CN101220965A - 翼片、套筒及用于组装燃烧器组件的方法 - Google Patents

翼片、套筒及用于组装燃烧器组件的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN101220965A
CN101220965A CNA2008100013646A CN200810001364A CN101220965A CN 101220965 A CN101220965 A CN 101220965A CN A2008100013646 A CNA2008100013646 A CN A2008100013646A CN 200810001364 A CN200810001364 A CN 200810001364A CN 101220965 A CN101220965 A CN 101220965A
Authority
CN
China
Prior art keywords
fin
sleeve
air
path
sidewall
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.)
Granted
Application number
CNA2008100013646A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101220965B (zh
Inventor
陈伟
S·R·托马斯
G·D·迈尔斯
V·K·图拉加
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co PLC
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN101220965A publication Critical patent/CN101220965A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101220965B publication Critical patent/CN101220965B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • 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
    • 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
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49229—Prime mover or fluid pump making
    • Y10T29/49236—Fluid pump or compressor making
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49826—Assembling or joining

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

提供一种用于燃烧器组件(14)的套筒。套筒包括限定在套筒中的多个翼片突出部，每个翼片突出部构造为将冷却空气引通到燃烧器组件的冷却通道(64)内，每个翼片突出部包括一对在前缘(542)处和后缘(546)处联接在一起的相对的侧壁(550、552)，和限定在侧壁之间以引通冷却空气通过其的至少一个通路(502)。该至少一个通路构造为以大致垂直于冷却通道中围绕翼片(500、600)流动的空气方向的方向引导空气。

