CN107120686B - 燃烧器组件 - Google Patents

燃烧器组件 Download PDF

Info

Publication number
CN107120686B
CN107120686B CN201611273077.1A CN201611273077A CN107120686B CN 107120686 B CN107120686 B CN 107120686B CN 201611273077 A CN201611273077 A CN 201611273077A CN 107120686 B CN107120686 B CN 107120686B
Authority
CN
China
Prior art keywords
combustor
combustor dome
dome
assembly
transition portion
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.)
Active
Application number
CN201611273077.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107120686A (zh
Inventor
D·A·汉瓦克
S·J·豪厄尔
J·C·雅各布森
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN107120686A publication Critical patent/CN107120686A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107120686B publication Critical patent/CN107120686B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
    • 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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • 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
    • 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
    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/52—Toroidal combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00005—Preventing fatigue failures or reducing mechanical stress in gas turbine components
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00018—Manufacturing combustion chamber liners or subparts
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes
    • 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)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及燃烧器组件。具体而言，一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件包括衬套和燃烧器圆顶。燃烧器圆顶和衬套一起至少部分地限定燃烧室。燃烧器圆顶包括过渡部分和前壁。过渡部分从前壁朝衬套延伸。另外，过渡部分可限定相对于前壁的角度且/或可限定燃烧器圆顶的前壁和燃烧器圆顶的过渡部分的平坦部之间的曲率半径以用于增加燃烧器圆顶的空气动力学效率。

