CN101220964B - 套环、套筒以及冷却燃烧器组件的方法 - Google Patents
套环、套筒以及冷却燃烧器组件的方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN101220964B CN101220964B CN2008100013699A CN200810001369A CN101220964B CN 101220964 B CN101220964 B CN 101220964B CN 2008100013699 A CN2008100013699 A CN 2008100013699A CN 200810001369 A CN200810001369 A CN 200810001369A CN 101220964 B CN101220964 B CN 101220964B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- collar
- opening
- sleeve
- downstream
- diameter
- 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
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 15
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 68
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 claims description 19
- 239000011324 bead Substances 0.000 claims description 7
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 7
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 6
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 5
- 230000003993 interaction Effects 0.000 claims description 2
- 210000003734 kidney Anatomy 0.000 claims description 2
- 238000003780 insertion Methods 0.000 claims 1
- 230000037431 insertion Effects 0.000 claims 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 33
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 20
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 9
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 8
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 7
- 230000014509 gene expression Effects 0.000 description 6
- 230000003321 amplification Effects 0.000 description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 2
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000003199 nucleic acid amplification method Methods 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 239000008186 active pharmaceutical agent Substances 0.000 description 1
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 238000005352 clarification Methods 0.000 description 1
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000007599 discharging Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 1
- 239000000295 fuel oil Substances 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 230000003116 impacting effect Effects 0.000 description 1
- 230000006698 induction Effects 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000002156 mixing Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 239000003345 natural gas Substances 0.000 description 1
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 description 1
- 238000010992 reflux Methods 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
-
- 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
- F23R3/045—Air inlet arrangements using pipes
-
- 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
- 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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- 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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
-
- 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
- F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies
Abstract
提供一种将冷却空气引导到燃烧器组件(14)的冷却通道(107)内的套环。套环包括外表面(103)以及限定第一开口(220)、所述第一开口下游的第二开口以及在其之间延伸的流动沟道102)的相对内表面(101)，所述流动沟道包括汇合部分(112)和所述汇合部分下游的恢复部分(116)，所述汇合部分具有从所述第一开口到所述恢复部分减小的直径，并且所述恢复部分具有整体大致恒定的直径。
Description
技术领域
本发明总体涉及气体涡轮发动机，并且更特别是涉及冷却用于气体涡轮发动机的燃烧器组件。
背景技术
