6o ist. Zur
Bildung der Kühlmittelkanäle 66 wird bei dieser Aus füh rungs form
jedoch ein Wellblechstreifen 64 verwendet, der mit den in Abstand angeordneten Wänden verbunden ist. Bei dem dargestellten
Breanertopf, welcher einen Durchmesser von etwa 165mm hat.beträgt
der hydraulische Radius der Kuhlmittelkanäle O,25mm. Die
Mantelabschnitte der Ausführungsform nach Figur 3 werden in glei-
^ eher Weise wie diejenigen nach Fiqur 1 miteinander verbunden, d.
h. die verlängerten äusseren und inneren Wände benachbarter Mantelseamente
werden übereinander geschoben und aneinander befestigt. In beiden AusfUhrungsbeispielen, Figur 2 oder Figur 3, wird
die Kühlfläche durch die grosse Anzahl der einzelnen Kühlmittelkanäle vergrössert und auf diese Weise kann die Wärmeabführung
wesentlich verbessert werden, so dass eine geringere Kühlluftmenge
erfordert ist.
Wie schon oben beschrieben wurde ist jeder Mantelabschnitt kegelförmig,
so dass, wenn alle Mantelabschnitte miteinander verbunden sind, der Brennertopf einen im wesentlichen konstanten
Durchmesser hat.
™ Die Figur 4 zeigt in graphischer Darstellung den Temperaturverlauf
innerhalb eines Brennertopfes und die Temperaturen der verschiedenen
Abschnitte des Brennermantels, welche bei Versuchen mit den erfindungsgemässen Mantel gemessen wurden. Aus dieser Figur
geht hervor, dass bei sehr hoher Gastemperatur innerhalb des Brennertopfes durch Auswahl der geeigneten Längen für die verschiedenen
Mantelabschnitte die Manteltemperatür unter 870 C
(1600 F) .gehalten werden konnte. Für die Versuche wurde eine Mantelbauweise entsprechend der Ausführunasform nach Figur 3 verwendet
und der hydraulische Radius der Kühlmittelkanä'le war
0,25mm, so dass das Verhältnis Länge/hydraulischer Radius für die Kühlmittelkanäle des ersten Mantelabschaittes 1OO betrug. Es
ist somit ersichtlich, düse durch Auswahl der relativen Längen
209819/0562
für die verschiedenen Mantelabschnitte die stärkste Kühlwirkung in den-jenigen Mantelabschnitte durchgeführt wird, welche den
höchsten Temperaturen ausgesetzt sind und dass somit der Brennermantel unabhängig von den Temperaturen innerhalb des Brennertopfes
auf einer gewünschten konstanten Temperatur gehalten wird.
Des weiteren wird durch die Verlängerung der Mantelsegmente mit abnehmender
Temperatur innerhalb des Brennertopfes die erforderliche Kühlluftmenge sehr wesentlich verringert und auf einem minimalen
Wert gehalten. Durch Auswahl sehr kleiner Kühlluftkanäle, d.h. Kühlluftkanäle mit einem hydraulischen Radius zwischen 0,125mm und
0,56mm kann die Wärmeabführung sehr stark verbessert werden. Je
kleiner der Querschnitt der Kühlluftkanäle ist, um so grosser wird
die Kanaloberfläche, welche der Kühlluftströmung ausgesetzt ist, und um so grosser wird die Kühlwirkung. So-wohl durch die Erhöhung
des Wärmeübergangskoeffizienten als auch durch die Vergrösserung
er dem Kühlmittel ausgesetzten Flächen wird die erforderliche /ühlraittelmenge auf einem minimalen Wert gehalten. Die Abschnitte
des Brennkammermantels sind ringförmig, während die Kühlmittelkanäle axial verlaufen oder in Längsrichtung zu dem Brennertopf angeordnet
sind. Die Länge jedes Mantelabschnittes bestimmt die Länge der Kühlmittelkanäle in diesem Mantelabschnitt.
Wie aus i/igur 4 hervorgeht, nimmt die Länge der Mantelabschnitte in
Strömungsrichtung zu und somit steigt die Länge der Mantelabschnitte
mit fallender Temperatur innerhalb des Brennertopfes. Der Grund für diese Ausführung ist darin zu sehen , dass jeweils nur so
stark gefüllt werden soll wie erfordert iet, um die Betnebsternperaf'.r
f r Mantelwand unterhalb einer bestimmten Sicherheitsgrenze
zu halmen, d.h. etwa 870°C (16000F) für das Material für welches
die Versuche durchgeführt wurden. Die graphische Darstellung der Figur 4 zeigt dass die Aufgabe der Erfindung durch die beschriebene
Mantelbauweise gelöst wurde.
