公开(公告)号：WO2013044197A8

公开(公告)日：2013-10-17

申请号：PCT/US2012056801

申请日：2012-09-24

Applicant: SIEMENS ENERGY INC ,  TIWARY ABHIJEET ,  RAMIER STEPHEN A ,  FOX TIMOTHY A ,  BERTONCELLO JAMES ,  WILLIAMS STEVEN

Inventor： TIWARY ABHIJEET ,  RAMIER STEPHEN A ,  FOX TIMOTHY A ,  BERTONCELLO JAMES ,  WILLIAMS STEVEN

IPC: F02C7/24 ,  B21D53/84 ,  F23M20/00 ,  F23R3/42

CPC classification number: F23M5/00 ,  F01N1/023 ,  F02C7/24 ,  F05D2260/963 ,  F23M20/005 ,  F23M2900/05004 ,  F23R3/002 ,  F23R3/06 ,  F23R3/42 ,  F23R2900/00014 ,  F23R2900/00017 ,  F23R2900/00018 ,  F23R2900/03042 ,  F23R2900/03044 ,  Y10T29/49323

Abstract: A combustor (100) for a gas turbine engine (30) has a circumferentially extending liner (109) defining at least a portion of an interior combustion chamber (107) and a hot gas path (115). The liner includes a resonator section (112) including at least one resonator (116A, 116B) having a resonator chamber (125A, 125B) formed on an exterior of the liner. A thermal barrier coating (118) is disposed along an inner surface of the liner including an inner surface (130) of the resonator section. The resonator further includes a plurality of apertures (117) and each aperture extends through the liner and the thermal barrier coating at the resonator section and there is fluid flow communication between the combustion chamber and the resonator chamber.

Abstract translation: 用于燃气涡轮发动机（30）的燃烧器（100）具有限定内部燃烧室（107）和热气体路径（115）的至少一部分的周向延伸的衬套（109）。 衬套包括谐振器部分（112），该谐振器部分包括至少一个谐振器（116A，116B），该谐振器具有形成在衬套的外部上的谐振腔（125A，125B）。 隔热层涂层（118）沿着衬套的内表面设置，包括谐振器部分的内表面（130）。 谐振器还包括多个孔（117），并且每个孔在谐振器段处延伸穿过衬垫和热障涂层，并且在燃烧室和谐振腔之间存在流体流动连通。

公开(公告)号：WO2013044197A2

公开(公告)日：2013-03-28

申请号：PCT/US2012/056801

申请日：2012-09-24

Applicant: SIEMENS ENERGY, INC. ,  TIWARY, Abhijeet ,  RAMIER, Stephen A. ,  FOX, Timothy A. ,  BERTONCELLO, James ,  WILLIAMS, Steven

Inventor： TIWARY, Abhijeet ,  RAMIER, Stephen A. ,  FOX, Timothy A. ,  BERTONCELLO, James ,  WILLIAMS, Steven

IPC: F02C7/24 ,  F23R3/42 ,  B21D53/84

CPC classification number: F23M5/00 ,  F01N1/023 ,  F02C7/24 ,  F05D2260/963 ,  F23M20/005 ,  F23M2900/05004 ,  F23R3/002 ,  F23R3/06 ,  F23R3/42 ,  F23R2900/00014 ,  F23R2900/00017 ,  F23R2900/00018 ,  F23R2900/03042 ,  F23R2900/03044 ,  Y10T29/49323

Abstract: A combustor (100) for a gas turbine engine (30) has a circumferentially extending liner (109) defining at least a portion of an interior combustion chamber (107) and a hot gas path (115). The liner includes a resonator section (112) including at least one resonator (116A, 116B) having a resonator chamber (125A, 125B) formed on an exterior of the liner. A thermal barrier coating (118) is disposed along an inner surface of the liner including an inner surface (130) of the resonator section. The resonator further includes a plurality of apertures (117) and each aperture extends through the liner and the thermal barrier coating at the resonator section and there is fluid flow communication between the combustion chamber and the resonator chamber.