至少某些公知的气体涡轮发动机使用冷却空气来冷却发动机内的燃烧器组件。通常冷却空气通过与燃烧器组件流体连通连接的压缩机供应。在至少某些公知的气体涡轮发动机中，冷却空气从压缩机排出到至少部分围绕在燃烧器组件的过渡部件和燃烧器衬垫上延伸的冲击套筒和流动套筒延伸的增压室。来自于增压室的冷却空气流过这些套筒的入口并且进入限定在冲击套筒和过渡部件(转换通道)之间以及燃烧器衬垫和流动套筒(衬垫通道)之间的冷却通道内。流过转换通道的冷却空气排放到衬垫通道内。来自于增压室的冷却空气引导通过套筒入口到衬垫通道内，以便冷却燃烧器组件。通过过渡部件和/或燃烧器衬垫的金属表面加热的冷却空气接着与燃料混合以便燃烧器使用。
希望的是燃烧器衬垫和过渡部件均匀冷却，以便保护机械性能，并且延长燃烧器衬垫和过渡部件的操作寿命。至少某些公知的流动套筒和冲击套筒包括形成或构造成有助于冷却空气流过其中的入口。气体入口被填充套环，套环构造成以大致垂直于已经位于通道内的冷却空气流的角度将冷却空气引导到冷却通道内的开口端。对于这些选择来说，由于相反流动方向，流过通道的空气可失去轴向动能，并且还会对于从增压室进入的冷却空气的动能产生阻挡。
发明内容
在一个方面，提供一种冷却具有冷却通道的燃烧器组件的方法。该方法包括提供包括限定第一开口、第一开口下游的第二开口以及在第一开口和第二开口之间延伸的流动沟道的内表面的至少一个套环。流动沟道具有汇合部分和汇合部分下游的恢复部分。该方法还包括将至少一个套环插入限定在至少一个套筒内的至少一个入口，使得冷却空气从流动沟道排入到冷却通道。
在另一方面，提供一种将冷却空气引导到燃烧器组件的冷却通道内的套环。该套环包括外表面以及限定第一开口、第一开口下游的第二开口以及在其之间延伸的流动沟道的相对内表面。流动沟道包括汇合部分和汇合部分下游的恢复部分。汇合部分具有从第一开口到恢复部分减小的直径，并且恢复部分具有整体大致恒定的直径。
在另一方面，提供一种具有至少一个构造成将冷却空气引导到燃烧器组件的冷却通道的突出部的套筒。至少一个突出部包括外表面和限定第一开口、第一开口下游的第二开口以及在其之间延伸的流动沟道的相对内表面。流动沟道具有汇合部分和汇合部分下游的恢复部分。汇合部分具有从第一开口到恢复部分减小的直径，并且恢复部分具有整体大致恒定的直径。
附图说明
图1是示例性气体涡轮发动机的示意截面图；
图2是可用于图1所示的气体涡轮发动机的示例性燃烧器组件的一部分的放大截面图；
图3是压缩冷却空气进入通道时的衬垫通道的截面图；
图4表示形成在图3所示的衬垫通道内的平行气流；
图5表示形成在图3所示的衬垫通道内的涡流气流；
图6表示可以用于图3的衬垫通道的套环的示例性实施例；
图7是具有压力开口的套环的截面图；
图8表示具有图7所示的压力开口的套环的透视图；
图9表示可用于图6的套环的附加压力开口的截面图；
图10是具有图9所示的压力开口的套环的透视图；
图11表示具有非对称沟道的套环的顶部平面图；
图12是具有图11所示非对称沟道的套环的截面图；
图13是具有挖取构件(scoop member)的套环的截面图；
图14表示具有图13所示的挖取构件的套环的顶部平面图；
图15表示具有如图6-14所示的套环的流动套筒和冲击套环的示例性构造；
图16表示具有变化深度并相互结合使用的套环的使用。
部件列表
气体涡轮发动机10、压缩机组件12、压缩机组件14、涡轮组件16、公共压缩机/涡轮转子轴18、扩散器50、压缩机排放增压室52、拱形板54、燃料喷嘴56、流动套筒58、燃烧器衬垫60、燃烧器腔室62、燃烧器衬垫冷却通道64、入口66、下游端67、冲击套筒68、上游端69、过渡部件70、过渡部件冷却通道74、冲击套筒开口76、第一流动分支78、第二流动分支80、涡轮喷嘴84、直套环86、纵向轴线90、套环100、内表面101、流动沟道102、外表面103、凸唇部分104、套筒106、冷却通道107、凸缘部分108、端部110、汇合部分112、入口区段114、过渡部分115、恢复部分116、过渡部分117、扩散部分118、过渡部分119、突缘部分120、通道部分121、套环200、内表面201、流动通道202、外表面203、通道207、压力开口220、上部222、纵向轴线290、套环300、沟道302、套筒306、汇合部分312、恢复部分316、前部324、后部区域325、后部326、前部区域327、纵向轴线390、线391、套环400、内表面401、沟道402、凸唇部分404、汇合部分412、入口区段414、恢复部分416、挖取构件430、纵向轴线490、套环701、套环702、套环703。
具体实施方式
图1是示例性气体涡轮发动机10的示意截面图。发动机10包括压缩机组件12、燃烧器组件14、涡轮组件16和公共压缩机/涡轮转子轴18。应该注意到发动机10只是示例性的，并且本发明的实施例不局限于发动机10，相反可以在需要以这里描述的类似方式冷却的任何气体涡轮发动机或加热系统中实施。
在操作中，空气流过压缩机组件12，并且压缩空气排出到燃烧器组件14，以便与燃烧器组件14的燃料和冷却部分混合。燃烧器组件14将例如天然气和/或燃料油的燃料喷射到气流中，点燃燃料-空气混合物以便通过燃烧来膨胀燃料-空气混合物，并且产生高温燃烧气流。燃烧器组件14与涡轮组件16流体连通，并且将高温膨胀气流排出到涡轮组件16。高温膨胀气流将转动能赋予涡轮组件16，并且由于涡轮组件16转动连接在转子18上，转子18随后将转动功率提供给压缩机之间12。
图2是燃烧器组件14的一部分的放大截面图。燃烧器组件14与涡轮组件16和压缩机组件12流体连通地连接。压缩机组件12包括相互流体连通地连接以便将空气引导通过燃烧器组件14的扩散器50和排出增压室52，下面进一步描述。
燃烧器组件14包括至少部分支承多个燃料喷嘴56的大致圆拱形板54。拱形板54通过保持硬件(图2中未示出)连接在大致圆柱形的燃烧器流动套筒58上。大致圆柱形燃烧器衬垫60定位在流动套筒58内并且经由流动套筒58支承。衬垫60限定大致圆柱形的燃烧器腔室62。更特别是，衬垫60从流动套筒58径向向内隔开，使得燃烧器衬垫冷却通道64限定在流动套筒58和燃烧器衬垫60之间。流动套筒58限定多个入口66，使得来自于压缩机排出增压室52的气流的一部分流入冷却通道64。
冲击套筒68在冲击套筒68的上游端69处连接在燃烧器流动套筒58上并与其大致同心。过渡部件70连接在冲击套筒68的下游端67上。过渡部件70以及衬垫60有助于将腔室62内产生的燃烧气体向下游引导到涡轮喷嘴84。过渡部件冷却通道74限定在冲击套筒68和过渡部件70之间。限定在冲击套筒68内的多个开口76使得来自于压缩机排出增压室52的气流的一部分引导到过渡部件冷却通道74内。
在操作中，压缩机组件12经由轴18(图1所示)通过涡轮组件驱动。在压缩机组件12转动时，它压缩空气，并且如图2所示将压缩空气排出到扩散器50(气流如箭头所示)。在示例性实施例中，从压缩机组件12排出的空气的一部分朝着燃烧腔室62引导通过压缩机排出增压室52，并且从压缩机组件12排出的空气的另一部分向下游引导以便用于冷却发动机10的部件。更特别是，增压室52内的压力压缩空气的第一流动分支78经由冲击套筒开口76引导到过渡部件冷却通道74。空气接着在过渡部件冷却通道74内向上游引导并且排出到燃烧器衬垫冷却通道64。另外，增压室52内的压力压缩空气的第二流动分支80围绕冲击套筒68引导并且经由入口66排出到燃烧器衬垫冷却通道64。进入入口66的空气和来自于过渡部件冷却通道74的空气接着在衬垫冷却通道64内混合，并且接着从衬垫冷却通道64排出到燃料喷嘴56，其中它与燃料混合并且在燃烧器腔室62内点燃。
流动套筒58将燃烧腔室62及其相关的燃烧过程基本上与例如围绕涡轮部件的外界环境隔离。所得燃烧气体从腔室62朝着并穿过过渡部件70的空腔引导，过渡部件70将燃烧气流朝着涡轮喷嘴84引导。