Description

燃烧器组件
联邦赞助研究
本发明在美国军队的合同号W911W6-11-2-0009下利用政府支持实现。政府可具有该发明中的某些权利。
技术领域
本主题大体涉及燃气涡轮发动机，或更具体而言涉及用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件。
背景技术
燃气涡轮发动机大体包括彼此成流连通配置的风扇和核心。另外，燃气涡轮发动机的核心大体包括成串流顺序的压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。在操作中，空气从风扇提供至压缩机区段的入口，在那里一个或多个轴向压缩机逐步压缩空气直到其达到燃烧区段。燃料与压缩空气混合且在燃烧区段内燃烧以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段传送至涡轮区段。穿过涡轮区段的燃烧气体的流驱动涡轮区段且然后传送穿过排气区段，例如至大气。
更普遍地，非传统高温材料(诸如陶瓷基质复合物(CMC)材料)用作燃气涡轮发动机内的结构构件。例如，典型燃烧区段包括内衬套、外衬套和圆顶。更普遍地，内衬套和外衬套由CMC材料形成，而圆顶由金属材料形成。金属圆顶通常需要附接某些燃料-空气喷射组件。
然而，某些燃气涡轮发动机在适应结合到其中的CMC材料的某些机械特性方面具有问题。例如，CMC材料相比于传统金属材料具有不同的热膨胀系数。因此，由CMC材料形成的内衬套和外衬套至由金属材料形成的圆顶的附接可需要相当复杂的附接组件。此附接组件可对穿过燃烧室的燃烧气体的流产生空气动力学障碍。例如，此附接组件可干扰穿过燃烧室的燃烧气体的流。因此，能够使用CMC材料同时改善燃烧室内的空气动力学性能的燃烧器组件将是有用的。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或可从描述中显而易见，或可通过本发明的实践来了解。
在本公开的一个示例性实施例中，提供了一种用于限定了周向方向的燃气涡轮发动机的燃烧器组件。燃烧器组件包括衬套和燃烧器圆顶。燃烧器圆顶和衬套一起至少部分地限定燃烧室。另外，燃烧器圆顶包括过渡部分和前壁。过渡部分限定相对于前壁大于90度且小于180度的角度。另外，过渡部分从前壁朝衬套延伸。
在本公开的另一个示例性实施例中，提供了一种用于限定了周向方向的燃气涡轮发动机的燃烧器组件。燃烧器组件包括衬套和燃烧器圆顶。燃烧器圆顶和衬套一起至少部分地限定燃烧室。燃烧器圆顶包括过渡部分和前壁。前壁限定长度。过渡部分包括从前壁朝衬套延伸的平坦部且限定前壁和过渡部分的平坦部之间的曲率半径，该曲率半径为前壁的长度的大约百分之二到大约百分之二十之间。
技术方案1.一种用于限定了周向方向的燃气涡轮发动机的燃烧器组件，所述燃烧器组件包括：
衬套；和
燃烧器圆顶，所述燃烧器圆顶和所述衬套一起至少部分地限定燃烧室，所述燃烧器圆顶包括过渡部分和前壁，所述过渡部分限定相对于所述前壁大于90度且小于180度的角度且从所述前壁朝所述衬套延伸。
技术方案2.根据技术方案1所述的燃烧器组件，其中，所述燃烧器圆顶的过渡部分是所述燃烧器圆顶的外过渡部分，其中所述燃烧器圆顶还包括内过渡部分，其中所述衬套是外衬套，且其中所述燃烧器组件还包括：
内衬套，其中所述内过渡部分限定相对于所述前壁大于90度且小于180度的角度且从所述前壁朝所述内衬套延伸。
技术方案3.根据技术方案1所述的燃烧器组件，其中，所述过渡部分限定远离所述燃烧器圆顶的前壁延伸的平坦部。
技术方案4.根据技术方案3所述的燃烧器组件，其中，所述前壁限定长度，其中所述燃烧器圆顶限定所述燃烧器圆顶的前壁和所述过渡部分的平坦部之间的曲率半径，其中所述曲率半径为所述前壁的长度的大约百分之二到大约百分之二十之间。
技术方案5.根据技术方案1所述的燃烧器组件，其中，所述燃烧器圆顶限定热侧和冷侧，且其中所述燃烧器圆顶限定从所述冷侧延伸穿过所述燃烧器圆顶的过渡部分至所述热侧的多个冷却孔以允许冷却空气的流。
技术方案6.根据技术方案1所述的燃烧器组件，其中，所述燃烧器圆顶限定多个开口以用于接收相应的多个燃料-空气喷射器硬件组件。
技术方案7.根据技术方案1所述的燃烧器组件，其中，所述燃烧器圆顶由材料的连续形成的件整体地形成。
技术方案8.根据技术方案1所述的燃烧器组件，其中，所述燃烧器圆顶沿所述周向方向连续地延伸以限定环状形状。
技术方案9.根据技术方案1所述的燃烧器组件，其中，所述燃烧器圆顶由陶瓷基质复合物材料形成。
技术方案10.根据技术方案1所述的燃烧器组件，其中，所述燃烧器圆顶与所述衬套由陶瓷基质复合物材料整体地形成。
技术方案11.根据技术方案10所述的燃烧器组件，其中，所述燃烧器圆顶和所述衬套沿所述周向方向延伸以限定环状形状。
技术方案12.一种用于限定了周向方向的燃气涡轮发动机的燃烧器组件，所述燃烧器组件包括：
衬套；和
燃烧器圆顶，所述燃烧器圆顶和所述衬套一起至少部分地限定燃烧室，所述燃烧器圆顶包括过渡部分和前壁，所述前壁限定长度，所述过渡部分包括从所述前壁朝所述衬套延伸的平坦部且限定所述前壁和所述过渡部分的平坦部之间的曲率半径，所述曲率半径为所述前壁的长度的大约百分之二到大约百分之二十之间。
技术方案13.根据技术方案12所述的燃烧器组件，其中，所述过渡部分的平坦部限定相对于所述前壁大于90度且小于180度的角度。
技术方案14.根据技术方案12所述的燃烧器组件，其中，所述燃烧器圆顶的过渡部分是所述燃烧器圆顶的外过渡部分，其中所述燃烧器圆顶还包括内过渡部分，其中所述衬套是外衬套，且其中所述燃烧器组件还包括：