BAD 209819/0562 B
Claims (4)
- PATENTANSPRUECHE.(Brennkammerraantel, insbesondere für ein Brennertopf in einem Gasturbinentriebwerk, der aus mehreren Mantelabschnitten zusammengesetzt ist, dadurch gekennzeichnet dass jeder Mantelabschnitt eine innere Wand und eine ä'ussere Wand aufweist, die in Abstand zueinander angeordnet und zwischen denen nahe aneinanderliegende in Längsrichtung verlaufende Kühlmittelkanä'le ausgebildet sind, wobei die ä'ussere Wand der Mantelabschnitte die innere Wand des folgenden Mantelabschnittes überlappt und mit derselben verbunden ist damit das in die Kühlmittelkanä'le gelangende Kühlmittel nach Durchströmen dieser Kühlmittelkanäle in das Innere des Brennkammermantels einströmt, und dass die Länge aufeinandererfolgender Mantel- ψ abschnitte in Strömung»richtung mit abnehmender Gastemperatur ansteigt,
- 2. Brennkammermantel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen den Wänden Abstandsmittel vorgesehen sind , welche gleichzeitig die Strömungskanä'le bilden.
- 3. Brennkammermantel nach Anspruch 1 oder 2,. dadurch gekennzeichnet dass die Strömungskanä'le einen hydraulischen Radius zwischen 0,12 5ram und 0,56mm haben.
- 4. Brennkammermantel nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass das Verhältnis Lä'nge/hydrau lischer Radius der StrömungskanSl«* 80 bis 42 5 beträ'gt.BAD ORIGINAL209813/0562Leerseite
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US8562970A | 1970-10-30 | 1970-10-30 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| DE2147135A1 true DE2147135A1 (de) | 1972-05-04 |
Family
ID=22192885
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| DE19712147135 Ceased DE2147135A1 (de) | 1970-10-30 | 1971-09-21 | Brennkammermantel insbesondere für Gasturbinentriebwerke |
Country Status (10)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US3706203A (de) |
| AU (1) | AU3490971A (de) |
| BE (1) | BE774560A (de) |
| CA (1) | CA938797A (de) |
| CH (1) | CH534847A (de) |
| DE (1) | DE2147135A1 (de) |
| FR (1) | FR2111931B1 (de) |
| GB (1) | GB1314666A (de) |
| IL (1) | IL37773A (de) |
| NL (1) | NL7113326A (de) |
Families Citing this family (45)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3938323A (en) * | 1971-12-15 | 1976-02-17 | Phillips Petroleum Company | Gas turbine combustor with controlled fuel mixing |
| US3955361A (en) * | 1971-12-15 | 1976-05-11 | Phillips Petroleum Company | Gas turbine combustor with controlled fuel mixing |
| US4012902A (en) * | 1974-03-29 | 1977-03-22 | Phillips Petroleum Company | Method of operating a gas turbine combustor having an independent airstream to remove heat from the primary combustion zone |
| US4184326A (en) * | 1975-12-05 | 1980-01-22 | United Technologies Corporation | Louver construction for liner of gas turbine engine combustor |
| US4302941A (en) * | 1980-04-02 | 1981-12-01 | United Technologies Corporation | Combuster liner construction for gas turbine engine |
| US4361010A (en) * | 1980-04-02 | 1982-11-30 | United Technologies Corporation | Combustor liner construction |
| US4414816A (en) * | 1980-04-02 | 1983-11-15 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Combustor liner construction |
| US4333216A (en) * | 1981-03-23 | 1982-06-08 | United Technologies Corporation | Method for manufacturing a sandwich panel structure |
| US4407205A (en) * | 1982-04-30 | 1983-10-04 | Beaufrere Albert H | Regeneratively cooled coal combustor/gasifier with integral dry ash removal |
| US4619604A (en) * | 1983-06-30 | 1986-10-28 | Carrier Corporation | Flame radiator structure |
| JPH0648095B2 (ja) * | 1985-04-18 | 1994-06-22 | 石川島播磨重工業株式会社 | ガスタ−ビン燃焼器等のライナ−冷却構造 |
| US4642993A (en) * | 1985-04-29 | 1987-02-17 | Avco Corporation | Combustor liner wall |
| US5329773A (en) * | 1989-08-31 | 1994-07-19 | Alliedsignal Inc. | Turbine combustor cooling system |
| US5323601A (en) * | 1992-12-21 | 1994-06-28 | United Technologies Corporation | Individually removable combustor liner panel for a gas turbine engine |
| US5327727A (en) * | 1993-04-05 | 1994-07-12 | General Electric Company | Micro-grooved heat transfer combustor wall |