图3是压缩空气经由入口66通过流动套筒58进入衬垫冷却通道64时衬垫冷却通道64的截面图。至少某些公知的系统采用定位在内部并覆盖入口66以便将压缩空气引导到衬垫冷却通道64内的一个或多个直套环86。套环86通过将压缩空气进一步引导到衬垫冷却通道64内并且形成冷却压缩空气将达到衬垫60(还称为冲击衬垫60)的更大可能性来有助于热量传递。虽然图3表示压缩空气经由具有和没有套环86的入口66进入衬垫冷却通道64，类似的构造可以用于将压缩空气引导到过渡部件冷却通道74内。
在压缩空气进入任何的过渡部件冷却通道74或衬垫冷却通道64时，将出现压力损失。此压力损失的某些是有用的，这是由于它使得热传递最大，例如在气流与通道气流混合和/或冲击在衬垫60或过渡部件70上时出现的损失。但是由于倾倒损失或转弯损失，其它压力损失被浪费了。
为了有助于使得有用压力损失最大并使得废弃压力损失最小，套环86、衬垫冷却通道64和过渡部件冷却通道74可构造成保持Taylor-Gortler式流动。图4和5各自通过表示气流方向的箭头表示空气的平行流动和Taylor-Gortler式流动。与Taylor-Gortler式流动相比，平行气流可造成与通道气流的不良混合以及与衬垫或过渡部件的不良冲击。
本发明的实施例可用来冷却燃烧器组件，减小压力损失大小并且减小燃烧器组件的动态性能。图6表示套环100的示例性实施例。套环100具有内表面101和外表面103。内表面101的至少一部分限定整体的流动沟道102。虽然这里描述的套环100的实施例可具有许多形状和构造(下面进一步描述)，在图6中套环100是大致圆形的并且对中在纵向轴线90上。通常，压缩空气从增压室52流过流动沟道102到冷却通道107(图6未示出)，例如过渡部件冷却通道74或衬垫冷却通道64。套环100包括凸唇部分104。在某些实施例中，凸唇部分104大致是圆形的，并且具有外直径D1。凸唇部分104接合套筒106。套筒106可以是任何套筒，或者将两个腔室分离的壁。在图6中，套筒106是冲击套筒68或流动套筒58，或者用来冷却燃烧器组件的任何套筒。
虽然这里描述的套环看上去从套筒106分离或拆卸，本发明的实施例还包括结合到一个或多个套筒106内的套环(即连接或固定在套筒106上)，套筒106被制成限定或形成其形状类似于这里描述的套环的突出部。
通常，套筒106具有厚度W1。在某些实施例中，为了接合套环100，凸缘部分108从套筒106延伸，并且具有厚度W2。W2比W1小。凸缘部分108的端部110在其之间限定套筒106的开口，例如图3所示的入口66。虽然开口可具有任何构造，在图6中开口大致是圆形的。凸缘部分108具有大致等于或略微大于D1的外直径D2，并且具有小于D2的内直径。凸缘部分108构造成接合凸唇部分104，并且具有类似于凸唇部分104的构造，因此在套环100使用时，使得凸唇部分104静置或连接在凸缘部分108上。凸唇部分104具有厚度W3。在一个实施例中，W3大致等于W1-W2，使得套筒106的外表面基本上平滑。
流动沟道102通过内表面101限定，并且通过多个水平截面图来进一步描述。在某些实施例中，流动沟道102的水平截面图大致是圆形的，并且每个水平截面具有从内表面101上的一点延伸通过纵向轴线90并且到达内表面101上的另一点的内直径ID。另外，内表面101通过斜度S限定，斜度可以看到相对于纵向轴线90或者水平截面的ID。
套环100包括限定为在气流方向(通过箭头表示)上汇合或变窄的流动沟道102的一部分的汇合部分112(或者汇聚部分)。汇合部分112还可限定为水平截面的面积随着截面向下运动而减小的套环100的部分。如图6所示，在某些实施例中，用于汇合部分112的至少一个区段的汇合部分112的内直径IDCS以线性方式减小，使得内表面101具有相对于纵向轴线90形成角度θ的恒定斜率SCS。此区段具有截顶锥形形状。例如，在一个实施例中，套环90的内表面相对于纵向轴线90形成大约15°的角度。
在某些实施例中，SCS和θ从流动沟道102的开始处到汇合部分112的结束处保持恒定。作为选择，汇合部分112包括入口区段114，其中来自于增压室52的压缩空气首先进入流动沟道102。在如下情况时入口区段114(并且随后汇合部分112)开始：
|SEP|＞0
其中SEP是用于入口区段114的内表面101的斜率。如图6所示，在某些实施例中，SEP小于SCS(即SCS比SEP陡峭)，以便减小压力损失。另外，入口区段114的水平截面包括在截面沿着流动沟道102逐渐降低时以非线性方式减小的内直径IDEP。
套环100还包括限定为流动沟道102的水平截面的面积大致相同部分的恢复部分116。恢复部分116继续将气流形成为更加均匀的分布。如图6所示，恢复部分116的内表面101大致平行于纵向轴线90。恢复部分116的内直径IDRS全部大致相同，并且在某些实施例中，小于汇合部分112的端部的IDCS。
在某些实施例中，套环100包括限定为流动沟道102的水平截面的面积增加的区段的扩散部分118。另外，扩散部分118的内直径IDDS大于IDRS。扩散部分进行操作，以便减小由于膨胀造成的潜在压力损失。
在某些实施例中，入口区段114和汇合部分112在锐利边缘处相交。在其它实施例中，内表面101包括将入口区段114连接在汇合部分112上的过渡部分115。过渡部分115是具有从大约0.01英寸到大约0.2英寸的半径R1的弧形。作为选择，入口区段114等同于R1，并且将汇合部分112连接在凸唇部分102的顶表面上。
在某些实施例中，汇合部分112和恢复部分116在锐利边缘处相交。在其它实施例中，内表面102包括将汇合部分112连接在恢复部分116上的过渡部分117。过渡部分117是具有半径R3的弧形，R3设计成减小恢复部分116出口处的气体分离。通常，R3与内表面101和气流形成的雷诺数(Re)成正比。在一个实施例中，R3从大约0.01英寸到大约0.2英寸。
在某些实施例中，恢复部分116和扩散部分118在锐利边缘处相交。在其它实施例中，内表面101包括将恢复部分116连接在扩散部分118上的过渡部分119。过渡部分119是具有半径R2的弧形，R2设计成减小来自于出口处的表面的空气分离。用于R2的适当数值对于流过套环的气流的至少IDRS、H4、Re以及套环流(M套环)和交叉流(M交叉)的动能比具有复杂的从属关系。
外表面103限定通道107内的套环100的通道部分121，并且具有任何适当的形状。在一个实施例中，通道部分121的水平截面是具有直径D4的大致圆形。在一个实施例中，除了与内表面101的汇合部分112的一部分相对应的外表面203的突缘部分120之外，D4在整个套环100上大致相同。类似于IDCS，D4随着水平截面逐渐向下游而变得更小。
通过入口66的流动可以用来阻挡通道107内的上游流动，产生不需要的压力损失。图7-10表示穿过限定在套环200的外表面203和内表面201之间的壁形成的压力开口220，用来减小来自于交叉流动的压力损失。压力开口220有助于调整通道207内通过流动沟道202的气流，沟道202大致是圆形的，并且围绕纵向轴线290对中。压力开口220将流入的通道气流的一部分引导到沟道202。图7和8表示具有带有圆形形状的入口的压力开口220。图9和10表示具有带有抛物线形状并在套环200下游延伸的开口220的入口的压力开口220的另一实施例。如图7-10所示，压力开口220通过套环220的壁限定，并且具有上部222。在某些实施例中，上部222在沟道气流的方向上向下弯曲。
图11-14表示可以放置在套筒306内的套环300，其增压室52的气流至少部分平行于套筒306的外表面运动，或者增压室52内的气流至少部分垂直于流过沟道302的气流。
图11和12表示具有相对于延伸通过沟道302的中心的纵向轴线390非对称的沟道302的套环300(图12所示)。延伸通过纵向轴线390的垂直平面(由线391所示)将沟道302的容积分成前部324和后部326(图12所示)，并且还将椭圆形或肾形状的水平截面的面积分成前部区域327和后部区域325(图11所示)。在非对称套环300中，通过前部324内的沟道302限定的空间的尺寸大于通过后部326内的沟道302限定的空间。另外，在空气流过沟道302的汇合部分312时，椭圆形截面的面积的尺寸在前部区域327中出现较大的减小。如图12所示，与内直径ID4和ID5相比，内直径在前部324比后部326减小更多。