Description

翼片、套筒及用于组装燃烧器组件的方法
技术领域
本发明一般地涉及燃气涡轮发动机，且更特定地涉及冷却与燃气涡轮发动机一起使用的燃烧器组件。
背景技术
至少一些已知的燃气涡轮发动机使用冷却空气以在发动机内冷却燃烧组件。通常，冷却空气从联接为与燃烧组件流动连通的压缩机供应。在至少一些已知的燃气涡轮发动机中，冷却空气从压缩机排出到压力通风系统，其至少部分地围绕分别延伸过过渡件和燃烧器衬垫的冲击套筒和流动套筒延伸。冷却空气从压力通风系统流动通过这些套筒的进口且进入到限定在冲击套筒和过渡件之间(过渡通道)和燃烧器衬垫和流动套筒之间(衬垫通道)的冷却通道。流动通过过渡通道的冷却空气排出到衬垫通道内。冷却空气由过渡件和/或燃烧器衬垫的金属表面加热且然后与燃料混合以被燃烧器使用。
为了保护燃烧衬垫和过渡件的机械属性并延长其操作寿命，希望燃烧衬垫和过渡件被均匀地冷却。至少一些已知的流动套筒和冲击套筒包括进口，其成形或构造为利于冷却空气流动通过它们。其他进口用带开口端的套环填充，其构造为将冷却空气以大致垂直于已经在通路中的冷却空气流动的角度导向到冷却通道内。对于这些选择，由于相对的流动定向，流动通过通道的空气可能损失轴向动量，且也可能生成从压力通风系统进入的冷却空气的动量的障碍。
发明内容
一方面，提供用于组装燃烧器组件的方法。该方法包括提供具有多个进口的至少一个套筒，且将至少一个翼片联接到限定在该至少一个套筒中的多个进口的至少一个上。翼片包括一对在前缘处和后缘处联接在一起的相对的侧壁，和在翼片侧壁之间形成以引通冷却空气的至少一个通路。冷却空气导向为大致垂直于围绕待冷却的燃烧器组件的部分中的翼片流动的空气的方向流动。该方法也包括围绕待冷却的燃烧器组件的部分联接至少一个套筒。
另一方面，提供用于燃烧器组件的套筒。套筒包括限定在套筒中的多个翼片突出部，其中每个翼片突出部构造为引通冷却空气到燃烧器组件的冷却通道内。每个翼片突出部包括一对在前缘处和后缘处联接在一起的相对的侧壁，和限定在翼片侧壁之间以引通冷却空气通过其的至少一个通路。该至少一个通路构造为以大致垂直于冷却通道中围绕翼片流动的空气方向的方向引通空气。
又一方面，提供用于引通冷却空气到燃烧器组件的冷却通道的翼片。翼片包括一对在前缘处和后缘处联接在一起的相对的侧壁，使得翼片围绕延伸在相对的侧壁之间的中心平面大致对称。翼片也包括第一端部分和第二端部分，其中每个端部分大致垂直于相对的侧壁且延伸在其之间。翼片也包括至少一个通路以通过其引通冷却空气。该至少一个通路限定在侧壁之间且从第一端部分延伸到第二端部分。
附图说明
图1为示范性的燃气涡轮发动机的示意性截面图；
图2为可以与图1中显示的燃气涡轮发动机使用的示范性燃烧器组件的部分的放大截面图；
图3为当压缩的冷却空气进入通道时衬垫通道的截面图；
图4图示可以形成在图3中显示的衬垫通道中的空气平行流动；
图5图示可以形成在图3中显示的衬垫通道中的湍流空气流；
图6为与图3中显示的衬垫通道使用的翼片的示范性实施例的截面图；
图7图示图6中显示的翼片的透视图；
图8为与图3中显示的衬垫通道使用的多通路翼片的进一步实施例的截面图；
图9图示图8中显示的多通路翼片的透视图；
图10为模板的示范性实施例的透视图；
图11为图10中显示的模板的截面图。
具体实施方式
图1为示范性的燃气涡轮发动机10的示意性截面图。发动机10包括压缩机组件12、燃烧器组件14、涡轮机组件16和共用的压缩机/涡轮机转子轴18。应当注意的是，发动机10仅为示范性的，且本发明的实施例并不限于发动机10且可以替代地实施在要求以在此描述的类似方式冷却的任何燃气涡轮发动机或者受热系统内。
操作中，空气流动通过压缩机组件12且压缩的空气排出到燃烧器组件14以与燃料混合并冷却燃烧器组件14的零件。燃烧器组件14喷射燃料到空气流动内，例如天然气和/或燃料油，点燃燃料-空气混合物以通过燃烧膨胀燃料-空气混合物且产生高温燃烧气体流。燃烧器组件14与涡轮机组件16流动连通，且将高温膨胀气体流排出到涡轮机组件16内。高温膨胀气体流将旋转能量传给涡轮机组件16，且由于涡轮机组件16可旋转地联接到转子18，转子18随后提供旋转动力给压缩机组件12。