内衬套，其中所述内过渡部分限定相对于所述前壁大于90度且小于180度的角度且从所述前壁朝所述内衬套延伸。
技术方案15.根据技术方案12所述的燃烧器组件，其中，所述燃烧器圆顶限定热侧和冷侧，且其中所述燃烧器圆顶限定从所述冷侧延伸穿过所述过渡部分至所述热侧的多个冷却孔以允许冷却空气的流。
技术方案16.根据技术方案12所述的燃烧器组件，其中，所述燃烧器圆顶限定多个开口以用于接收相应的多个燃料-空气喷射器硬件组件。
技术方案17.根据技术方案12所述的燃烧器组件，其中，所述燃烧器圆顶由材料的连续形成的件整体地形成且沿所述周向方向连续地延伸以限定环状形状。
技术方案18.根据技术方案12所述的燃烧器组件，其中，所述燃烧器圆顶由陶瓷基质复合物材料形成。
技术方案19.根据技术方案12所述的燃烧器组件，其中，所述燃烧器圆顶与所述衬套由陶瓷基质复合物材料整体地形成。
技术方案20.根据技术方案19所述的燃烧器组件，其中，所述燃烧器圆顶和所述衬套沿所述周向方向连续地延伸以限定环状形状。
本发明的这些和其它特征、方面和优点参照以下描述和所附权利要求将变得更好理解。结合到本说明书中且构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，且与说明书一起用来说明本发明的原理。
附图说明
针对本领域的普通技术人员包括其最佳模式的本发明的完整且开放的公开在参照了附图的说明书中阐述，在附图中：
图1是根据本主题的各种实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性截面视图。
图2是根据本公开示例性实施例的燃烧器组件的透视图。
图3是图2的示例性燃烧器组件的侧截面视图。
图4是图2的示例性燃烧器组件的局部放大侧截面视图。
图5是图2的示例性燃烧器组件的燃烧器圆顶中的开口的局部放大侧截面视图。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的存在的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标号来表示附图中的特征。在附图和描述中使用相似或类似的标号来表示本发明的相似或类似的部分。如本文所使用，用语“第一”、“第二”和“第三”可互换地使用以将一个构件与另一个区分开，且不意在强调独立构件的位置或重要性。用语“上游”和“下游”表示相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，“上游”表示流体从其流动的方向，且“下游”表示流体流至的方向。
现在参照附图，其中相同的数字贯穿附图指示相同的元件，图1是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性截面视图。更具体而言，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机是高旁通涡扇喷气发动机10，在本文中称作“涡扇发动机10”。如图1中所示，涡扇发动机10限定轴向方向A(平行于为了参考提供的纵向中心线12延伸)、径向方向R和围绕轴向方向A延伸的周向方向(未示出)。大体上，涡扇10包括风扇区段14和布置在风扇区段14下游的核心涡轮发动机16。
绘出的示例性核心涡轮发动机16大体上包括限定环形入口20的大致管状的外壳18。外壳18包围且核心涡轮发动机16包括(成串流关系)：包括增压器或低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24的压缩机区段；燃烧区段26；包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30的涡轮区段；以及喷气排气喷嘴区段32。高压(HP)轴或转轴34将HP涡轮28传动地连接至HP压缩机24。低压(LP)轴或转轴36将LP涡轮30传动地连接至LP压缩机22。压缩机区段、燃烧区段26、涡轮区段和喷嘴区段32一起限定核心空气流路37。
对于描绘的实施例，风扇区段14包括可变桨距风扇38，其具有以间隔开的方式联接至盘42的多个风扇叶片40。如绘出的那样，风扇叶片40大体沿径向方向R从盘42向外延伸。由于风扇叶片40可操作地联接至构造成共同地一致改变风扇叶片40的桨距的合适的变桨机构44，每个风扇叶片40可相对于盘42围绕桨距轴线P旋转。风扇叶片40、盘42和变桨机构44可通过跨过动力齿轮箱46的LP轴36围绕纵向轴线12一起旋转。动力齿轮箱46包括多个齿轮以用于将风扇38相对于LP轴36的旋转速度调节至更加有效的旋转风扇速度。
还参照图1的示例性实施例，盘42由可旋转的前毂48覆盖，前毂48空气动力学地成形以促进穿过多个风扇叶片40的空气流。另外，示例性风扇区段14包括环形风扇壳或外机舱50，其沿周向环绕核心涡轮发动机16的至少一部分和/或风扇38。示例性机舱50由多个沿周向间隔的出口导向导叶52相对于核心涡轮发动机16支撑。此外，机舱50的下游区段54越过核心涡轮发动机16的外部部分延伸以便限定其之间的旁通空气流通道56。
在涡扇发动机10的操作期间，一定量空气58通过风扇区段14和/或机舱50的关联的入口60进入涡扇10。在一定量空气58穿越风扇叶片40时，由箭头62指出的空气58的第一部分引导或传送到旁通空气流通道56中，且由箭头64指出的空气58的第二部分引导或传送到核心空气流路37中，或更特别地到LP压缩机22中。空气的第一部分62和空气的第二部分64之间的比率通常称作旁通比。空气的第二部分64的压力然后在其传送穿过高压(HP)压缩机24且到燃烧区段26中时增加，在那里其与燃料混合且燃烧以提供燃烧气体66。