套环300还包括其中沟道302的水平截面大致是圆形并且截面面积在整个恢复部分316上大致相同的恢复部分316。套环300还可包括类似于所述扩散部分118构造的扩散部分(图11未示出)。
图13和14表示与挖取构件430一起使用的套环400。在图13中，沟道402包括具有入口区段414的汇合部分412，并且还包括恢复区段416。虽然图13表示在本发明的一个实施例中使用挖取构件，许多其它的套环可以和挖取构件430一起使用，包括例如套环100、200和300。
挖取构件430将大致平行于套环106流动的空气引入沟道402。挖取构件430构造成覆盖沟道402的开口的一部分，并且具有弯曲形状。虽然挖取构件430可具有许多形状来将空气引入通道402，在一个实施例中，挖取构件430大致成形为中空球体的四分之一部分。挖取构件430靠近沟道402的开口连接或固定在凸唇部分404的顶表面上，或者靠近沟道402的开口连接或固定在内表面401上。
图15表示用于流动套环58和冲击套筒68的一个可能构造。流动套筒58包括套环100，以便减小压力损失。冲击套筒68包括非对称套环400，以便增加气流而没有压力损失。还可使用带有挖取构件的套环400，以便增加冲击套筒或流动套筒的外部气流平行于套筒的表面的某些区域处的流速。
另外，整个流动套筒58和冲击套筒68上，这里描述多种套环的不同尺寸和构造可用来优化冷却和气流。例如，在图16中，套环703、702和701分别具有变化的深度H3、H2和H1。与其它套环相比，套环701进一步在上游，并且具有更大深度H1。越下游压力越低，因此具有深度H 3的套环703更加适当。上游套环和下游套环之间的相互作用使得上游套环在下游套环处产生低压场，继而增加流过下游套环的流动。
本发明的实施例还可用来减小套筒通道和扩散增压室之间的压力振荡耦合，其特征在于声阻抗。通常，阻抗可如下描述：
Z＝p’/q’
其中Z是孔口的阻抗，p’是进入声音压力干扰，并且q’是通过p’造成的流动波动。
阻抗还可通过例如压力降和流速的稳定状态量来表示：
Z＝ΔP/Q
其中ΔP是孔口上的压力降，并且Q是孔口上的流速。详细的瞬态分析表示套环的阻抗类似于止回阀或电路中的晶体管。当进入声波在其正相位时，孔口受到从扩散增压室到通道的压力降，可以表示为：
Z向前＝ΔP向前/Q向前
但是，在进入声波在其负相位时(p’＜0)，在短入射时，流动波动实际上从通道到扩散增压室(q’＜0)。不同于正相位波动，负相位波动受到从通道到扩散增压室的压力降(ΔP向后)。因此，负相位波的阻抗可以如下表示：
Z向后＝ΔP向后/Q向后
从声波的观点，套环在出现回流时用作关断的止回阀。向前和向后压力降(ΔP向前和ΔP向后)与调整扩散增压室和通道的力函数成正比。这些力函数与开口的特征长度或直径强烈相关。换言之，几何形状尺寸确定了声音传播中的相位和波数参数。因此，套环增加了向前和向后声波长度中的差别，造成进入和离开声波的相位角和波数中的较大差别。另外，套环减小同相降低的进入和离开声波的可能性。经由通道减小声波减小了燃烧器腔室62中声音出现的可能性。
本发明还提供一种具有构造成将冷却空气引导到燃烧器组件的冷却通道的至少一个突出部的套筒。至少一个突出部包括外表面和限定第一开口、第一开口下游的第二开口和在其之间延伸的流动沟道的相对内表面。流动沟道包括汇合部分和汇合部分下游的恢复部分。汇合部分具有从第一开口到恢复部分减小的直径，并且恢复部分具有整体大致恒定的直径。
本发明还提供一种冷却例如燃烧器组件14的燃烧器组件的方法，燃烧器组件至少部分通过至少一个具有多个入口的套筒围绕。该方法包括提供至少一个包括限定第一开口、第一开口下游的第二开口以及在第一开口和第二开口之间延伸的流动沟道的内表面的套环。流动沟道包括汇合部分和汇合部分下游的恢复部分。该方法还包括将至少一个套环插入限定在至少一个套筒内的至少一个入口中，使得冷却空气从流动沟道排出到冷却通道。
使用本发明的实施例，过渡部件70和燃烧器衬垫60的冷却可以优化，使得温度梯度降低。同样，本发明的实施例有助于减小压力损失。另外，由于这里描述的某些套环是可拆卸的，如果燃烧过程中出现任何变化(例如负载计划、点火温度、燃料等变化)，流动套筒中的配置可改变。
如这里使用那样，除非明确说明，以单数描述并前面加上“一个”或“一”的元件或步骤应该理解为不排除复数的所述元件或步骤。另外，对于本发明“一个实施例”或“示例性实施例”的参考不打算解释为排除了可以结合其它特征的附加实施例的存在。
虽然这里描述的设备和方法以用于气体涡轮发动机的燃烧器组件来描述，应该理解到该设备和方法不局限于燃烧器组件或气体涡轮发动机。同样，所述的部件不局限于这里描述的特定实施例，而是套环的部件可单独或与这里描述的部件分开使用。
虽然描述了本发明的多个特定实施例，本领域普通技术人员将理解到本发明可以权利要求的范围和精神内的变型来实施。
Claims (17)
1.一种用于冷却燃烧器组件的方法，所述燃烧器组件至少部分由至少一个套筒围绕，并包括限定在所述至少一个套筒与燃烧室的燃烧器衬垫之间的冷却通道，所述套筒包括从其延伸的凸缘部分，所述方法包括：
提供包括内表面的至少一个套环，所述内表面限定第一开口、在所述第一开口下游的第二开口以及在它们之间延伸的流动沟道，其中，所述流动沟道形成有汇合部分和在所述汇合部分下游的恢复部分，所述汇合部分具有从所述第一开口到所述恢复部分减小的直径，而所述恢复部分具有整体基本上恒定的直径；所述套环包括凸唇部分，其构造成接合所述套筒的凸缘部分；
将所述至少一个套环插入到在所述至少一个套筒中限定的至少一个入口中，使得所述流动沟道与所述冷却通道流体连通并且冷却空气从流动沟道排出到冷却通道以有助于冷却所述燃烧室。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，将所述至少一个套环插入到所述至少一个入口中包括插入具有变化深度的三个套环，其中，套环的深度向下游减小，上游套环和下游套环之间的相互作用使得上游套环在下游套环处产生低压场，继而增加流过下游套环的流动。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，插入至少一个套环包括将包含壁开口的至少一个套环插入到所述入口中，使得流过所述冷却通道的空气引导到所述至少一个套环的所述流动沟道中并有助于调整冷却通道内通过流动沟道的气流。
4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述插入至少一个套环包括将在所述恢复部分下游包含扩散部分的至少一个套环插入到所述入口中，其中，所述扩散部分有利于降低进入所述冷却通道的冷却空气的压力损失。
5.一种将冷却空气引导到燃烧器组件的冷却通道内的套环，所述套环包括：
外表面；
限定第一开口、在所述第一开口下游的第二开口以及在它们之间延伸的流动沟道的相对内表面，所述流动沟道包括汇合部分和在所述汇合部分下游的恢复部分，所述汇合部分具有从所述第一开口到所述恢复部分减小的直径，并且所述恢复部分具有整体基本上恒定的直径；以及
凸唇部分，其由所述外表面至少部分地限定，并且构造成接合从套筒延伸的凸缘部分，所述套环插入到所述套筒中。
6.如权利要求5所述的套环，其特征在于，所述流动沟道还包括在所述恢复部分下游的扩散部分，所述扩散部分具有从所述恢复部分到所述第二开口增加的直径。
7.如权利要求5所述的套环，其特征在于，所述汇合部分包括截顶锥形区段，所述截顶锥形区段具有从所述截顶锥形区段的上游端到所述截顶锥形区段的下游端减小的直径。
8.如权利要求7所述的套环，其特征在于，所述汇合部分还包括从所述第一开口延伸到所述截顶锥形区段的入口区段，所述入口区段的直径大于所述截顶锥形区段的直径。
9.如权利要求5所述的套环，其特征在于，所述内表面限定构造成将来自于冷却通道的空气引导到所述流动沟道内的壁开口。
10.如权利要求9所述的套环，其特征在于，所述壁开口具有基本上圆形的形状。