图2为燃烧器组件14的部分的放大截面图。燃烧器组件14联接为与涡轮机组件16且与压缩机组件12流动连通。压缩机组件12包括彼此流动连通联接的扩散器50和排气压力通风系统52，以将空气如以下进一步讨论的引通通过燃烧器组件14。
燃烧器组件14包括大致圆形的圆顶板54，其至少部分地支撑多个燃料喷嘴56。圆顶板54用保持硬件(图2中未显示)联接到大致圆柱形燃烧器流动套筒58。大致圆柱形燃烧器衬垫60定位在流动套筒58内且经由流动套筒58支撑。衬垫60限定大致圆柱形的燃烧器室62。更具体地，衬垫60从流动套筒58径向向内地间隔，使得环形燃烧衬垫冷却通道64限定在流动套筒58和燃烧器衬垫60之间。流动套筒58限定多个进口66，其使来自压缩机排气压力通风系统52的空气流的部分能够流动进入衬垫冷却通道64。
冲击套筒68在冲击套筒68上游端69处联接到燃烧器流动套筒58且与其大致同心。过渡件70联接到冲击套筒68的下游端67。过渡件70与衬垫60一起利于将室62中产生的燃烧气体向下游引通到涡轮机喷嘴84。过渡件冷却通道74限定在冲击套筒68和过渡件70之间。限定在冲击套筒68内的多个开口76使来自压缩机排气压力通风系统52的空气流动的部分能够被引通到过渡件冷却通道74内。
操作中，压缩机组件12经由轴18(图1中所示)被涡轮机组件16驱动。当压缩机组件12旋转时，它压缩空气且将压缩的空气排出到扩散器50内，如图2所示(空气流由箭头指示)。在示范性的实施例中，从压缩机组件12排出的空气的部分引通通过压缩机排气压力通风系统52朝向燃烧器室62，且从压缩机组件12排出的空气的另一部分向下游引通以用于冷却发动机10部件。更具体地，压力通风系统52内的增压压缩空气的第一流动支线78经由冲击套筒开口76引通到过渡件冷却通道74内。空气然后在过渡件冷却通道74内向上游引通且排出到燃烧衬垫冷却通道64。此外，压力通风系统52内的增压压缩空气的第二流动支线80围绕冲击套筒68引通且经由进口66喷射到燃烧衬垫冷却通道64内。进入进口66的空气和来自过渡件冷却通道74的空气然后在衬垫冷却通道64中混合且然后从衬垫冷却通道64排出到燃料喷嘴56，其中它与燃料混合且在燃烧室62内点燃。
流动套筒58大致将燃烧室62和它的相关燃烧过程从外侧环境，例如环绕的涡轮机部件隔离。得到的燃烧气体从室62向将燃烧气体流向涡轮机喷嘴84引通的过渡件70的腔引通且通过该腔。
图3为当压缩的空气经由进口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。至少一些已知的系统采用一个直的套环86或多个套环86，其定位在进口66内且覆盖进口66，以将压缩空气导向到衬垫冷却通道64内。通过将压缩空气进一步导向到衬垫冷却通道64内且生成冷却压缩空气将到达衬垫60(也称为冲击衬垫60)的更大的可能性，套环86利于热传递。尽管图3图示压缩空气通过带有和不带有套环86的进口进入衬垫冷却通道64，类似的构造可以用于将压缩空气导向到过渡件冷却通道74内。
当压缩空气进入过渡件冷却通道74或衬垫冷却通道64时，可能发生压力损失。由于它最大化热传递，一些这种压力损失是有用的，例如当空气流与通道空气流混合和/或在衬垫60或过渡件70上冲击时发生的损失。然而，由于排空(dump)损失或转向损失，其他压力损失是浪费的。
为了利于最大化有用的压力损失且最小化浪费的压力损失，套环86、衬垫冷却通道64和过渡件冷却通道74可以构造为维持Taylor-Gortler型流动(也称为湍流空气流)。图4和图5分别图示空气平行流动和湍流流动，箭头指示空气流方向。平行流动可以比湍流空气流导致与通道空气流更少的混合和与衬垫60或过渡件70更小的冲击。
本发明的实施例也可以用于通过提高热传递利于冷却燃烧器组件且能够用于利于减少压力损失的数量。
图6-9图示可以与套筒106，例如流动套筒58或冲击套筒68使用的翼片。例如，当横向流动(即通道流动)动量与通路流动动量比非常高时，可以使用翼片，且当希望减少由于尾流(wake)形成的压力损失时也能够使用翼片。图6图示翼片500的示范性实施例的截面图。翼片500限定通路502，其构造为允许冷却空气在其之间通过。尽管通路502为大致圆形的过道，通路502可以具有允许空气通过的任何形状或构造。