燃烧气体66传送穿过HP涡轮28，在那里来自燃烧气体66的热能和/或动能的一部分经由联接至外壳18的HP涡轮定子导叶68和联接至HP轴或转轴34的HP涡轮转子叶片70的连续级取得，因此导致HP轴或转轴34旋转，从而支持HP压缩机24的操作。燃烧气体66然后传送穿过LP涡轮30，在那里热能和动能的第二部分经由联接至外壳18的LP涡轮定子导叶72和联接至LP轴或转轴36的LP涡轮转子叶片74的连续级从燃烧气体66取得，因此导致LP轴或转轴36旋转，从而支持LP压缩机22的操作和/或风扇38的旋转。
燃烧气体66随后传送穿过核心涡轮发动机16的喷气排气喷嘴区段32以提供推进推力。同时，空气的第一部分62的压力在空气的第一部分62传送穿过旁通空气流通道56时在其从涡扇10的风扇喷嘴排气区段76排出之前显著地增加，也提供推进推力。HP涡轮28、LP涡轮30和喷气排气喷嘴区段32至少部分地限定用于将燃烧气体66传送穿过核心涡轮发动机16的热气体通路78。
然而，应了解的是，图1中绘出的示例性涡扇发动机10仅作为示例提供，且在其它示例性实施例中，涡轮发动机10可具有任何其它合适的构造。应了解的是，在还有其它示例性实施例中，本公开的方面可结合到任何其它合适的燃气涡轮发动机中。例如，在其它示例性实施例中，本公开的方面可结合到例如涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机或涡轮喷气发动机中。
现在参照图2和图3，提供了根据本公开的示例性实施例的用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件100的视图。例如，图2和图3的燃烧器组件100可定位在图1的示例性涡扇发动机10的燃烧区段26中，其限定轴向方向A、径向方向R和周向方向C。更具体而言，图2提供了燃烧器组件100的透视图，且图3提供了图2的示例性燃烧器组件100的侧面示意性截面视图。
如图所示，燃烧器组件100大体上包括燃烧器圆顶102和燃烧室衬套。对于绘出的实施例，燃烧室衬套构造为燃烧室外衬套104，且燃烧器圆顶102和燃烧室外衬套104由陶瓷基质复合物(“CMC”)材料整体地形成。CMC材料是具有高温能力的非金属材料。用于燃烧器圆顶102和燃烧室衬套(例如，外衬套104)的示例性CMC材料可包括碳化硅、硅、二氧化硅或氧化铝基质材料及其组合。陶瓷纤维可嵌入基质内，诸如像蓝宝石和碳化硅(例如，Textron的SCS-6)的包括单丝的氧化稳定增强纤维，以及包括碳化硅(例如，Nippon Carbon的
Figure BSA0000141516940000081
Ube Industries的
Figure BSA0000141516940000082
和Dow Corning的
Figure BSA0000141516940000083
)、硅酸铝(例如，Nextel的440和480)以及短切晶须和纤维(例如，Nextel的440和
Figure BSA0000141516940000084
)以及可选地陶瓷颗粒(例如，硅、铝、锆、钇的氧化物及其组合)和无机填料(例如，叶蜡石、硅灰石、云母、滑石、蓝晶石和蒙脱石)的粗纱和纱。
另外，燃烧器圆顶102和燃烧室外衬套104沿周向方向C延伸且由CMC材料的单个连续地形成的件整体地形成。更具体而言，燃烧器圆顶102和燃烧室外衬套104各自沿周向方向C连续地延伸以限定环状形状，而没有单独件由例如螺栓组合的任何接缝或接头。应了解的是，如本文所使用，由CMC材料的单个连续地形成的件整体地形成的CMC构件包括由使用树脂或其它合适的接合化合物形成在一起的重叠和非重叠的CMC条或板形成的构件。
如可在图3中最清楚看出的是，燃烧器组件100另外包括燃烧室内衬套106。类似于燃烧器圆顶102和燃烧室外衬套104，燃烧室内衬套106也沿周向方向C连续地延伸以限定环状形状。如下文将更详细地论述的那样，燃烧室内衬套106接合至燃烧器圆顶102，使得燃烧室内衬套106以及整体地形成的燃烧室外衬套104和燃烧器圆顶102一起限定环状燃烧室108。因此，绘出的示例性燃烧器组件100构造为环形燃烧器。
具体地参照图3，燃烧室外衬套104和燃烧室内衬套106各自大致沿轴向方向A延伸——燃烧室外衬套104在前端110和后端112之间延伸，且燃烧室内衬套106同样在前端114和后端116之间延伸。另外，燃烧器圆顶102包括前壁118和过渡部分。特别地，绘出的燃烧器圆顶102包括外过渡部分120和内过渡部分122。外过渡部分120沿径向方向R沿前壁118的外缘定位，且内过渡部分122沿径向方向R沿前壁118的内缘定位。内过渡部分122和外过渡部分120各自关于燃烧器圆顶102的前壁118沿周向延伸(见图2)。
此外，外过渡部分120从前壁118朝外衬套104延伸，且内过渡部分122从前壁118朝内衬套106延伸。如上所述，对于绘出的实施例，外衬套104与燃烧器圆顶102(包括前壁118和外过渡部分120)整体地形成，且因此外过渡部分128从前壁118无缝地延伸至外衬套104。例如，燃烧器圆顶102和燃烧室外衬套104一起限定从燃烧器圆顶102延伸至燃烧室外衬套104的连续且无缝的表面。更具体而言，燃烧器圆顶102和燃烧室外衬套104一起限定连续且无缝的内表面124(即，面向燃烧室108)和连续且无缝的外表面126(相对于内表面124)。