Abstract translation: 用于燃气涡轮发动机（30）的燃烧器（100）具有限定内部燃烧室（107）和热气体路径（115）的至少一部分的周向延伸的衬套（109）。 衬套包括谐振器部分（112），该谐振器部分包括至少一个谐振器（116A，116B），该谐振器具有形成在衬套的外部上的谐振腔（125A，125B）。 隔热层涂层（118）沿着衬套的内表面设置，包括谐振器部分的内表面（130）。 谐振器还包括多个孔（117），并且每个孔在谐振器段处延伸穿过衬垫和热障涂层，并且在燃烧室和谐振腔之间存在流体流动连通。

公开(公告)号：WO2013044197A3

公开(公告)日：2014-01-03

申请号：PCT/US2012056801

申请日：2012-09-24

Applicant: SIEMENS AG ,  TIWARY ABHIJEET ,  RAMIER STEPHEN A ,  FOX TIMOTHY A ,  BERTONCELLO JAMES ,  WILLIAMS STEVEN

Inventor： TIWARY ABHIJEET ,  RAMIER STEPHEN A ,  FOX TIMOTHY A ,  BERTONCELLO JAMES ,  WILLIAMS STEVEN

IPC: F23M5/00 ,  B21D53/84 ,  F02C7/24 ,  F23M20/00 ,  F23R3/00 ,  F23R3/06 ,  F23R3/42

CPC classification number: F23M5/00 ,  F01N1/023 ,  F02C7/24 ,  F05D2260/963 ,  F23M20/005 ,  F23M2900/05004 ,  F23R3/002 ,  F23R3/06 ,  F23R3/42 ,  F23R2900/00014 ,  F23R2900/00017 ,  F23R2900/00018 ,  F23R2900/03042 ,  F23R2900/03044 ,  Y10T29/49323

Abstract: A combustor (100) for a gas turbine engine (30) has a circumferentially extending liner (109) defining at least a portion of an interior combustion chamber (107) and a hot gas path (115). The liner includes a resonator section (112) including at least one resonator (116A, 116B) having a resonator chamber (125A, 125B) formed on an exterior of the liner. A thermal barrier coating (118) is disposed along an inner surface of the liner including an inner surface (130) of the resonator section. The resonator further includes a plurality of apertures (117) and each aperture extends through the liner and the thermal barrier coating at the resonator section and there is fluid flow communication between the combustion chamber and the resonator chamber.

Abstract translation: 用于燃气涡轮发动机（30）的燃烧器（100）具有限定内部燃烧室（107）和热气体路径（115）的至少一部分的周向延伸的衬套（109）。 衬套包括谐振器部分（112），该谐振器部分包括至少一个谐振器（116A，116B），该谐振器具有形成在衬套的外部上的谐振腔（125A，125B）。 隔热层涂层（118）沿着衬套的内表面设置，包括谐振器部分的内表面（130）。 谐振器还包括多个孔（117），并且每个孔在谐振器段处延伸穿过衬垫和热障涂层，并且在燃烧室和谐振腔之间存在流体流动连通。

公开(公告)号：WO2013043768A1

公开(公告)日：2013-03-28

申请号：PCT/US2012/056174

申请日：2012-09-20

Applicant: SIEMENS ENERGY, INC. ,  RAMIER, Stephen A. ,  TIWARY, Abhijeet ,  FOX, Timothy A. ,  BERTONCELLO, James ,  WILLIAMS, Steven ,  GARAN, Daniel W.

Inventor： RAMIER, Stephen A. ,  TIWARY, Abhijeet ,  FOX, Timothy A. ,  BERTONCELLO, James ,  WILLIAMS, Steven ,  GARAN, Daniel W.

IPC: F23R3/28 ,  F23R3/34 ,  F23R3/36

CPC classification number: F23R3/36 ,  F23R3/286 ,  F23R3/346 ,  F23R2900/00004 ,  F23R2900/00005 ,  F23R2900/00018 ,  Y10T137/2931

Abstract: A casting (52) for a support housing (50), including: a fuel manifold (56) comprising an a-stage gas gallery (80) and a b-stage gas gallery (82); a-stage and a b-stage rocket bases (60) integrally cast with the fuel manifold (56), the a-stage gas gallery (80) in fluid communication with the a-stage stage rocket bases and the b-stage gas gallery (82) in fluid communication with the b-stage rocket bases; and one oil tube passageway (64) for each fuel rocket base (60), each oil tube passageway (64) spanning from an upstream end (66) of the fuel manifold (56) to an interior (68) of a respective fuel rocket base (60). Each oil tube passageway (64) is disposed radially inward of an inner perimeter (102) of the b-stage gas gallery (82).

Abstract translation: 一种用于支撑壳体（50）的铸件（52），包括：燃料歧管（56），包括一级气体通道（80）和一个b级气体通道（82）; 与燃料歧管（56）整体铸造的a级和b级火箭基座（60），与舞台级火箭基座和b级气槽相通的a级气罐（80） （82）与b级火箭基座流体连通; 和用于每个燃料火箭基座（60）的一个油管通道（64），每个油管通道（64）从燃料歧管（56）的上游端（66）到相应燃料火箭的内部（68） 基座（60）。 每个油管通道（64）设置在b级气体通道（82）的内周（102）的径向内侧。