此外，翼片500包括凸缘部分504，其当翼片500安放在套筒106中时接合套筒106。凸缘部分从相对的侧壁550和552延伸且具有外部宽度。通道部分560由每个相对侧壁550和552的外部表面限定且具有外部宽度。通道部分560联接到凸缘部分504且在其下游(相对于通路502)。凸缘部分504的外部宽度大于通道部分560的外部宽度，使得凸缘部分504不会被推动通过套筒106。
图7图示翼片500的底部透视图。翼片500具有大致空气动力学形状，包括第一侧壁550和第二侧壁552，其限定前缘542和后缘546。前缘542将通道107的空气流转向。在一些实施例中，如图6所示，前缘542包括翅片部分543，其构造为将通道空气流向下导向进一步向衬垫或过渡件进入通道107。在一些实施例中，前缘542包括尖端544(图6和7所示)以利于进一步减少尾流形成。在其他实施例中，前缘542为大致三角形。
同样如图7所示，由线549指示的中心平面在侧壁550和552之间延伸，使得翼片500关于中心平面对称。同样如图6和7所示，翼片500包括第一端部分541和第二端部分540，其中每个端部分540和541大致垂直于相对的侧壁550和552且在其之间延伸。在一些实施例中，端部分540和541大致是平的。在其他实施例中，端部分540和541的至少一些是空气动力学构造。
翼片500的后缘546也构造为减少尾流形成。后缘546限定为翼片500的部分，其中侧壁550和552随着侧壁向下游延伸开始变窄。后缘546比前缘542长。在一个实施例中，侧壁550和552渐缩到端点548。
图8和9图示具有多个通路的翼片600。翼片600构造为类似于上文讨论的翼片500。翼片600包括凸缘部分604，其当翼片600安放在套筒106的开口之间时接合套筒106。翼片600具有大致空气动力学形状，包括第一侧壁650和第二侧壁652，其限定前缘642、后缘644、第一通路643和第二通路645。前缘642联接到第一通路643或定位在其附近，且后缘644联接到第二通路645或定位在其附近。前缘642和后缘644构造为类似于前缘542和后缘546(上文讨论的)。此外，尽管图9中通路643和645相对于彼此和通道空气流方向对齐，本发明的实施例也可以包括不与彼此和通道空气流方向成直线的通路。
此外，在一些实施例中，翼片600包括结合两个通路的凹口段648。尽管图8和9图示结合第一通路643和第二通路645的凹口段648，本发明的实施例也可以包括三个或更多通路，可选择地具有结合通路的附加凹口段648。在一个实施例中，凹口段648的至少部分延伸到冷却通道中的深度比第一通路643和第二通路645的深度、或前缘642或后缘644最深的深度浅。此外，在一些实施例中，对于凹口段648的至少部分，凹口段648的相对侧壁650和652以三角形或尖端状形状相交在一起。该部分在衬垫或过渡件方向指向下游(相对于通路空气流)。
如图9所示，由线649指示的中心平面在侧壁650和652之间延伸，使得翼片600相对于中心平面对称。同样如图8和9所示，翼片600包括第一端部分641和第二端部分640，其中每个端部分640和641大致垂直于相对的侧壁650和652且在其之间延伸。在一些实施例中，端部分640和641大致是平的。在其他实施例中，端部分640和641的至少一些是空气动力学构造。
由于翼片可以具有长的长度，套筒106中的曲线可能要求在翼片中水平调节。如图8所示，凸缘部分604可以包括多个水平以符合套筒106的设计。尽管图8图示翼片600的多个水平，多个水平也可以用于翼片500。这些水平可以具有不同的厚度。在可替换的实施例中，凸缘部分604(或504)轻微地倾斜直到它与套筒106平齐或相平。在其他实施例中，翼片600和500制造为具有与套筒106相等的曲率，从而减少或消除水平调节的需要。
尽管翼片500和600看起来从套筒106分离或可移除，本发明的实施例也包括集成到套筒106内(即联接或固定到套筒106)的翼片和制造为限定或形成形状类似于在此描述的翼片的翼片突出部的套筒106。翼片500和600、套筒106或模板740(下文讨论)可以从能够经受热、压力、和燃烧器组件的振动的任何合适材料制造，包括用于制造流动套筒或冲击套筒的材料。