现在简要参照图4，提供了图2和图3的燃烧器组件的前端的局部放大截面示意图，外过渡部分120和内过渡部分122各自限定相对于前壁118的角度。对于绘出的实施例，外过渡部分120和内过渡部分122各自分别限定相对于前壁118大于九十度(90°)且小于一百八十度(180°)的角度132、133。更特别地，外过渡部分120包括平坦部128(即，如图4中绘出的截面平面中所见的大致平坦部分)，且内过渡部分122同样包括平坦部130。外过渡部分120和内过渡部分122的平坦部128、130各自分别限定相对于前壁118大于九十度(90°)且小于一百八十度(180°)的角度132、133。特别地，对于绘出的实施例，平坦部120、130相对于前壁118的角度132、133为大约一百二十度(120°)到一百五十度(150°)之间，诸如大约一百三十五度(135°)。应了解的是，如本文所使用，近似用语(诸如“大约”或“大概”)表示在百分之十(10％)的误差容限内。
如也可在图4中所见，示例性燃烧器圆顶102另外限定外过渡部分120的外平坦部128和前壁118之间的外曲率半径134。值得注意的是，前壁118限定外平坦部128和内平坦部130之间的长度140。在某些示例性实施例中，外曲率半径134可为前壁118的长度140的大约百分之二(2％)到大约百分之二十(20％)之间。例如，外曲率半径134可为前壁118的长度140的大约百分之五(5％)到大约百分之十五(15％)之间，或可为前壁118的长度140的大约百分之八(8％)到大约百分之十二(12％)之间。同样，燃烧器圆顶102可限定内过渡部分122的内平坦部130和前壁118之间的内曲率半径136。内曲率半径136可在某些实施例中具有与外曲率半径134相同的值。应了解的是，如本文所使用，用语“曲率半径”表示在给定点处接触曲线且在该点处具有相同的切线和曲率的圆的半径。
此外，在图4中绘出的截面平面中，外过渡部分120的平坦部128限定长度138，且如上所述，燃烧器圆顶102的前壁118也限定长度140。平坦部128的长度138可为燃烧器圆顶102的前壁118的长度140的大约百分之十(10％)到大约百分之三十五(35％)之间。例如，平坦部128的长度138可为前壁118的长度140的大约百分之十五(15％)到大约百分之三十(30％)之间，或可为前壁118的长度140的大约百分之二十(20％)到大约百分之二十五(25％)之间。此外，如绘出的那样，内过渡部分122的平坦部130也在绘出的截面平面中限定长度142。内过渡部分122的平坦部130的长度142也可为燃烧器圆顶102的前壁118的长度140的大约百分之十(10％)到大约百分之三十五(35％)之间。例如，平坦部130的长度142可为前壁118的长度140的大约百分之十五(15％)到大约百分之三十(30％)之间，或可为前壁118的长度140的大约百分之二十(20％)到大约百分之二十五(25％)之间。
根据本公开的一个或多个实施例的燃烧器组件可提供穿过燃烧室以及围绕燃烧室的期望的流动特性(例如，用于围绕燃烧室流动的冷却空气)。特别地，包括整体地形成的燃烧室外衬套和燃烧器圆顶，且/或包括带有燃烧器圆顶的内过渡部分和外过渡部分中的一者或多者，可允许穿过燃烧室且至燃气涡轮发动机(燃烧器组件安装到其中)的涡轮区段以及围绕燃烧室的燃烧气体的更期望的流动特性。例如，包括根据本公开的实施例的过渡部分可允许沿圆顶的热侧的冷却流与沿衬套的热侧的冷却流混合(通过衬套上的一个或多个冷却孔引入)。此构造因此可允许过渡部分可不存在冷却孔的部分上的冷却流。另外，包括根据本公开的实施例的过渡部分可允许燃烧器衬套和燃烧器圆顶的冷侧上更平滑的冷却流，这可为提供至燃烧器衬套中的下游冷却孔的冷却空气提供较少压降。此外，通过消除周向地间隔开的段之间的任何接缝(诸如，任何沿轴向延伸的接缝)且通过允许燃烧器组件的操作期间的一致的热膨胀和收缩，将燃烧器圆顶、燃烧室内衬套和燃烧室外衬套构造成各自沿周向方向连续地延伸可进一步增加穿过燃烧室的燃烧气体的期望的流动特性。
然而，应了解的是，图2至图4中绘出且本文所述的示例性燃烧器组件100仅作为示例提供，且在本公开的其它示例性实施例中，燃烧器组件100可具有任何其它合适的构造。例如，在其它示例性实施例中，燃烧室外衬套104可不与燃烧器圆顶102整体地形成，且可替代地以任何合适的方式附接至燃烧器圆顶102。此外，在某些示例性实施例中，燃烧室内衬套106可与燃烧器圆顶102整体地形成，除了燃烧室外衬套104之外或替代其。此外，在还有其它实施例中，燃烧器圆顶102可具有任何其它合适的构造。例如，在某些实施例中，燃烧器圆顶102可不包括外过渡部分120或内过渡部分122中的一者或两者。或备选地，外过渡部分120或内过渡部分122中的一者或两者可以任何合适的方式构造。
再次参照图2和图3，如上所述，燃烧器圆顶102的外过渡部分120与燃烧室外衬套104整体地形成且无缝地延伸到燃烧室外衬套104中。然而，相反，对于绘出的实施例，燃烧室内衬套106与燃烧器圆顶102和燃烧室外衬套104分别地形成。燃烧室内衬套106使用螺栓144附接至燃烧器圆顶102。特别地，燃烧室内衬套106包括在前端114处沿径向方向R向内延伸的附接凸缘146，且燃烧器圆顶102同样包括在径向内端处沿径向方向R向内延伸的附接凸缘148。螺栓144延伸穿过燃烧室内衬套106的凸缘146和燃烧器圆顶102的凸缘148以附接这两个构件。值得注意的是，燃烧室内衬套106和燃烧器圆顶102邻接内表面(即，面向燃烧室108)以限定大致连续的表面，除了在两个构件的接合处沿周向延伸的单个接缝150之外。