11.如权利要求9所述的套环，其特征在于，所述壁开口具有非圆形的形状。
12.如权利要求5所述的套环，其特征在于，所述第一开口是椭圆形和肾形之一。
13.如权利要求5所述的套环，其特征在于，所述外表面还包括突缘部分和大致与所述突缘部分同心对准并在它的下游的通道部分，每个所述突缘部分和所述通道部分围绕所述流动沟道，并且具有外直径，所述突缘部分围绕所述第一开口和至少一些所述汇合部分周向延伸，所述突缘部分的直径大于所述通道部分的直径。
14.一种包括构造成将冷却空气引导到燃烧器组件的冷却通道内的至少一个突出部的套筒，所述至少一个突出部包括：
外表面；以及
限定第一开口、在所述第一开口下游的第二开口以及在它们之间延伸的流动沟道的相对内表面，所述流动沟道包括汇合部分和在所述汇合部分下游的恢复部分，所述汇合部分具有从所述第一开口到所述恢复部分减小的直径，并且所述恢复部分具有整体基本上恒定的直径；
凸唇部分，其由所述外表面至少部分地限定，并且构造成接合从所述套筒延伸的凸缘部分。
15.如权利要求14所述的套筒，其特征在于，所述流动沟道还包括在所述恢复部分下游的扩散部分，所述扩散部分具有从所述恢复部分到所述第二开口增加的直径。
16.如权利要求14所述的套筒，其特征在于，所述汇合部分包括截顶锥形区段，所述截顶锥形区段具有从所述截顶锥形区段的上游端到所述截顶锥形区段的下游端减小的直径。
17.如权利要求16所述的套筒，其特征在于，所述汇合部分还包括从所述第一开口延伸到所述截顶锥形区段的入口区段，所述入口区段的直径大于所述截顶锥形区段的直径。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US11/621,197 US8281600B2 (en) | 2007-01-09 | 2007-01-09 | Thimble, sleeve, and method for cooling a combustor assembly |
| US11/621197 | 2007-01-09 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN101220964A CN101220964A (zh) | 2008-07-16 |
| CN101220964B true CN101220964B (zh) | 2012-08-01 |
Family
ID=39630957
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN2008100013699A Active CN101220964B (zh) | 2007-01-09 | 2008-01-09 | 套环、套筒以及冷却燃烧器组件的方法 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8281600B2 (zh) |
| JP (1) | JP5583327B2 (zh) |
| KR (1) | KR101455389B1 (zh) |
| CN (1) | CN101220964B (zh) |
Families Citing this family (45)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20090255268A1 (en) * | 2008-04-11 | 2009-10-15 | General Electric Company | Divergent cooling thimbles for combustor liners and related method |
| US8549861B2 (en) | 2009-01-07 | 2013-10-08 | General Electric Company | Method and apparatus to enhance transition duct cooling in a gas turbine engine |
| FR2946555B1 (fr) * | 2009-06-12 | 2012-06-01 | Snecma | Procede de reduction de diametre d'un orifice. |
| US8844260B2 (en) | 2010-11-09 | 2014-09-30 | Opra Technologies B.V. | Low calorific fuel combustor for gas turbine |
| US9625153B2 (en) | 2010-11-09 | 2017-04-18 | Opra Technologies B.V. | Low calorific fuel combustor for gas turbine |
| US9127551B2 (en) | 2011-03-29 | 2015-09-08 | Siemens Energy, Inc. | Turbine combustion system cooling scoop |
| JP5455962B2 (ja) * | 2011-04-06 | 2014-03-26 | 三菱重工業株式会社 | 冷却構造の製造方法 |
| US9062884B2 (en) * | 2011-05-26 | 2015-06-23 | Honeywell International Inc. | Combustors with quench inserts |
| US20130283806A1 (en) * | 2012-04-26 | 2013-10-31 | General Electric Company | Combustor and a method for repairing the combustor |
| US10088162B2 (en) | 2012-10-01 | 2018-10-02 | United Technologies Corporation | Combustor with grommet having projecting lip |
| US9188336B2 (en) | 2012-10-31 | 2015-11-17 | General Electric Company | Assemblies and apparatus related to combustor cooling in turbine engines |
| US9279369B2 (en) * | 2013-03-13 | 2016-03-08 | General Electric Company | Turbomachine with transition piece having dilution holes and fuel injection system coupled to transition piece |
| US20160201908A1 (en) * | 2013-08-30 | 2016-07-14 | United Technologies Corporation | Vena contracta swirling dilution passages for gas turbine engine combustor |
| US11112115B2 (en) * | 2013-08-30 | 2021-09-07 | Raytheon Technologies Corporation | Contoured dilution passages for gas turbine engine combustor |
| DE112013007581T5 (de) * | 2013-11-08 | 2016-08-11 | General Electric Company | Turbomaschinenabgasgehäuse |