本发明的实施例也包括能够插入到或联接到套筒106，例如流动套筒58和冲击套筒68的部分的模板740。图10为模板740的透视图，且图11为模板740的截面图。模板740构造为利于将冷却空气引通到燃烧器组件14的过渡件冷却通道74。模板740包括外部表面742、内部表面744和在外部表面742和内部表面744之间延伸的多个开口746。外部表面742成形且设计为大致匹配流动套筒58或冲击套筒68的部分的轮廓。
模板740可以安放在任何位置，然而，在热传递未确定、压力场大致变动、或预期有压力波动的地方，模板740特别有用。例如，图1图示定位在冲击套筒68的下游端附近的模板740。模板740使燃烧器组件14的操作者能够优化用于套筒106的部分的热传递、压力损失减少、或燃烧动态减少的一个。
模板740可以固定地联接或可移除地联接到套筒以导向冷却空气通过开口。开口746可以定尺寸为配合套环，例如套环86，或可以定位为配合翼片，例如翼片500和600(图11中所示)。翼片或定轮廓的套环可以装配到模板740以满足热传递、燃烧动态或压降的要求。
当燃烧器组件14的操作条件改变时，模板740使操作者能够再构造燃烧器组件14的冷却。例如，在联接到套环86或翼片500和600之外，在燃烧器组件试验或操作期间，开口746可以被覆盖或封闭。此外，开口746可以以网格模式排列，例如以两排，且排列为利于冷却燃烧器组件14、减少压力损失、和减轻燃烧动态的一个。
本发明也提供用于燃烧器组件的套筒。套筒包括限定在套筒中的多个翼片突出部，其中每个翼片突出部构造为引通冷却空气到燃烧器组件的冷却通道。每个翼片突出部包括一对在前缘处和后缘处联接在一起的相对的侧壁，和限定在翼片侧壁之间以引通冷却空气通过其的至少一个通路。该至少一个通路构造为以大致垂直于冷却通道中围绕翼片流动的空气方向的方向引导空气。
本发明也提供用于组装燃烧器组件的方法。该方法包括提供具有多个进口的至少一个套筒，且将至少一个翼片联接到限定在该至少一个套筒中的多个进口的至少一个上。翼片包括一对在前缘处和后缘处联接在一起的相对的侧壁，和在翼片侧壁之间形成以引通冷却空气的至少一个通路。冷却空气导向为大致垂直于在待冷却的燃烧器组件的部分中围绕翼片流动的空气方向流动。该方法也包括围绕待冷却的燃烧器组件的部分联接该至少一个套筒。
如在此使用的，以单数叙述且紧随“一”或“一个”的元件或步骤应当理解为并不排除多个所述元件或步骤，除非清楚叙述这样的排除。此外，参见本发明的“一个实施例”并不意味着解释为排除也合并所述特征的附加实施例的存在。
在此描述的为用于翼片、套筒和模板的实施例，其允许优化过渡件70和燃烧器衬垫60的冷却，从而有减少的温度梯度。类似地，本发明的实施例利于减少压力损失。此外，由于在此描述的套环、翼片和模板的一些是可移除的，如果进行燃烧过程的任何变化(例如载荷计划、着火温度、燃料等变化)，可以改变排列。
尽管在此描述的设备和方法在燃气涡轮发动机的燃烧器组件的上下文中描述，应当理解的是，设备和方法并不限于燃烧器组件或燃气涡轮发动机。类似地，图示的部件并不限于在此描述的具体实施例，但相反，翼片和套筒的部件能够从在此描述的其他部件独立且分离地使用。
尽管本发明已经关于不同具体实施例描述，本领域中的技术人员将认识到，本发明能够以在权利要求书的精神和范围内的修改实施。
零件列表
燃气涡轮发动机10
压缩机组件12
燃烧器组件14
涡轮机组件16
转子轴18
扩散器50
排气压力通风系统52
圆顶板54
燃料喷嘴56
流动套筒58
衬垫60
燃烧器室62
冷却通道64
进口66
下游端67
冲击套筒68
上游端69
过渡件70
过渡件冷却通道74
开口76
第一流动支线78
第二流动支线80
涡轮机喷嘴84
套环86
套筒106
通道107
翼片500
通路502
凸缘部分504
第二端部分540
端部分540
第一端部分541
前缘542
翅片部分543
尖端544
后缘546
端点548
线549
侧壁550
相对侧壁552
通道部分560
翼片600
凸缘部分604
第二端部分640
第一端部分641
前缘642
第一通路643
后缘644
第二通路645
凹口段648
线649
第一侧壁650
第二侧壁652
模板740
外部表面742
内部表面744
开口76

