[특허]Combustion selective temperature dilution

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IPC분류정보
국가/구분	United States(US) Patent 등록
국제특허분류(IPC7판)	F02C-001/00
출원번호	US-0232924 (1981-02-09)
발명자 / 주소	Vdoviak John W. (Marblehead MA) Weinstein Barry (Georgetown MA)
출원인 / 주소	General Electric Company (Lynn MA 02)
인용정보	피인용 횟수 : 16 인용 특허 : 0

초록 ▼

Means are provided for controlling and modulating the temperature of the hot gas exiting the combustor associated with a gas turbine engine. The means establish a preselected temperature gradient in the hot gas so as to provide a flow of hot gas at a relatively higher temperature through gaps betwee

대표청구항 ▼

In a gas turbine engine having a hot gas flowing in an annular path partially defined by inner and outer liners of a combustor and inner and outer vane shrouds, said combustor including at its upstream end a plurality of injectors for admitting an original mixture of air and fuel to the upstream end of said combustor for burning of said mixture in said combustor, the improvement comprising: a plurality of circumferentially spaced-apart stationary turbine vanes disposed in said hot gas flow path downstream of said combustor, each of said vanes extending radially across said hot gas flow path, the spacing between said vanes forming a gap therebetween; a first plurality of circumferentially spaced-apart dilution apertures disposed in said combustor downstream of said injectors, upstream of said turbine vanes and in axial alignment with leading edges of said turbine vanes, for admitting dilution air into said combustor for mixing with said original mixture to promote partial mixing thereof; and a second plurality of circumferentially spaced dilution apertures for admitting dilution air into said combustor to promote partial mixing with the original mixture, each of said second apertures being smaller in size than said first apertures and each being disposed equidistantly between adjacent ones of said first apertures and in circumferential alignment therewith and in axial alignment with gaps between said vanes; said first and second apertures being axially located in a secondary combustion zone of said combustor and upstream of said turbine vanes to induce partial mixing of said dilution air with said hot gases for generating a preselected circumferential temperature gradient in said hot gas for providing a flow of hot gas at a relatively higher temperature through said gaps and a flow of hot gas at relatively lower temperature upon said turbine vanes; said first and second apertures terminating at substantially an inner surface of said combustor and being located upstream of said vanes at a position such that dilution air from said first apertures flows over a full length of said leading edges of said vanes.

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Moertle,George Eric; Mills,Bruce Ernest; Holmes,James Patrick; Lind,David Albin; Harris,Tariz Kay, Multihole patch for combustor liner of a gas turbine engine.
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Pieussergues, Christophe; Sandelis, Denis Jean Maurice, Optimizing the angular positioning of a turbine nozzle at the outlet from a turbomachine combustion chamber.
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Steiger, Ulrich; Hurter, Jonas, Turbine stator nozzle cooling structure.
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A62	인명구조; 소방(사다리 E06C)
A62B	인명구조용의 기구, 장치 또는 방법(특히 의료용에 사용되는 밸브 A61M 39/00; 특히 물에서 쓰이는 인명구조 장치 또는 방법 B63C 9/00; 잠수장비 B63C 11/00; 특히 항공기에 쓰는 것, 예. 낙하산, 투출좌석 B64D; 특히 광산에서 쓰이는 구조장치 E21F 11/00)
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