| EP3077724B1 (en) * | 2013-12-05 | 2021-04-28 | Raytheon Technologies Corporation | Cooling a quench aperture body of a combustor wall |
| EP3077727B1 (en) * | 2013-12-06 | 2019-10-09 | United Technologies Corporation | An assembly for a turbine engine |
| US9500370B2 (en) * | 2013-12-20 | 2016-11-22 | General Electric Company | Apparatus for mixing fuel in a gas turbine nozzle |
| US10370981B2 (en) * | 2014-02-13 | 2019-08-06 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component cooling circuit with respirating pedestal |
| EP2955442A1 (en) * | 2014-06-11 | 2015-12-16 | Alstom Technology Ltd | Impingement cooled wall arrangement |
| EP2957833B1 (en) | 2014-06-17 | 2018-10-24 | Rolls-Royce Corporation | Combustor assembly with chutes |
| EP2966356B1 (en) * | 2014-07-10 | 2020-01-08 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Sequential combustor arrangement with a mixer |
| US10788212B2 (en) | 2015-01-12 | 2020-09-29 | General Electric Company | System and method for an oxidant passageway in a gas turbine system with exhaust gas recirculation |
| KR101867050B1 (ko) * | 2015-05-27 | 2018-06-14 | 두산중공업 주식회사 | 공기유도부재를 포함하는 연소기 챔버. |
| KR101843961B1 (ko) * | 2015-05-27 | 2018-03-30 | 두산중공업 주식회사 | 회전가능한 공기유도캡이 마련된 연소기 챔버. |
| KR101845705B1 (ko) | 2015-06-30 | 2018-05-18 | 두산중공업 주식회사 | 공기유도캡 및 공기유도부재를 포함하는 연소기 챔버. |
| US10815789B2 (en) * | 2016-02-13 | 2020-10-27 | General Electric Company | Impingement holes for a turbine engine component |
| KR101766449B1 (ko) * | 2016-06-16 | 2017-08-08 | 두산중공업 주식회사 | 공기유도 캡 및 이를 구비하는 연소 덕트 |
| US10495311B2 (en) * | 2016-06-28 | 2019-12-03 | DOOSAN Heavy Industries Construction Co., LTD | Transition part assembly and combustor including the same |
| KR101812883B1 (ko) * | 2016-07-04 | 2017-12-27 | 두산중공업 주식회사 | 가스터빈 연소기 |
| EP3315864B1 (en) * | 2016-10-26 | 2021-07-28 | Raytheon Technologies Corporation | Cast combustor liner panel with radiused dilution passage grommet for a gas turbine engine combustor |
| US10619499B2 (en) * | 2017-01-23 | 2020-04-14 | General Electric Company | Component and method for forming a component |
| KR101986729B1 (ko) * | 2017-08-22 | 2019-06-07 | 두산중공업 주식회사 | 실 영역 집중냉각을 위한 냉각유로 구조 및 이를 포함하는 가스 터빈용 연소기 |
| US11268438B2 (en) * | 2017-09-15 | 2022-03-08 | General Electric Company | Combustor liner dilution opening |
| DE102017125051A1 (de) * | 2017-10-26 | 2019-05-02 | Man Diesel & Turbo Se | Strömungsmaschine |
| JP6978912B2 (ja) * | 2017-11-29 | 2021-12-08 | 三菱パワー株式会社 | 燃焼器及びガスタービン |
| US10995635B2 (en) * | 2017-11-30 | 2021-05-04 | Raytheon Technologies Corporation | Apparatus and method for mitigating particulate accumulation on a component of a gas turbine engine |
| US11092339B2 (en) | 2018-01-12 | 2021-08-17 | Raytheon Technologies Corporation | Apparatus and method for mitigating particulate accumulation on a component of a gas turbine |
| US11255543B2 (en) * | 2018-08-07 | 2022-02-22 | General Electric Company | Dilution structure for gas turbine engine combustor |
| US10982856B2 (en) * | 2019-02-01 | 2021-04-20 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fuel nozzle with sleeves for thermal protection |
| GB201902693D0 (en) * | 2019-02-28 | 2019-04-17 | Rolls Royce Plc | Combustion liner and gas turbine engine comprising a combustion liner |
| DE102019112442A1 (de) * | 2019-05-13 | 2020-11-19 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Brennkammerbaugruppe mit Brennkammerbauteil und hieran angebrachtem Schindelbauteil mit Löchern für ein Mischluftloch |
