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NTIS 바로가기국가/구분 | United States(US) Patent 등록 |
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국제특허분류(IPC7판) |
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출원번호 | US-0118327 (2002-04-09) |
우선권정보 | IT-0000346 (2001-04-10) |
발명자 / 주소 |
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출원인 / 주소 |
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대리인 / 주소 |
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인용정보 | 피인용 횟수 : 6 인용 특허 : 8 |
A gas turbine combustor, in particular for an aircraft engine, has at least one chamber, through which combustion gas flows in use, and which is defined by a lateral wall with channeling for feeding cooling air into the chamber and cooling the lateral wall; part of the channeling is defined by at le
1. A gas turbine combustor for an aircraft engine, comprising:a) at least one chamber through which combustion gas flows in use;b) at least one lateral wall defining said chamber;c) a channel associated with said lateral wall to permit the passage of a cooling fluid for cooling said lateral wall;d)
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