| GB9926257D0 (en) * | 1999-11-06 | 2000-01-12 | Rolls Royce Plc | Wall elements for gas turbine engine combustors |
| US6868675B1 (en) * | 2004-01-09 | 2005-03-22 | Honeywell International Inc. | Apparatus and method for controlling combustor liner carbon formation |
| US20060010874A1 (en) * | 2004-07-15 | 2006-01-19 | Intile John C | Cooling aft end of a combustion liner |
| US7278256B2 (en) * | 2004-11-08 | 2007-10-09 | United Technologies Corporation | Pulsed combustion engine |
| US7509809B2 (en) * | 2005-06-10 | 2009-03-31 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine combustor with improved cooling |
| DE102005059502A1 (de) * | 2005-12-06 | 2007-06-14 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Heißkammer |
| EP2116770B1 (de) * | 2008-05-07 | 2013-12-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Anordnung zur dynamischen Dämpfung und Kühlung von Verbrennern |
| US8549861B2 (en) * | 2009-01-07 | 2013-10-08 | General Electric Company | Method and apparatus to enhance transition duct cooling in a gas turbine engine |
| EP2430292A1 (de) | 2009-05-12 | 2012-03-21 | Icr Turbine Engine Corporation | Energiespeicherungs- und umwandlungssystem für gasturbinen |
| US8402764B1 (en) * | 2009-09-21 | 2013-03-26 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Transition duct with spiral cooling channels |
| US8307654B1 (en) * | 2009-09-21 | 2012-11-13 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Transition duct with spiral finned cooling passage |
| US20120003595A1 (en) * | 2009-09-29 | 2012-01-05 | Honeywell International Inc. | High turn down low nox burner |
| US8866334B2 (en) | 2010-03-02 | 2014-10-21 | Icr Turbine Engine Corporation | Dispatchable power from a renewable energy facility |
| RU2530685C2 (ru) * | 2010-03-25 | 2014-10-10 | Дженерал Электрик Компани | Структуры ударного воздействия для систем охлаждения |
| US8984895B2 (en) | 2010-07-09 | 2015-03-24 | Icr Turbine Engine Corporation | Metallic ceramic spool for a gas turbine engine |
| CA2813680A1 (en) | 2010-09-03 | 2012-03-08 | Icr Turbine Engine Corporation | Gas turbine engine configurations |
| US20120260662A1 (en) * | 2011-02-14 | 2012-10-18 | Icr Turbine Engine Corporation | Radiation shield for a gas turbine combustor |
| US8955330B2 (en) * | 2011-03-29 | 2015-02-17 | Siemens Energy, Inc. | Turbine combustion system liner |
| US9051873B2 (en) | 2011-05-20 | 2015-06-09 | Icr Turbine Engine Corporation | Ceramic-to-metal turbine shaft attachment |
| US9228499B2 (en) * | 2011-08-11 | 2016-01-05 | General Electric Company | System for secondary fuel injection in a gas turbine engine |
| US10094288B2 (en) | 2012-07-24 | 2018-10-09 | Icr Turbine Engine Corporation | Ceramic-to-metal turbine volute attachment for a gas turbine engine |
| CN105318356A (zh) * | 2014-07-21 | 2016-02-10 | 北京航天动力研究所 | 一种大深宽比变截面换热通道 |
| US10478920B2 (en) | 2014-09-29 | 2019-11-19 | Rolls-Royce Corporation | Dual wall components for gas turbine engines |
| EP3061556B1 (de) | 2015-02-26 | 2018-08-15 | Rolls-Royce Corporation | Verfahren zur reparatur von zwei dünnwandigen metallischen komponenten mithilfe von lötmaterial und hergestelltes komponent davon |
| US10450871B2 (en) | 2015-02-26 | 2019-10-22 | Rolls-Royce Corporation | Repair of dual walled metallic components using directed energy deposition material addition |
| GB2545459B (en) * | 2015-12-17 | 2020-05-06 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber |
| US20180073390A1 (en) | 2016-09-13 | 2018-03-15 | Rolls-Royce Corporation | Additively deposited gas turbine engine cooling component |
| US11338396B2 (en) | 2018-03-08 | 2022-05-24 | Rolls-Royce Corporation | Techniques and assemblies for joining components |
| US11480337B2 (en) | 2019-11-26 | 2022-10-25 | Collins Engine Nozzles, Inc. | Fuel injection for integral combustor and turbine vane |
| RU201848U1 (ru) * | 2020-08-12 | 2021-01-15 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Ульяновский государственный технический университет" | Камера сгорания газотурбинного двигателя с активной зоной охлаждения |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2458066A (en) * | 1944-07-20 | 1949-01-04 | American Locomotive Co | Combustion chamber |