| US11306659B2 (en) | 2019-05-28 | 2022-04-19 | Honeywell International Inc. | Plug resistant effusion holes for gas turbine engine |
| KR102164620B1 (ko) | 2019-06-19 | 2020-10-12 | 두산중공업 주식회사 | 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈 |
| CN116221774A (zh) | 2021-12-06 | 2023-06-06 | 通用电气公司 | 用于燃烧器衬里的变化的稀释孔设计 |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4132066A (en) * | 1977-09-23 | 1979-01-02 | United Technologies Corporation | Combustor liner for gas turbine engine |
Family Cites Families (31)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| BE514534A (zh) * | 1951-05-31 | |||
| GB1240009A (en) * | 1968-07-27 | 1971-07-21 | Leyland Gas Turbines Ltd | Flame tube |
| US3899882A (en) * | 1974-03-27 | 1975-08-19 | Westinghouse Electric Corp | Gas turbine combustor basket cooling |
| US3934408A (en) * | 1974-04-01 | 1976-01-27 | General Motors Corporation | Ceramic combustion liner |
| US3981142A (en) * | 1974-04-01 | 1976-09-21 | General Motors Corporation | Ceramic combustion liner |
| US3886735A (en) * | 1974-04-01 | 1975-06-03 | Gen Motors Corp | Ceramic combustion liner |
| DE2606704A1 (de) * | 1976-02-19 | 1977-09-01 | Motoren Turbinen Union | Brennkammer fuer gasturbinentriebwerke |
| US4301657A (en) * | 1978-05-04 | 1981-11-24 | Caterpillar Tractor Co. | Gas turbine combustion chamber |
| JPS58210413A (ja) | 1982-06-02 | 1983-12-07 | Hitachi Ltd | ガスタ−ビン燃焼器 |
| JPS6021869U (ja) * | 1983-07-15 | 1985-02-15 | 三菱重工業株式会社 | 燃焼器の尾筒 |
| FR2599821B1 (fr) * | 1986-06-04 | 1988-09-02 | Snecma | Chambre de combustion pour turbomachines a orifices de melange assurant le positionnement de la paroi chaude sur la paroi froide |
| US4875339A (en) | 1987-11-27 | 1989-10-24 | General Electric Company | Combustion chamber liner insert |
| US4916906A (en) | 1988-03-25 | 1990-04-17 | General Electric Company | Breach-cooled structure |
| JP2559203Y2 (ja) * | 1991-03-15 | 1998-01-14 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器 |
| US5201650A (en) * | 1992-04-09 | 1993-04-13 | Shell Oil Company | Premixed/high-velocity fuel jet low no burner |
| US5687572A (en) * | 1992-11-02 | 1997-11-18 | Alliedsignal Inc. | Thin wall combustor with backside impingement cooling |
| JP3110227B2 (ja) * | 1993-11-22 | 2000-11-20 | 株式会社東芝 | タービン冷却翼 |
| JPH0941991A (ja) | 1995-07-31 | 1997-02-10 | Toshiba Corp | ガスタービン燃焼器の冷却構造 |
| US5737915A (en) | 1996-02-09 | 1998-04-14 | General Electric Co. | Tri-passage diffuser for a gas turbine |
| FR2752916B1 (fr) * | 1996-09-05 | 1998-10-02 | Snecma | Chemise de protection thermique pour chambre de combustion de turboreacteur |
| JP2000088252A (ja) * | 1998-09-11 | 2000-03-31 | Hitachi Ltd | 冷却促進構造を有するガスタービン |
| US6494044B1 (en) | 1999-11-19 | 2002-12-17 | General Electric Company | Aerodynamic devices for enhancing sidepanel cooling on an impingement cooled transition duct and related method |
| US6484505B1 (en) | 2000-02-25 | 2002-11-26 | General Electric Company | Combustor liner cooling thimbles and related method |
| JP3967521B2 (ja) * | 2000-03-30 | 2007-08-29 | 株式会社日立製作所 | 伝熱装置及びその製造方法並びに伝熱装置を備えたガスタービン燃焼器 |
| US6331110B1 (en) * | 2000-05-25 | 2001-12-18 | General Electric Company | External dilution air tuning for dry low NOx combustors and methods therefor |