Claims (10)

1.一种用于燃烧器组件(14)的套筒，所述套筒包括限定在所述套筒中的多个翼片突出部，每个翼片突出部构造为将冷却空气引通到所述燃烧器组件的冷却通道(64)内，每个翼片突出部包括：
一对在前缘(542)处和后缘(546)处联接在一起的相对的侧壁(550、552)；和
限定在所述侧壁之间以引通冷却空气通过其的至少一个通路(502)，所述至少一个通路构造为以大致垂直于在所述冷却通道中围绕所述翼片(500、600)流动的空气方向的方向引导空气。
2.根据权利要求1所述的套筒，其中所述翼片突出部围绕延伸在所述相对的侧壁(550、552)之间的中心平面大致对称。
3.根据权利要求1所述的套筒，其中每个翼片突出部的所述前缘(542)为尖端形。
4.根据权利要求1所述的套筒，其中每个翼片突出部包括限定在所述一对相对的侧壁(550、552)之间的多个通路(643、645)。
5.根据权利要求4所述的套筒，其中用于每个翼片突出部的所述多个通路(643、645)的每个所述通路具有空气流方向，其中每个所述通路空气流方向与另一个平行。
6.根据权利要求4所述的套筒，其中每个翼片突出部包括延伸在所述多个通路(643、645)的两个之间的至少一个凹口部分(648)。
7.一种用于将冷却空气引通到燃烧器组件(14)的冷却通道(64)的翼片(500、600)，所述翼片包括：
一对在前缘(642)处和后缘(644)处联接在一起的相对的侧壁(550、552)，所述翼片围绕延伸在所述相对的侧壁之间的中心平面大致对称；
第一端部分(641)和第二端部分(640)，每个所述端部分大致垂直于所述相对的侧壁且延伸在其之间；和
至少一个通路(502)，以通过其引通冷却空气，所述至少一个通路限定在所述侧壁之间且从所述第一端部分延伸到所述第二端部分。
8.根据权利要求7所述的翼片(500、600)，其中所述前缘(642)为尖端形。
9.根据权利要求7所述的翼片(500、600)，其中所述翼片包括限定在所述一对相对的侧壁(550、552)之间的多个通路(643、645)。
10.根据权利要求9所述的翼片(500、600)，其进一步包括限定在所述多个通路(643、645)的两个之间的至少一个凹口部分(648)。
CN2008100013646A 2007-01-09 2008-01-09 翼片、套筒及用于组装燃烧器组件的方法 Active CN101220965B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/621,168 US8387396B2 (en) 2007-01-09 2007-01-09 Airfoil, sleeve, and method for assembling a combustor assembly
US11/621168 2007-01-09