| CH255541A (de) * | 1947-05-12 | 1948-06-30 | Bbc Brown Boveri & Cie | Gekühlte metallische Brennkammer zur Erzeugung von Heiz- und Treibgasen. |
| US2775094A (en) * | 1953-12-03 | 1956-12-25 | Gen Electric | End cap for fluid fuel combustor |
| US3154914A (en) * | 1959-12-12 | 1964-11-03 | Bolkow Entwicklungen Kg | Rocket engine construction |
| US3545202A (en) * | 1969-04-02 | 1970-12-08 | United Aircraft Corp | Wall structure and combustion holes for a gas turbine engine |
| US3572031A (en) * | 1969-07-11 | 1971-03-23 | United Aircraft Corp | Variable area cooling passages for gas turbine burners |
-
1970
- 1970-10-30 US US85629A patent/US3706203A/en not_active Expired - Lifetime
-
1971
- 1971-08-03 CA CA119723A patent/CA938797A/en not_active Expired
- 1971-09-02 GB GB4092871A patent/GB1314666A/en not_active Expired
- 1971-09-20 CH CH1381471A patent/CH534847A/de not_active IP Right Cessation
- 1971-09-21 DE DE19712147135 patent/DE2147135A1/de not_active Ceased
- 1971-09-23 IL IL37773A patent/IL37773A/xx unknown
- 1971-09-29 NL NL7113326A patent/NL7113326A/xx unknown
- 1971-10-06 FR FR7136545A patent/FR2111931B1/fr not_active Expired
- 1971-10-22 AU AU34909/71A patent/AU3490971A/en not_active Expired
- 1971-10-27 BE BE774560A patent/BE774560A/xx unknown
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2111931B1 (de) | 1976-02-13 |
| AU3490971A (en) | 1973-05-03 |
| IL37773A (en) | 1974-01-14 |
| GB1314666A (en) | 1973-04-26 |
| BE774560A (fr) | 1972-02-14 |
| NL7113326A (de) | 1972-05-03 |
| CA938797A (en) | 1973-12-25 |
| CH534847A (de) | 1973-03-15 |
| IL37773A0 (en) | 1971-12-29 |
| FR2111931A1 (de) | 1972-06-09 |
| US3706203A (en) | 1972-12-19 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| DE2147135A1 (de) | Brennkammermantel insbesondere für Gasturbinentriebwerke | |
| DE102005025823B4 (de) | Verfahren und Vorrichtung zum Kühlen einer Brennkammerauskleidung und eines Übergangsteils einer Gasturbine | |
| DE2622234C2 (de) | Vorrichtung zur Zuführung von Kühlluft in das Flammrohr von Gasturbinen-Brennkammern | |
| DE2415036C2 (de) | Brennkammer für Gasturbinentriebwerke mit Regenerativ-Wärmetauschern | |
| DE3908166B4 (de) | Prallgekühltes Gebilde | |
| DE69006861T2 (de) | Brenner und Brennstoffinjektor-Anordnung. | |
| DE602005001682T2 (de) | Helmholtzresonator für eine Brennkammer eines Gasturbinentriebwerks | |
| DE19520291A1 (de) | Brennkammer | |
| DE2012949A1 (de) | Wandkonstruktion und Luftzufuhrlöcher für ein Gasturbinentriebwerk | |
| EP0687860A2 (de) | Brennkammer mit Selbstzündung | |
| DE2704530C2 (de) | Flammrohr, insbesondere für Gasturbinentriebwerke | |
| DE2839703A1 (de) | Ringfoermiger doppelbrenner | |
| CH672541A5 (de) | ||
| CH697920A2 (de) | Turbinentriebwerk mit einer Brennkammerauskleidung mit wirbelluftgekühltem hinterem Ende und Kühlverfahren. | |
| DE1919568A1 (de) | Kuehlung fuer die auskleidung eines schubverstaerkers von blaeser- oder zweikreistriebwerken | |
| DE2405840A1 (de) | Steuersystem fuer den kuehlstrom fuer die verkleidung des nachbrenners eines gasturbinen-triebwerkes | |
| EP0718558A2 (de) | Brennkammer | |
| DE60216366T2 (de) | Gasturbinenbrennkammer | |
| DE2126648C3 (de) | Brennkammer | |
| EP2416070A1 (de) | Gasturbinenbrennkammer | |
| DE2158215C3 (de) | Brennkammer für Gasturbinentriebwerke | |
| DE1946905A1 (de) | Gegenstrombrennkammer fuer Gasturbinen | |
| DE60225411T2 (de) | Flammrohr oder Bekleidung für die Brennkammer einer Gasturbine mit niedriger Schadstoffemission | |
| DE2261596B2 (de) | Verfahren und Brennkammer zum Verbrennen eines Brennstoffes | |
| DE102015113146A1 (de) | Systeme und Vorrichtungen im Zusammenhang mit Gasturbinenbrennkammern |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| OGA | New person/name/address of the applicant | ||
| OD | Request for examination | ||
| 8139 | Disposal/non-payment of the annual fee | ||
| 8131 | Rejection |