| DE10027833A1 (de) | 2000-06-05 | 2001-12-13 | Alstom Power Nv | Verfahren zum Kühlen einer Gasturbinenanlage sowie Gasturbinenanlage zur Durchführung des Verfahrens |
| US6737915B1 (en) * | 2002-11-13 | 2004-05-18 | Stephen Arthur Harner | Tube input JFET output (TIJO) zero feedback audio amplifier |
| US6890148B2 (en) | 2003-08-28 | 2005-05-10 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Transition duct cooling system |
| US7047723B2 (en) | 2004-04-30 | 2006-05-23 | Martling Vincent C | Apparatus and method for reducing the heat rate of a gas turbine powerplant |
| US7010921B2 (en) | 2004-06-01 | 2006-03-14 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling combustor liner and transition piece of a gas turbine |
| US7574865B2 (en) | 2004-11-18 | 2009-08-18 | Siemens Energy, Inc. | Combustor flow sleeve with optimized cooling and airflow distribution |
-
2007
- 2007-01-09 US US11/621,197 patent/US8281600B2/en active Active
-
2008
- 2008-01-08 JP JP2008000884A patent/JP5583327B2/ja active Active
- 2008-01-08 KR KR1020080002158A patent/KR101455389B1/ko active IP Right Grant
- 2008-01-09 CN CN2008100013699A patent/CN101220964B/zh active Active
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4132066A (en) * | 1977-09-23 | 1979-01-02 | United Technologies Corporation | Combustor liner for gas turbine engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2008169840A (ja) | 2008-07-24 |
| KR101455389B1 (ko) | 2014-10-27 |
| JP5583327B2 (ja) | 2014-09-03 |
| US8281600B2 (en) | 2012-10-09 |
| US20100251723A1 (en) | 2010-10-07 |
| CN101220964A (zh) | 2008-07-16 |
| KR20080065553A (ko) | 2008-07-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN101220964B (zh) | 套环、套筒以及冷却燃烧器组件的方法 | |
| JP6952460B2 (ja) | ガスタービンの燃焼システムにおける段階的な燃料および空気噴射 | |
| CN101063422B (zh) | 用于降低燃气涡轮发动机内的压力损失的方法和系统 | |
| JP6976051B2 (ja) | ガスタービンの燃焼システムにおける段階的な燃料および空気噴射 | |
| CN102192525B (zh) | 在燃烧室流动套筒中的成角度的叶片 | |
| EP2378200B1 (en) | Combustor liner cooling at transition duct interface and related method | |
| JP6708380B2 (ja) | 燃焼タービンエンジンの燃料噴射器組立体 | |
| CN107191971B (zh) | 燃气涡轮机的燃烧系统中的分级燃料和空气喷射器 | |
| KR101377772B1 (ko) | 연소기와 터빈부의 연통 구조 및 가스 터빈 | |
| CN106958836B (zh) | 具有液体燃料接受力的集束管燃料喷嘴组件 | |
| CN104566381B (zh) | 燃烧器冷却结构 | |
| CN101220965B (zh) | 翼片、套筒及用于组装燃烧器组件的方法 | |
| JP6931992B2 (ja) | ガスタービンの燃焼システムにおける段階的な燃料および空気噴射 | |
| CA2583400C (en) | Gas turbine engine combustor with improved cooling | |
| US10982593B2 (en) | System and method for combusting liquid fuel in a gas turbine combustor with staged combustion | |
| JP2017110903A (ja) | 同一線上にない冷却通路を有する点火装置スタック又はボアスコープマウントを備えたガスタービンエンジン | |
| CN108885005A (zh) | 用于分段式环形燃烧系统的集成燃烧器喷嘴 | |
| US20130269352A1 (en) | Gas-turbine burner | |
| US2907171A (en) | Combustion chamber inlet for thermal power plants | |
| JP7154829B2 (ja) | ガスタービン燃焼器用の液体燃料カートリッジユニットおよび組立方法 | |
| CN101765744A (zh) | 燃气轮机 | |
| EP2578940A2 (en) | Combustor and method for supplying flow to a combustor | |
| JP2017089638A (ja) | ガスタービンエンジン用冷却燃焼器 | |
| JP2017116250A (ja) | ガスタービンにおける燃料噴射器および段階的燃料噴射システム | |
| US11060726B2 (en) | Compressor diffuser and gas turbine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| TR01 | Transfer of patent right |
Effective date of registration: 20231227 Address after: Swiss Baden Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD. Address before: New York, United States Patentee before: General Electric Co. |
|
| TR01 | Transfer of patent right |