螺栓144构造为燃烧器组件100的安装组件152的一部分。安装组件152大体上包括大体在前端147和后端149之间延伸的支撑部件145，支撑部件145在前端147处附接至燃烧室内衬套106和燃烧器圆顶102。在后端149处，支撑部件可安装至例如壳或燃气涡轮发动机内的其它支撑结构。因此，燃烧室外衬套104、燃烧器圆顶102和燃烧室内衬套106可各自通过安装组件152的支撑部件145在燃烧器组件100的前端处(即，在内衬套106的前端114处)支撑在燃气涡轮发动机内。
还参照图2和图3，燃烧器圆顶102另外限定开口154，且燃烧器组件100包括燃料-空气喷射器硬件组件156。更具体而言，燃烧器圆顶102限定多个开口154，且燃烧器组件100包括相应的多个燃料-空气喷射器硬件组件156——每个开口154构造成用于接收多个燃料-空气喷射器硬件组件156中的相应的一个。对于绘出的实施例，开口154中的每一个沿周向方向C大致均匀地间隔开，或更具体而言沿周向方向C彼此大致均匀地间隔开。
多个燃料-空气喷射器硬件组件156可各自包括例如旋流器和/或导流板。大体上，燃料-空气喷射器硬件组件156构造成从燃料喷嘴(未示出)接收可燃燃料的流且从燃烧器组件100安装在其中的燃气涡轮发动机的压缩机区段(见图1)接收压缩空气。燃料-空气喷射器硬件组件156混合燃料与压缩空气且将此燃料-空气混合物提供至燃烧室108。尽管未绘出，但点火器可至少部分地延伸到燃烧室108中以初始点燃燃料-空气混合物。
现在也参照图5，提供了燃烧器圆顶102和燃料喷射器硬件组件156的局部放大截面示意图，对于绘出的实施例，每个燃料-空气喷射器硬件组件156直接附接至燃烧器圆顶102和多个开口154中的相应的一个。另外，如绘出的那样，每个燃料-空气喷射器硬件组件156延伸到此开口154中或穿过其。更具体而言，燃烧器圆顶102限定暴露于燃烧室108的热侧158和相对的冷侧160。尽管未绘出，但燃烧器圆顶可包括防护涂层，诸如热侧158和/或冷侧160处的环境防护涂层。燃烧器圆顶102包括在燃烧器圆顶102的冷侧160上围绕燃烧器圆顶102中的多个开口154中的每一个延伸的凸起的突出部162，以及在燃烧器圆顶102的热侧158上围绕燃烧器圆顶102中的多个开口154中的每一个延伸的凹槽164。燃烧器圆顶102的凸起的突出部162和凹槽164构造成助于将燃料-空气喷射器硬件组件156直接安装至燃烧器圆顶102。
特别地，凸起的突出部162允许期望的厚度，使得燃料-空气喷射器硬件组件156可直接附接至燃烧器圆顶102。例如，如绘出的那样，燃料-空气喷射器硬件组件156各自直接附接至燃烧器圆顶102的热侧158(即，在凹槽164处)和燃烧器圆顶102的冷侧160(即，在凸起的突出部162处)。值得注意的是，往回参照图2，至少一个燃料-空气喷射器硬件组件156独立于相邻的燃料-空气喷射器硬件组件156直接附接至燃烧器圆顶102，或更特别地，每个燃料-空气喷射器硬件组件156独立于相邻的燃料-空气喷射器硬件组件156直接附接至燃烧器圆顶102。例如，由于绘出的燃烧器组件100包括沿周向方向C连续地延伸的燃烧器圆顶102，对于燃烧器圆顶102和多个燃料-空气喷射器硬件组件156不需要额外或补充的支撑件。
如可在图2中最清楚地看出，燃烧器圆顶102限定多个冷却孔166，该多个冷却孔166从冷侧160延伸穿过燃烧器圆顶102至热侧158以允许穿过其的冷却空气的流。如图可见，多个冷却孔166包括围绕限定在燃烧器圆顶102中以用于接收相应的燃料-空气喷射器硬件组件156的至少一个开口154延伸且包围其的多个冷却孔。具体而言，对于绘出的实施例，多个冷却孔166包括围绕限定在燃烧器圆顶102中的开口154的每一个延伸且包围其的多个冷却孔。另外，燃烧器圆顶102包括限定在燃烧器圆顶102的前壁118中的多个额外的冷却孔166。此外，燃烧器圆顶102限定从冷侧160延伸穿过燃烧器圆顶102的外过渡部分120和燃烧器圆顶102的内过渡部分122至热侧158的多个冷却孔166(参见例如图3)，以允许穿过其的冷却空气的流。此外，燃烧室外衬套104包括以类似的方式延伸穿过其的多个冷却孔166，以允许流过其的额外量的冷却空气。冷却空气可从燃气涡轮发动机的压缩机区段提供到燃烧器组件100安装处中。
包括整体地形成的燃烧室衬套和燃烧器圆顶，且/或具有内过渡部分或外过渡部分中的一者或两者的燃烧器圆顶，可允许对形成燃烧室的构件的某些区域的直接局部冷却，而大致不干扰穿过燃烧室的燃烧气体的流。
然而，应了解的是，图2至图5中绘出的示例性实施例仅作为示例提供，且在其它示例性实施例中，燃烧器组件100可具有任何其它合适的构造。例如，在其它示例性实施例中，燃料-空气喷射器硬件组件156可以任何其它合适的方式构造，且也可以任何其它合适的方式附接至燃烧器圆顶102。此外，在其它示例性实施例中，燃烧室外衬套106、燃烧器圆顶102和燃烧室内衬套106中的一者或多者可具有冷却孔166的任何其它合适构造或其它冷却手段，以用于将此构件的温度维持在期望的温度范围内。
此书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使任何本领域的技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或***以及执行任何包含的方法。本发明可申请专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域的技术人员想到的其它示例。如果这些其它示例包括不与权利要求的字面语言不同的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构要素，则意在使这些其它示例处于权利要求的范围内。