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101220965A true CN101220965A (zh) 2008-07-16
CN101220965B CN101220965B (zh) 2012-05-02

Family

ID=39594446

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2008100013646A Active CN101220965B (zh) 2007-01-09 2008-01-09 翼片、套筒及用于组装燃烧器组件的方法

Country Status (4)

Country Link
US (1) US8387396B2 (zh)
JP (1) JP5178207B2 (zh)
KR (1) KR101437171B1 (zh)
CN (1) CN101220965B (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101852132A (zh) * 2009-03-30 2010-10-06 通用电气公司 热分离式环管型过渡件
CN104040259A (zh) * 2012-01-05 2014-09-10 西门子公司 用于燃气涡轮机的燃烧器的燃烧室
US9590472B2 (en) 2013-02-15 2017-03-07 Siemens Aktiengesellschaft Through flow ventilation system for a power generation turbine package

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100005804A1 (en) * 2008-07-11 2010-01-14 General Electric Company Combustor structure
GB2468669C (en) * 2009-03-17 2013-11-13 Rolls Royce Plc A flow discharge device
US20100269513A1 (en) * 2009-04-23 2010-10-28 General Electric Company Thimble Fan for a Combustion System
US20110265490A1 (en) * 2010-04-30 2011-11-03 Kevin Samuel Klasing Flow mixing vent system
DE102010051638A1 (de) * 2010-11-17 2012-05-24 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammer mit einer Kühlluftzuführvorrichtung
US8919127B2 (en) 2011-05-24 2014-12-30 General Electric Company System and method for flow control in gas turbine engine
US20140033726A1 (en) * 2012-08-06 2014-02-06 Wei Chen Liner cooling assembly for a gas turbine system
US20140041391A1 (en) * 2012-08-07 2014-02-13 General Electric Company Apparatus including a flow conditioner coupled to a transition piece forward end
CN105189928A (zh) * 2013-03-15 2015-12-23 联合工艺公司 增材制造挡板、覆盖物和模具
CN103267643A (zh) * 2013-05-10 2013-08-28 天津大学 一种用于定容燃烧弹的套筒
US11732892B2 (en) 2013-08-14 2023-08-22 General Electric Company Gas turbomachine diffuser assembly with radial flow splitters
WO2015047509A2 (en) * 2013-08-30 2015-04-02 United Technologies Corporation Vena contracta swirling dilution passages for gas turbine engine combustor
US20150159873A1 (en) * 2013-12-10 2015-06-11 General Electric Company Compressor discharge casing assembly
US9810430B2 (en) * 2013-12-23 2017-11-07 United Technologies Corporation Conjoined grommet assembly for a combustor
EP2955442A1 (en) * 2014-06-11 2015-12-16 Alstom Technology Ltd Impingement cooled wall arrangement
US9470421B2 (en) * 2014-08-19 2016-10-18 General Electric Company Combustor cap assembly
US9890954B2 (en) 2014-08-19 2018-02-13 General Electric Company Combustor cap assembly
US9964308B2 (en) 2014-08-19 2018-05-08 General Electric Company Combustor cap assembly
CN107002999A (zh) * 2014-12-01 2017-08-01 西门子公司 用于燃气涡轮发动机的具有可互换计量管的共振器
US9835333B2 (en) 2014-12-23 2017-12-05 General Electric Company System and method for utilizing cooling air within a combustor
EP3263840B1 (en) * 2016-06-28 2019-06-19 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
US10718224B2 (en) * 2017-10-13 2020-07-21 General Electric Company AFT frame assembly for gas turbine transition piece
DE102017125051A1 (de) * 2017-10-26 2019-05-02 Man Diesel & Turbo Se Strömungsmaschine
KR102051988B1 (ko) * 2018-03-28 2019-12-04 두산중공업 주식회사 이중관 라이너 내부 유동가이드를 포함하는 가스 터빈 엔진의 연소기, 및 이를 포함하는 가스터빈

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1550368A (en) 1975-07-16 1979-08-15 Rolls Royce Laminated materials
GB2017827B (en) * 1978-04-04 1983-02-02 Gen Electric Combustor liner cooling
JPS61192166U (zh) 1985-05-20 1986-11-29
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
CN1012444B (zh) * 1986-08-07 1991-04-24 通用电气公司 冲击冷却过渡进气道
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
US6000908A (en) * 1996-11-05 1999-12-14 General Electric Company Cooling for double-wall structures
GB2326706A (en) * 1997-06-25 1998-12-30 Europ Gas Turbines Ltd Heat transfer structure
JP2000146186A (ja) 1998-11-10 2000-05-26 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器
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
US6412268B1 (en) * 2000-04-06 2002-07-02 General Electric Company Cooling air recycling for gas turbine transition duct end frame and related method
DE10027833A1 (de) 2000-06-05 2001-12-13 Alstom Power Nv Verfahren zum Kühlen einer Gasturbinenanlage sowie Gasturbinenanlage zur Durchführung des Verfahrens
FR2826102B1 (fr) * 2001-06-19 2004-01-02 Snecma Moteurs Perfectionnements apportes aux chambres de combustion de turbine a gaz
EP1271056A1 (de) * 2001-06-20 2003-01-02 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbinen-Brennkammer und für diese vorgesehenes Verfahren zur Luftführung
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
US7415827B2 (en) * 2005-05-18 2008-08-26 United Technologies Corporation Arrangement for controlling fluid jets injected into a fluid stream
US20070151251A1 (en) * 2006-01-03 2007-07-05 Haynes Joel M Counterflow injection mechanism having coaxial fuel-air passages

