THERMALLY COMPLIANT SUPPORT FOR A COMBUSTION SYSTEM

A support structure in a gas turbine combustor end cap (24) including a bracket (60) with a first leg (61) and a second leg (62) forming a generally trapezoidal geometry. Each leg has a first end (61A, 62A) attached to an inner concentric ring (46), and a second end (61B, 62B) attached to a crossbar (65). The crossbar is attached to an outer concentric ring (48). A circular array of such brackets interconnects the two concentric rings (46, 48). Each leg has at least one curved middle portion (63, 64), such as an arcuate or sinusoidal curve at a midpoint on the length of each leg. This shape provides flexibility in a radial direction that accommodates differential thermal expansion of the concentric rings while providing a rigid connection in an axial direction. La présente invention se rapporte à une structure de support dans une calotte d'extrémité de chambre de combustion (24) de turbine à gaz comprenant un support (60) doté d'une première patte (61) et d'une seconde patte (62) formant une géométrie globalement trapézoïdale. Chaque patte possède une première extrémité (61A, 62A) fixée à un anneau concentrique intérieur (46), et une seconde extrémité (61B, 62B) fixée à une barre transversale (65). La barre transversale est fixée à un anneau concentrique extérieur (48). Un ensemble circulaire de tels supports relie les deux anneaux concentriques (46, 48). Chaque patte possède au moins une partie intermédiaire incurvée (63, 64), telle qu'une courbe arquée ou sinusoïdale au milieu de la longueur de chaque patte. Cette forme offre une flexibilité dans une direction radiale qui s'adapte à la dilatation thermique différentielle des anneaux concentriques tout en offrant une liaison rigide dans une direction axiale.