Claims (16)

1.一种用于限定了周向方向的燃气涡轮发动机的燃烧器组件，所述燃烧器组件包括：
衬套；和
燃烧器圆顶，所述燃烧器圆顶和所述衬套一起至少部分地限定燃烧室，所述燃烧器圆顶包括过渡部分和前壁，所述过渡部分限定相对于所述前壁大于90度且小于180度的角度且从所述前壁朝所述衬套延伸，
其中，所述燃烧器圆顶限定热侧和冷侧，且其中所述燃烧器圆顶限定从所述冷侧延伸穿过所述燃烧器圆顶的过渡部分至所述热侧的多个冷却孔以允许冷却空气的流，
其中所述燃烧器圆顶限定多个开口以用于接收相应的多个燃料-空气喷射器硬件组件，所述燃烧器圆顶还包括在所述燃烧器圆顶的冷侧上围绕所述燃烧器圆顶中的所述多个开口中的每一个延伸的凸起的突出部，以及在所述燃烧器圆顶的热侧上围绕燃烧器圆顶中的所述多个开口中的每一个延伸的凹槽，所述燃烧器圆顶的凸起的突出部和凹槽构造成助于将燃料-空气喷射器硬件组件直接安装至所述燃烧器圆顶。
2.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器圆顶的过渡部分是所述燃烧器圆顶的外过渡部分，其中所述燃烧器圆顶还包括内过渡部分，其中所述衬套是外衬套，且其中所述燃烧器组件还包括：
内衬套，其中所述内过渡部分限定相对于所述前壁大于90度且小于180度的角度且从所述前壁朝所述内衬套延伸。
3.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述过渡部分限定远离所述燃烧器圆顶的前壁延伸的平坦部。
4.根据权利要求3所述的燃烧器组件，其特征在于，所述前壁限定长度，其中所述燃烧器圆顶限定所述燃烧器圆顶的前壁和所述过渡部分的平坦部之间的曲率半径，其中所述曲率半径为所述前壁的长度的大约百分之二到大约百分之二十之间。
5.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器圆顶由材料的连续形成的件整体地形成。
6.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器圆顶沿所述周向方向连续地延伸以限定环状形状。
7.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器圆顶由陶瓷基质复合物材料形成。
8.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器圆顶与所述衬套由陶瓷基质复合物材料整体地形成。
9.根据权利要求8所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器圆顶和所述衬套沿所述周向方向延伸以限定环状形状。
10.一种用于限定了周向方向的燃气涡轮发动机的燃烧器组件，所述燃烧器组件包括：
衬套；和
燃烧器圆顶，所述燃烧器圆顶和所述衬套一起至少部分地限定燃烧室，所述燃烧器圆顶包括过渡部分和前壁，所述前壁限定长度，所述过渡部分包括从所述前壁朝所述衬套延伸的平坦部且限定所述前壁和所述过渡部分的平坦部之间的曲率半径，所述曲率半径为所述前壁的长度的大约百分之二到大约百分之二十之间，
其中，所述燃烧器圆顶限定热侧和冷侧，且其中所述燃烧器圆顶限定从所述冷侧延伸穿过所述过渡部分至所述热侧的多个冷却孔以允许冷却空气的流，
其中所述燃烧器圆顶限定多个开口以用于接收相应的多个燃料-空气喷射器硬件组件，所述燃烧器圆顶还包括在所述燃烧器圆顶的冷侧上围绕所述燃烧器圆顶中的所述多个开口中的每一个延伸的凸起的突出部，以及在所述燃烧器圆顶的热侧上围绕燃烧器圆顶中的所述多个开口中的每一个延伸的凹槽，所述燃烧器圆顶的凸起的突出部和凹槽构造成助于将燃料-空气喷射器硬件组件直接安装至所述燃烧器圆顶。
11.根据权利要求10所述的燃烧器组件，其特征在于，所述过渡部分的平坦部限定相对于所述前壁大于90度且小于180度的角度。
12.根据权利要求10所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器圆顶的过渡部分是所述燃烧器圆顶的外过渡部分，其中所述燃烧器圆顶还包括内过渡部分，其中所述衬套是外衬套，且其中所述燃烧器组件还包括：
内衬套，其中所述内过渡部分限定相对于所述前壁大于90度且小于180度的角度且从所述前壁朝所述内衬套延伸。
13.根据权利要求10所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器圆顶由材料的连续形成的件整体地形成且沿所述周向方向连续地延伸以限定环状形状。
14.根据权利要求10所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器圆顶由陶瓷基质复合物材料形成。
15.根据权利要求10所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器圆顶与所述衬套由陶瓷基质复合物材料整体地形成。
16.根据权利要求15所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器圆顶和所述衬套沿所述周向方向连续地延伸以限定环状形状。
CN201611273077.1A 2016-02-25 2016-12-23 燃烧器组件 Active CN107120686B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/053,433 US10222065B2 (en) 2016-02-25 2016-02-25 Combustor assembly for a gas turbine engine
US15/053433 2016-02-25