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101852132A (zh) * 2009-03-30 2010-10-06 通用电气公司 热分离式环管型过渡件
CN101852132B (zh) * 2009-03-30 2014-08-20 通用电气公司 热分离式环管型过渡件
CN104040259A (zh) * 2012-01-05 2014-09-10 西门子公司 用于燃气涡轮机的燃烧器的燃烧室
CN104040259B (zh) * 2012-01-05 2016-07-06 西门子公司 用于燃气涡轮机的燃烧器的燃烧室
US9885480B2 (en) 2012-01-05 2018-02-06 Siemens Aktiengesellschaft Combustion chamber of a combustor for a gas turbine
US9590472B2 (en) 2013-02-15 2017-03-07 Siemens Aktiengesellschaft Through flow ventilation system for a power generation turbine package

Also Published As

Publication number Publication date
CN101220965B (zh) 2012-05-02
JP5178207B2 (ja) 2013-04-10
KR20080065551A (ko) 2008-07-14
KR101437171B1 (ko) 2014-09-03
US8387396B2 (en) 2013-03-05
US20080166220A1 (en) 2008-07-10
JP2008169837A (ja) 2008-07-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101220965B (zh) 翼片、套筒及用于组装燃烧器组件的方法
CN101082422B (zh) 用于燃气涡轮发动机燃料喷嘴的入口流动调节器
CN106948944B (zh) 燃气涡轮机的燃烧系统中的分级燃料和空气喷射
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
CN106979081B (zh) 燃气涡轮机的燃烧系统中的分级燃料和空气喷射
JP6138584B2 (ja) タービンエンジンに使用するための燃料注入組立体及びそれを組み立てる方法
JP4201524B2 (ja) 燃焼器、ガスタービンエンジンおよび燃焼器の組立方法
CN102788365B (zh) 用于涡轮机的燃烧室总成
JP4137500B2 (ja) 燃焼器、ガスタービンエンジンおよびエンジンの作動方法
CN102192525B (zh) 在燃烧室流动套筒中的成角度的叶片
CN102472493B (zh) 燃气轮机燃烧器及燃气轮机
US20080282667A1 (en) Method and apparatus to facilitate cooling turbine engines
US20100223931A1 (en) Pattern cooled combustor liner
EP2228602A2 (en) Combustor liner cooling system
JP4137502B2 (ja) ガスタービンエンジンの作動方法、燃焼器およびガスタービンエンジン
CN106066048B (zh) 预混引导喷嘴
JP6450529B2 (ja) ディフューザ・ストラット・フェアリング
CN101349425A (zh) 用于冷却低NOx燃烧器中的燃烧室/文丘里管的装置/方法
CN104053883B (zh) 混合用于在燃气涡轮发动机内燃烧的燃烧反应物的方法
JP2011007479A (ja) ガスタービンエンジン内のベーンスワール角を低減させる方法及びシステム
CN102644935A (zh) 用于涡轮发动机中的燃烧器组件及其制造方法
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
JP2017145824A (ja) 交差穴を有する翼形部
CN103047681A (zh) 燃气涡轮机燃烧室组件的环形流动调节构件
CN102251857B (zh) 用于冷却涡轮机燃烧器过渡件的系统

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
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20240103

Address after: Swiss Baden

Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York, United States

Patentee before: General Electric Co.