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107120686A CN107120686A (zh) 2017-09-01
CN107120686B true CN107120686B (zh) 2020-06-30

Family

ID=57588891

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201611273077.1A Active CN107120686B (zh) 2016-02-25 2016-12-23 燃烧器组件

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10222065B2 (zh)
EP (1) EP3211310B1 (zh)
JP (2) JP6533208B2 (zh)
CN (1) CN107120686B (zh)
CA (1) CA2952706C (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10941939B2 (en) * 2017-09-25 2021-03-09 General Electric Company Gas turbine assemblies and methods
CN110107402B (zh) * 2019-04-29 2021-06-08 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种陶瓷涡轮发动机
US11859819B2 (en) 2021-10-15 2024-01-02 General Electric Company Ceramic composite combustor dome and liners
US12007114B1 (en) * 2023-03-21 2024-06-11 General Electric Company Gas turbine engine combustor with openings

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3880575A (en) * 1974-04-15 1975-04-29 Gen Motors Corp Ceramic combustion liner
CN1580643A (zh) * 2003-08-11 2005-02-16 通用电气公司 燃气涡轮发动机的带有成形旋流器的燃烧器拱顶罩组件

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SE375583B (zh) * 1973-05-22 1975-04-21 United Turbine Ab & Co
US3922851A (en) 1974-04-05 1975-12-02 Gen Motors Corp Combustor liner support
US3924403A (en) 1974-10-24 1975-12-09 Gen Motors Corp Combustion liner spring support used for hot wire igniter circuit
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
US5291732A (en) * 1993-02-08 1994-03-08 General Electric Company Combustor liner support assembly
US6725667B2 (en) * 2002-08-22 2004-04-27 General Electric Company Combustor dome for gas turbine engine
US6871488B2 (en) 2002-12-17 2005-03-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Natural gas fuel nozzle for gas turbine engine
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
US7509809B2 (en) * 2005-06-10 2009-03-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine combustor with improved cooling
US7451600B2 (en) * 2005-07-06 2008-11-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine combustor with improved cooling
US7624577B2 (en) * 2006-03-31 2009-12-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine combustor with improved cooling
US8171736B2 (en) * 2007-01-30 2012-05-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor with chamfered dome
FR2929690B1 (fr) 2008-04-03 2012-08-17 Snecma Propulsion Solide Chambre de combustion sectorisee en cmc pour turbine a gaz
US8327648B2 (en) 2008-12-09 2012-12-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor liner with integrated anti-rotation and removal feature
US8745989B2 (en) * 2009-04-09 2014-06-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Reverse flow ceramic matrix composite combustor
FR2953907B1 (fr) * 2009-12-11 2012-11-02 Snecma Chambre de combustion pour turbomachine
US8864492B2 (en) 2011-06-23 2014-10-21 United Technologies Corporation Reverse flow combustor duct attachment
US10317085B2 (en) * 2016-02-25 2019-06-11 General Electric Company Combustor assembly
US10429070B2 (en) * 2016-02-25 2019-10-01 General Electric Company Combustor assembly
US10228136B2 (en) * 2016-02-25 2019-03-12 General Electric Company Combustor assembly

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3880575A (en) * 1974-04-15 1975-04-29 Gen Motors Corp Ceramic combustion liner
CN1580643A (zh) * 2003-08-11 2005-02-16 通用电气公司 燃气涡轮发动机的带有成形旋流器的燃烧器拱顶罩组件

Also Published As

Publication number Publication date
EP3211310B1 (en) 2021-03-10
JP2017150797A (ja) 2017-08-31
JP2019178861A (ja) 2019-10-17
US10222065B2 (en) 2019-03-05
JP6533208B2 (ja) 2019-06-19
CA2952706C (en) 2019-09-17
CN107120686A (zh) 2017-09-01
EP3211310A1 (en) 2017-08-30
US20170248314A1 (en) 2017-08-31
JP7305243B2 (ja) 2023-07-10
CA2952706A1 (en) 2017-08-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10317085B2 (en) Combustor assembly
CN107120684B (zh) 燃烧器组件
US10428736B2 (en) Combustor assembly
CN107120682B (zh) 燃烧器组件
JP7305243B2 (ja) 燃焼器アセンブリ
CN107120688B (zh) 燃烧器组件
EP3211321B1 (en) Combustor assembly
CN107120690B (zh) 燃烧器组件
CN107917440B (zh) 用于燃气涡轮发动机的构件组件

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant