CN102213429B - 燃烧器衬套螺旋冷却装置 - Google Patents
燃烧器衬套螺旋冷却装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN102213429B CN102213429B CN201110093325.5A CN201110093325A CN102213429B CN 102213429 B CN102213429 B CN 102213429B CN 201110093325 A CN201110093325 A CN 201110093325A CN 102213429 B CN102213429 B CN 102213429B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- raceway groove
- downstream end
- length
- combustion liner
- combustion
- 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
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title abstract description 22
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims abstract description 32
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 110
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 21
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 18
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 18
- 230000035515 penetration Effects 0.000 claims 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 28
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 26
- 230000004323 axial length Effects 0.000 description 9
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 8
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 8
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 description 5
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 3
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 238000000354 decomposition reaction Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 2
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 239000000112 cooling gas Substances 0.000 description 1
- 208000002925 dental caries Diseases 0.000 description 1
- 238000007599 discharging Methods 0.000 description 1
- 238000005530 etching Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 1
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000003801 milling Methods 0.000 description 1
- 239000003345 natural gas Substances 0.000 description 1
- 230000000630 rising effect Effects 0.000 description 1
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 description 1
- 238000005728 strengthening Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F23M5/00—Casings; Linings; Walls
- F23M5/08—Cooling thereof; Tube walls
- F23M5/085—Cooling thereof; Tube walls using air or other gas as the cooling medium
-
- 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
- F23R3/002—Wall structures
-
- 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
- F23R2900/03043—Convection cooled combustion chamber walls with means for guiding the cooling air flow
-
- 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
- F23R2900/03045—Convection cooled combustion chamber walls provided with turbolators or means for creating turbulences to increase cooling
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Gas Burners (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
本发明涉及燃烧器衬套螺旋冷却装置。具体而言，提供了一种燃烧器衬套(34)。该燃烧器衬套(34)可包括上游部分(51)和下游端部(52)。上游部分(51)可具有半径(R1)和沿大致纵轴线(58)的长度(L1)。下游端部(52)可具有半径(R2)和沿大致纵轴线(58)的长度(L2)。下游端部(52)可限定多个沟道(56)。该多个沟道(56)中的各个均螺旋地延伸通过下游端部(52)的长度(98)。该多个沟道(56)中的各个均可构造成用以使空气流(84)经由其流过，从而冷却下游端部(52)。
Description
技术领域
本文所公开的主题主要涉及燃气轮机系统，并且更具体地涉及用于冷却燃气轮机系统的燃烧器中的燃烧器衬套的装置。
背景技术
燃气轮机系统广泛地用于诸如动力生成(或发电)的领域。常规燃气轮机系统包括压缩机、燃烧器和涡轮。在燃气轮机系统的操作期间，系统中的各种构件经受高温流，这可导致构件损坏。由于较高温度的流动通常导致燃气轮机系统性能、效率和功率输出的提高，故经受高温流的构件必须进行冷却以容许燃气轮机系统在升高的温度下操作。
应当冷却的一种燃气轮机系统构件为燃烧器衬套。当由空气燃料混合物在燃烧器内燃烧所引起的高温流引导穿过燃烧器时，该高温流加热燃烧器衬套，这可导致燃烧器衬套损坏。具体而言，燃烧器衬套的下游端部，其在许多燃烧器中通常相比于燃烧器衬套具有更小的半径，可能为燃烧器衬套的寿命有限区段，该区段可能由于暴露在高温流中而损坏。因此，为了延长燃烧器衬套的寿命，必须对下游端部进行冷却。
本领域中公知有用于冷却燃烧器衬套的各种策略。例如，从压缩机经由燃料喷嘴提供到燃烧器中的部分空气流可虹吸到限定在燃烧器衬套下游端部中的线性轴向沟道(或槽道，channel)中。当空气流经引导沿热气体流动的方向穿过轴向沟道时，该空气流可冷却下游端部。然而，由轴向沟道内的空气流冷却下游端部通常受限于燃烧器衬套下游端部的长度，其限定轴向沟道的长度。因此，轴向沟道可限制空气流对下游端部冷却的有效性。
因此，本领域中期望有一种燃烧器衬套冷却装置。例如，一种用以冷却燃烧器衬套下游端部的装置可能是有优势的。进一步而言，一种燃烧器衬套的下游端部可能是有优势的，其具有超过下游端部的长度的冷却沟道，从而加强对下游端部的冷却。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下说明中部分地阐述，或可根据该说明而清楚，或可通过实施本发明而理解到。
在一个实施例中，提供了一种燃烧器衬套。该燃烧器衬套可包括上游部分和下游端部。上游部分可具有半径和沿大致纵轴线的长度。下游端部可具有半径和沿该大致纵轴线的长度。下游端部可限定多个沟道。该多个沟道中的各个均可螺旋地延伸通过下游端部的长度。该多个沟道中的各个均可构造成用以使空气流经由其通过，从而冷却下游端部。
参照以下说明和所附权利要求，本发明的这些及其它特征、方面和优点将会得到更好的理解。并入本说明书中且构成其一部分的附图示出了本发明的实施例，并结合说明一起用于阐述本发明的原理。
附图说明
在参照附图的以下说明书中，针对本发明的普通技术人员阐明了本发明包括其最佳模式的完整和能够实现的公开内容，在附图中：
图1为燃气轮机系统的简图；
图2为本公开内容的燃气轮机系统的各种构件的一个实施例的侧剖面视图；
图3为本公开内容的燃烧器的各种构件的一个实施例的分解透视图；
图4为图3中线4-4内的本公开内容的燃烧器衬套的一个实施例的局部透视图；
图5为图2中的线5-5内的本公开内容的燃烧器的各种构件的一个实施例的局部截面视图；
图6为沿图5中的线6-6截取的本公开内容的沟道的一个实施例的局部截面视图；
图7为沿图5中的线7-7截取的本公开内容的沟道的另一个实施例的局部截面视图；
图8为本公开内容的燃烧器衬套的另一个实施例的局部透视图；以及
图9为本公开内容的燃烧器衬套的又一个实施例的局部透视图。
零件清单
10燃气轮机系统
12压缩机
14燃烧器
16涡轮
18轴
20燃料喷嘴
22供给燃料
29扩散器
30盖板
31排放仓室(plenum)
32流动套筒
34燃烧器衬套
36空气流通路
38燃烧室
39热气体通路
40入口
41旁通开口
42冲击套筒
43空气流部分
44安装凸缘
46过渡件
47空气流通路
48入口
50过渡件腔体
51上游部分
52下游端部
54环形包覆件(wrapper)
56沟道
58纵轴线
60涡轮喷嘴
62分隔部件
66密封环
68入口通道
72空气流
73热气流
74下游端
76部件
78上游端
84空气流部分
90宽度
92侧壁
94深度
95沟道表面
96表面特征(或器件，feature)
98长度
L1长度
L2长度
R1半径
R2半径
具体实施方式
现将详细地参照本发明的实施例，其中的一个或多个实例在附图中示出。各实例均是以阐述本发明的方式来提供的，而并不限制本发明。实际上，本领域普通技术人员将清楚的是，在不脱离本发明的范围或精神的情况下，可在本发明中进行各种修改和变型。例如，示为或描述为一个实施例的一部分的特征可结合另一个实施例来使用，以产生又一个实施例。因此，期望的是，本发明涵盖归入所附权利要求及其等同物的范围内的这些修改和变型。
图1为燃气轮机系统10的简图。系统10可包括压缩机12、燃烧器14、涡轮16以及燃料喷嘴20。进一步而言，系统10可包括多个压缩机12、燃烧器14、涡轮16以及燃料喷嘴20。压缩机12和涡轮16可由轴18联接。轴18可为单个轴，或联接在一起以形成轴18的多个轴区段。
燃气轮机系统10可使用液体或气体燃料，如天然气或富氢合成气，以使系统10运转。例如，燃料喷嘴20可引入供给燃料22和来自于压缩机12的排放仓室31的空气流72(见图2)，使供给燃料22与空气流72相混合来产生空气燃料混合物，以及将空气燃料混合物排放到燃烧器14中。由燃烧器14接收的空气燃料混合物可在燃烧器14内的燃烧室38中燃烧，从而产生热的加压排出气体或热气流73。燃烧器14可经由燃烧器14内的热气体通路39将热气流73引导到涡轮16中。随着热气流73经过涡轮16，涡轮16可促使轴18旋转。轴18可连接到涡轮系统10的各种构件上，包括压缩机12。因此，轴18的旋转可导致压缩机12操作，从而压缩空气流72。
因此，在操作中，空气流72可进入涡轮系统10中，且在压缩机12中加压。空气流72然后可与供给燃料22相混合以在燃烧器14内燃烧。例如，燃料喷嘴20可将燃料空气混合物以适于最佳燃烧、排放、燃料消耗和功率输出的比例喷射到燃烧器14中。燃烧可产生热气流73，该热气流73可经由燃烧器14提供至涡轮16。
如图2中所示，燃烧器14通常流体地联接到压缩机12和涡轮16上。压缩机12可包括彼此流体连通地联接的扩散器29和排放仓室31，以便于将空气引导至燃烧器14。例如，在压缩机12中压缩之后，空气流72可流经扩散器29并提供至排放仓室31。然后，空气流72可从排放仓室31经由燃料喷嘴20流至燃烧器14。
燃烧器14可包括位于燃烧器14上游端处的盖板30。盖板30可至少部分地支承燃料喷嘴20并提供通路，经由该通路，空气流72和供给燃料22可经引导通向燃料喷嘴20。
燃烧器14可包括构造成有助于空气流72的中空环形壁。例如，燃烧器14可包括设置在流动套筒32内的燃烧器衬套34。如图2中所示，燃烧器衬套34和流动套筒32的布置为大致同心的，且可在其间限定环形通道或空气流通路36。在一些实施例中，流动套筒32和燃烧器衬套34可限定燃烧器14的第一或上游中空壁。流动套筒32可包括多个入口40，该入口40提供用于至少一部分空气流72从压缩机12经由排放仓室31进入环形通道或空气流通路36的流动通路。换言之，流动套筒32可采用开口的模式(pattern)进行穿孔，以限定穿孔的环形壁。燃烧器衬套34的内部可限定大致圆柱形或环形的燃烧室38，且至少部分地限定热气体通路39，热气流73可经引导穿过该热气体通路39。
在燃烧器衬套34和流动套筒32的下游，冲击套筒42可联接到流动套筒32上。流动套筒32可包括构造成用以接收冲击套筒42的一部分的安装凸缘44。过渡件46可设置在冲击套筒42内，使得冲击套筒42包绕过渡件46。冲击套筒42和过渡件46的同心布置可在其间限定环形通道或空气流通路47。冲击套筒42可包括多个入口48，其可提供用于至少一部分空气流72从压缩机12经由排放仓室31进入空气流通路47的流动通路。换言之，冲击套筒42可采用开口的模式进行穿孔来限定穿孔的环形壁。过渡件46的内部腔体50还可限定热气体通路39，来自于燃烧室38的热气流73可经由该热气体通路39引导到涡轮16中。
如图所示，空气流通路47流体地联接到空气流通路36上。因此，空气流通路47和36共同限定一空气流通路，该空气流通路构造成用以将来自于压缩机12和排放仓室31的空气流72提供至燃料喷嘴20，同时还冷却燃烧器14。
过渡件46可联接到燃烧器衬套34上，大致围绕下游端部52。环形包覆件54和密封环66可设置在下游端部52与过渡件46之间。密封环66可提供燃烧器衬套34与过渡件46之间的密封。例如，密封环66可将环形包覆件54的外表面密封至过渡件46的内表面。
如上文所述，涡轮系统10在操作中可引入空气流72，且将空气流72提供至压缩机12。由轴18驱动的压缩机12可旋转和压缩空气流72。压缩的空气流72然后可排放到扩散器29中。于是，大多数的压缩空气流72可从压缩机12排放，经由扩散器29，穿过排放仓室31并进入燃烧器14中。此外，压缩空气流72的小部分(未示出)可向下游引导来用于冷却涡轮发动机10的其它构件。
排放仓室31内的一部分压缩空气可经由入口48进入空气流通路47中。空气流通路47中的空气流72然后可经由空气流通路36向上游引导，使得空气流经引导通过燃烧器衬套34的下游端部52。因此，空气流通路由空气流通路47(由冲击套筒42和过渡件46形成)和空气流通路36(由流动套筒32和燃烧器衬套34形成)沿上游方向限定。
沿上游方向流动的一部分空气流72可从空气流通路47穿过环形包覆件54引导至燃烧器衬套34的下游端部52。例如，由环形包覆件54限定的多个入口通道68(见图3和图5)可提供穿过环形包覆件54通向下游端部52的流动通路。
未经引导穿过环形包覆件54的空气流72可继续向上游朝盖板30和燃料喷嘴20流动经过空气流通路36。因此，空气流通路36可从空气流通路47和入口40二者接收空气流72。如图2中所示，空气流通路36内的空气流72的一部分43可经引导进入燃烧器衬套34上的一个或多个旁通开口41中。旁通开口41可沿径向延伸穿过燃烧器衬套34，且提供进入燃烧室38中的直接流动通路，该通路绕过限定在下游端部52中的沟道56。经由旁通开口41流入燃烧室38中的空气流43可提供沿燃烧器衬套34内表面的冷却膜。穿过空气流通路36的剩余空气流72然后可朝燃料喷嘴20向上游引导，其中，空气流72可与供给燃料22混合，且在燃烧室38内点燃以产生热气流73。热气流73可沿热气体通路39穿过燃烧室38引导进入过渡件腔体50中并穿过涡轮喷嘴60通向涡轮16。
图3示出了本公开内容的燃烧器14的各种构件的一个实施例的分解透视图。具体而言，图3意图提供对燃烧器衬套34、环形包覆件54和过渡件46之间关系的更好理解。如图所示，燃烧器衬套34可包括上游部分51和下游端部52。上游部分51可在沿纵轴线58测量时具有轴向长度L1。下游端部52可在沿纵轴线58测量时具有轴向长度L2。在所示的实施例中，燃烧器衬套34上游部分51的半径R1可大于燃烧器衬套34下游端部52的半径R2。然而，在其它实施例中，半径R1和R2可为相等的，或半径R2可大于半径R1。此外，应理解的是，半径R1和R2可分别贯穿上游部分51和下游端部52的长度L1和L2或贯穿长度L1和L2的一部分为渐缩形。例如，半径R1和R2可沿热气流73或空气流84的方向贯穿长度L1和L2或贯穿长度L1和L2的一部分减小，这将在下文中详细地描述。作为备选，半径R1和R2可沿热气流73或空气流84的方向贯穿长度L1和L2或贯穿长度L1和L2的一部分扩大。此外，半径R1可为渐缩的，而R2保持恒定，或R2可为渐缩的，而R1保持恒定。
燃烧器衬套34下游端部52的长度L2可总体上小于燃烧器衬套34上游部分51的长度L1。此外，在一个实施例中，下游端部52的长度L2可为燃烧器衬套34总长度(L1+L2)的大约10％至20％。然而，应当认识到的是，在其它实施例中，长度L2可大于燃烧器衬套34总长度的20％或小于燃烧器衬套34总长度的10％。例如，在其它实施例中，下游端部52的纵向长度L2可至少小于燃烧器衬套34总长度的大约5％、10％、15％、20％、25％、30％或35％。
环形包覆件54可构造成大致围绕下游端部52以伸缩、同轴或同心重叠的关系与燃烧器衬套34相配合。过渡件46可联接到燃烧器衬套34上，大致围绕下游端部52和环形包覆件54。密封环66可设置在环形包覆件54与过渡件46之间以便于联接。例如，密封环66可提供燃烧器衬套34与过渡件46之间的密封。如图所示，环形包覆件54可限定大致位于环形包覆件54上游端附近的多个入口通道68。在所示的实施例中，入口通道68描绘为沿周向(相对于轴线58)围绕环形包覆件54的上游端且沿径向贯穿其延伸的多个开口。然而，应当理解的是，入口通道68可限定为任何布置和限定在环形包覆件54上的任何位置处。由入口通道68限定的开口可包括例如开孔、槽口或开孔和槽口的组合。此外，由入口通道68限定的开口可为本领域中公知的任何开口或通道。此外，入口通道68可具有大约0.01、0.02、0.03、0.04、0.05、0.06、0.07、0.08、0.09或0.10英寸，或在其它实施例中小于0.01英寸或大于0.10英寸。
入口通道68可构造成用以将空气流72的一部分84(见图5)提供至燃烧器衬套34的下游端部52。此外，环形包覆件54的内表面55和限定在下游端部52中的沟道56可形成用以接收经由入口68提供的空气流84的通道。例如，在一个实施例中，各入口68均可通过转移经由空气流通路36和47向上游朝燃料喷嘴20流动的空气流72的一部分通向限定在下游端部52中的相应沟道56来供送空气流84。随着通常比燃烧室38内的热气体通路39中的热气流73温度更冷的空气流84流入并穿过沟道56，热量可传递远离燃烧器衬套34的下游端部52，从而冷却下游端部52和燃烧器衬套34。燃烧器衬套34还可包括旁通开口41，如上文所述，该旁通开口41可提供沿燃烧器衬套34内表面的冷却膜，从而提供对燃烧器衬套34的附加隔离(或绝热)。
图4为图3中的弧形线4-4所限定的圆形区域内的燃烧器衬套34的下游端部52的局部透视图。燃烧器衬套34的下游端部52可限定多个沟道56。该多个沟道56可沿周向围绕燃烧器衬套34的下游端部52布置。在一个实施例的示例性方面，多个沟道56可螺旋地延伸通过下游端部52的长度L2。例如，多个沟道56可螺旋地延伸通过下游端部的大致整个长度L2。然而，作为备选，沟道56可螺旋地延伸通过下游端部52长度L2的仅一部分，如图8中所示。此外，应当理解的是，多个沟道56可螺旋地延伸通过大致整个长度L2，而其它沟道56可仅延伸通过长度L2的一部分。
多个沟道56中的各个均可构造成用以使空气流84经由其通过，从而冷却下游端部52。例如，沟道56可限定彼此大致平行的流动通路，该流动通路相对于长度L2和燃烧器衬套34的纵轴线58螺旋地延伸。在一个实施例中，沟道56可通过移除下游端部52外表面的一部分而形成，使得各沟道56为处于相邻升高的分隔部件62之间的凹槽。因此，沟道56可通过围绕下游端部52的圆周交替的螺旋槽和螺旋分隔部件62而限定。如将认识到的那样，沟道56可使用任何适合的技术形成，举例来说，例如铣磨、铸造、模制或激光蚀刻/切割。
在一个实施例的示例性方面，多个沟道56中的各个均具有长度98，其大于下游端部52的轴向长度L2。例如，沟道56可具有大约4、8、12或16英寸的长度98。然而，在其它实施例中，沟道56可具有大于16英寸或小于4英寸的长度98。然而，下游端部52的轴向长度L2可为大约3、6、9或12英寸。然而，在其它实施例中，轴向长度L2可大于12英寸或小于3英寸。然而，作为备选，多个沟道56中的各个均可具有大致等于或小于下游端部52轴向长度L2的长度98。此外，应当理解的是，沟道中的多个可具有大于轴向长度L2的长度98，而其它的则具有大致等于或小于该轴向长度的长度98。
如图6中所示，多个沟道56中的各个均可具有宽度90。例如，在一个实施例中，沟道56可分别具有大约0.25英寸、0.5英寸、0.75英寸或1英寸的宽度90。在其它实施例中，宽度90可小于0.25英寸或大于1英寸。此外，在一个实施例中，各沟道56的宽度90均可贯穿沟道长度98为大致恒定的。然而，在另一个实施例中，各沟道56的宽度90可为渐缩的。例如，如图9中所示，各沟道56的宽度90可贯穿沟道56的长度98沿通过沟道56的空气流84方向减小。作为备选，各沟道56的宽度90可贯穿沟道56的长度98沿通过沟道56的空气流84方向扩大。
多个沟道56中的各个还可具有深度94。在一个实施例中，例如，沟道56的深度94可为大约0.05英寸、0.10英寸、0.15英寸、0.20英寸、0.25英寸或0.30英寸。在其它实施例中，沟道56的深度94可小于0.05英寸或大于0.30英寸。此外，在一个实施例中，各沟道56的深度94均可贯穿沟道的长度98为大致恒定的。然而，在另一个实施例中，各沟道56的深度94可为渐缩的。例如，各沟道56的深度94可贯穿沟道56的长度98沿通过沟道56的空气流84方向减小。作为备选，各沟道56的深度94可贯穿沟道56的长度98沿通过沟道56的空气流84方向扩大。
旁通开口41可将空气流43直接提供到燃烧室38中，从而沿燃烧器衬套34的内表面提供附加的冷却膜，由此进一步加强对燃烧器衬套34的冷却。在一个实施例中，例如，旁通开口41可具有大约0.01英寸、0.02英寸、0.03英寸、0.04英寸、0.05英寸、0.06英寸、0.07英寸、0.08英寸、0.09英寸或0.10英寸的直径，或在其它实施例中，具有小于0.01英寸或大于0.10英寸的直径。
现在参看图5，示出了由图2中的弧形线5-5限定的圆形区域内的燃烧器14的局部截面侧视图。具体而言，图5更为详细地示出了的空气流84，其从入口通道68引入并通过限定在燃烧器衬套34的下游端部52上的沟道56，从而冷却下游端部52。如上文所述，由压缩机12排放的空气流72可经由入口48接收在由冲击套筒42和过渡件46所限定的空气流通路47中。在本实施例中，入口48为圆形开孔，但在其它实施方式中，入口48可为槽口，或其它几何形状的开孔和槽口的组合。当空气流通路47内的空气流72相对于热气体通路39方向向上游引导时，大多数空气流72排放到由流动套筒32与燃烧器衬套34所限定的空气流通路36中。如上文所述，流动套筒32可包括位于下游端74处的安装凸缘44，其构造成用以接收从冲击套筒42上游端78沿径向向外延伸的部件76，从而流体地联接流动套筒32和冲击套筒42。除从空气流通路47接收空气流72之外，空气流通路36还可经由入口40从排放仓室31接收部分空气流72。因此，空气流通路36内的空气流72可包括从环形通道47排放的空气流72和流经入口40的空气流72。因此，相对于热气体通路39向上游引导的空气流通路由空气流通路36和47限定。此外，应当理解的是，类似于冲击套筒42上的入口48，入口40也可包括各种形状的开孔、槽口或它们的组合。
尽管流经空气流通路47的大多数空气流72排放到空气流通路36中，但空气流72的一部分84可提供至燃烧器衬套34的下游端部52。例如，当空气流72流经燃烧器14、排放仓室31和空气流通路36和47时，入口通道68可构造成用以接收来自燃烧器14、排放仓室31和空气流通路36和47的空气流72的至少一部分84，如上文所述。入口通道68可将该部分空气流84提供至燃烧器衬套34的下游端部52。如上文所述，空气流72的该部分84可从入口通道68引导通过燃烧器衬套34下游端部52上的沟道56，从而冷却下游端部52。尽管图5中的截面视图中仅示出了一个沟道56，但应当理解的是，类似的空气流方案可应用于下游端部52上的各个沟道56。在一个实施例中，引入并通过围绕下游端部52的沟道56的总空气流84可代表供送至燃烧器14的总空气流72的大约1％、2％、3％、4％、5％、6％、7％、8％、9％或10％。在其它实施例中，引入沟道56中的总空气流84可大于供送至燃烧器14的总空气流72的10％或小于供送至燃烧器14的总空气流72的1％。
如上文所述，提供至沟道56的空气流84通常可比燃烧室38内的热气体通路39中的热气流73更冷。因此，当空气流84流过沟道56时，热量可传递远离燃烧器衬套34，尤其是燃烧器衬套34的下游端部52。举例来说，用于冷却燃烧器衬套34的机理可为由空气流84与下游端部52外表面之间的接触所引起的强制对流热传递，这可包括限定沟道56的槽和分隔部件62，如上文所述。冷却空气84可沿大致螺旋的方向流过沿下游端部52长度的沟道56。由于空气84沿大致螺旋的方向流过沟道56，且由于沟道56的长度总体上长于下游端部52的轴向长度L2，故空气流84在沟道56内的停留时间会增加，从而导致对下游端部52的冷却加强。空气流84然后可离开沟道56，从而排放到过渡件腔体50中。空气流84然后可引向热气流73且与其混合，其中，热气流73从燃烧室38经由热气体通路39向下游流经过渡件腔体50。
此外，图5示出了使用多组旁通开口41。例如，回来参看图3和图4中所示的实施例，示出了沿周向围绕燃烧器衬套34设置的单组旁通开口41。如图5中所示，三组这样的沿轴向间隔开的旁通开口41可用于冷却燃烧器衬套34。即是说，图5的截面视图中所示的各旁通开口可对应于沿周向围绕燃烧器衬套34布置的相应一组旁通开口。来自于空气流通路36的空气流72的一部分43可经由各旁通开口41流入燃烧室38中。如上文所述，该空气流43可提供冷却膜，从而进一步改善燃烧器衬套34与燃烧室38内热气流73的隔离(或绝热)。应当理解的是，成组的旁通开口41不限于一组或三组，而是可为两组、四组或任何其它数目或多个的组。
如图6中所示，在一个实施例中，本公开内容的多个沟道56中的各个均可具有大致平滑的表面，如大致平滑的沟道表面95和侧壁92。例如，各沟道56的沟道表面95和侧壁92可大致或完全没有凸起、凹陷或表面构造(texture)。当空气流84沿大致向下游的方向流过沟道56且接触各沟道56的沟道表面95和侧壁92时，热量可通过强制对流冷却传递远离燃烧器衬套34，特别是燃烧器衬套34的下游端部52。
如图7所示，在备选实施例中，本公开内容的多个沟道56中的各个均可具有表面，如沟道表面95和侧壁92，其包括多个表面特征96。表面特征96可为从沟道表面95或侧壁92伸出的分立凸起。例如，表面特征可包括翼形凸起、圆柱形凸起、环形凸起、人字形凸起、形成在沟道56内的交叉槽之间的升高部分，或它们的一些组合，以及任何其它适合的几何形状。应当认识到的是，表面特征96的尺寸可选择成用以优化冷却，同时满足沟道56的几何约束。表面特征96还可通过增大冷却空气流84在流过沟道56时可与其接触的下游端部52的表面面积来增强对燃烧器衬套34的强制对流冷却。因此，当空气流84流过沟道56且接触表面特征96时，传递远离燃烧器衬套34的热量可相比于图6所示实施例中的更大。此外，尽管当前示出的实施例示出了仅形成在沟道表面95上的表面特征96，但在其它实施例中，表面特征96可仅形成在沟道56的侧壁92上，或形成在沟道56的表面95和侧壁92两者上。
本书面说明使用了包括最佳模式的实例来公开本发明，且还使本领域普通技术人员能够实施本发明，包括制作和使用任何装置或系统以及执行任何所结合的方法。本发明可取得专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域普通技术人员所构思出的其它实例。如果这些其它实例包括与权利要求的字面语言并无不同的结构元件，或者这些其它实例包括与权利要求的字面语言无实质差别的同等结构元件，则认为这些其它实例落在权利要求的范围内。
Claims (20)
1.一种燃烧器衬套，包括：
上游部分，其具有半径和沿大致纵轴线的长度，所述上游部分限定多个旁通开口；以及
下游端部，其具有半径和沿所述大致纵轴线的长度，所述下游端部从所述多个旁通开口在空气流方向上向下游延伸，所述下游端部的外表面限定多个沟道，所述多个沟道中的各个仅被限定在所述下游端部且均螺旋地延伸通过所述下游端部的长度，
其中，所述多个沟道中的各个均构造成用以使空气流经由其流过，从而冷却所述下游端部；以及
其中，所述下游端部的至少一部分的所述半径小于所述上游部分的所述半径。
2.根据权利要求1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述多个沟道中的各个均螺旋地延伸通过所述下游端部的大致整个长度。
3.根据权利要求1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述多个沟道中的各个均螺旋地延伸通过所述下游端部的长度的的仅一部分。
4.根据权利要求1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述多个沟道中的各个的长度均大于所述下游端部的长度。
5.根据权利要求1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述多个沟道中的各个均具有一定宽度，以及其中，所述多个沟道中的各个的所述宽度贯穿所述沟道的长度为大致恒定的。
6.根据权利要求5所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述沟道中的各个的所述宽度处于大约0.25英寸至大约1英寸的范围中。
7.根据权利要求1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述多个沟道中的各个均具有一定宽度，以及其中，所述多个沟道中的各个的所述宽度贯穿所述沟道的长度沿通过所述沟道的所述空气流的方向减小。
8.根据权利要求1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述多个沟道中的各个均具有大致平滑的表面。
9.根据权利要求1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述多个沟道中的各个均具有包括多个表面特征的表面。
10.根据权利要求1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述多个沟道中的各个均具有一定深度，以及其中，所述多个沟道中的各个的所述深度贯穿所述沟道的长度为大致恒定的。
11.根据权利要求10所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述深度处于大约0.05英寸至大约0.3英寸的范围中。
12.根据权利要求11所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述多个沟道中的各个均具有一定深度，以及其中，所述多个沟道中的各个的所述深度贯穿所述沟道的长度沿通过所述沟道的所述空气流的方向减小。
13.根据权利要求1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述多个沟道中的各个的所述长度处于大约4英寸至大约16英寸的范围中。
14.根据权利要求1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述下游端部的长度处于大约3英寸至大约12英寸的范围中。
15.根据权利要求11所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述下游端部的长度小于所述上游部分的长度。
16.根据权利要求1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述下游端部的半径总体上小于所述上游部分的半径。
17.根据权利要求1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述下游端部的半径贯穿所述下游端部的长度沿通过所述多个沟道的所述空气流的方向减小。
18.根据权利要求1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述下游端部的半径贯穿所述上游部分的所述长度的一部分沿通过所述多个沟道的所述空气流的方向减小。
19.一种燃烧器，包括：
至少部分地限定热气体通路的燃烧器衬套，所述燃烧器衬套包括上游部分和下游端部，所述上游部分限定多个旁通开口，所述上游部分和所述下游端部均具有半径和沿大致纵轴线的长度，所述下游端部从所述多个旁通开口在空气流方向上向下游延伸，其中，所述下游端部的至少一部分的所述半径小于所述上游部分的所述半径；
过渡件，所述过渡件联接到所述燃烧器衬套上并且还限定所述热气体通路；
设置在所述燃烧器衬套和所述过渡件之间的环形包覆件，所述环形包覆件限定多个入口通道，所述多个入口通道构造成用以将空气流提供至所述燃烧器衬套的下游端部，
其中，所述燃烧器衬套的下游端部的外表面限定多个沟道，所述多个沟道中的各个仅被限定在所述下游端部且均螺旋地延伸通过所述下游端部的长度，并且其中，所述空气流从所述入口通道引导通过所述多个沟道，从而冷却所述下游端部。
20.根据权利要求19所述的燃烧器，其特征在于，所述多个沟道中的各个的长度均大于所述下游端部的长度。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US12/757610 | 2010-04-09 | ||
| US12/757,610 US8590314B2 (en) | 2010-04-09 | 2010-04-09 | Combustor liner helical cooling apparatus |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN102213429A CN102213429A (zh) | 2011-10-12 |
| CN102213429B true CN102213429B (zh) | 2015-05-20 |
Family
ID=44227893
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201110093325.5A Active CN102213429B (zh) | 2010-04-09 | 2011-04-08 | 燃烧器衬套螺旋冷却装置 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8590314B2 (zh) |
| EP (1) | EP2375156B1 (zh) |
| JP (1) | JP6190567B2 (zh) |
| CN (1) | CN102213429B (zh) |
Families Citing this family (27)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8647053B2 (en) * | 2010-08-09 | 2014-02-11 | Siemens Energy, Inc. | Cooling arrangement for a turbine component |
| US8813501B2 (en) * | 2011-01-03 | 2014-08-26 | General Electric Company | Combustor assemblies for use in turbine engines and methods of assembling same |
| US9249977B2 (en) * | 2011-11-22 | 2016-02-02 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Combustor with acoustic liner |
| US9506359B2 (en) | 2012-04-03 | 2016-11-29 | General Electric Company | Transition nozzle combustion system |
| US9145778B2 (en) | 2012-04-03 | 2015-09-29 | General Electric Company | Combustor with non-circular head end |
| US9222672B2 (en) * | 2012-08-14 | 2015-12-29 | General Electric Company | Combustor liner cooling assembly |
| US9212823B2 (en) * | 2012-09-06 | 2015-12-15 | General Electric Company | Systems and methods for suppressing combustion driven pressure fluctuations with a premix combustor having multiple premix times |
| US9528701B2 (en) * | 2013-03-15 | 2016-12-27 | General Electric Company | System for tuning a combustor of a gas turbine |
| EP2837887B1 (en) * | 2013-08-15 | 2019-06-12 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Combustor of a gas turbine with pressure drop optimized liner cooling |
| JP6239938B2 (ja) * | 2013-11-05 | 2017-11-29 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン燃焼器 |
| EP2927591A1 (de) * | 2014-03-31 | 2015-10-07 | Siemens Aktiengesellschaft | Kühlring und Gasturbinenbrenner mit einem solchen Kühlring |
| WO2016036381A1 (en) * | 2014-09-05 | 2016-03-10 | Siemens Energy, Inc. | Combustor arrangement including flow control vanes |
| CN104296160A (zh) * | 2014-09-22 | 2015-01-21 | 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 | 一种具有冷却功能的燃气轮机燃烧室的导流衬套 |
| CN104359126B (zh) * | 2014-10-31 | 2017-09-15 | 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 | 一种燃气轮机燃烧室火焰筒的交错式冷却结构 |
| JP6223954B2 (ja) | 2014-12-02 | 2017-11-01 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 燃焼器及びガスタービン |
| US10253690B2 (en) * | 2015-02-04 | 2019-04-09 | General Electric Company | Turbine system with exhaust gas recirculation, separation and extraction |
| US10316746B2 (en) * | 2015-02-04 | 2019-06-11 | General Electric Company | Turbine system with exhaust gas recirculation, separation and extraction |
| KR101863779B1 (ko) | 2017-09-15 | 2018-06-01 | 두산중공업 주식회사 | 라이너 냉각을 촉진하는 나선형 구조 및 이를 포함하는 가스 터빈용 연소기 |
| EP3486431B1 (en) * | 2017-11-15 | 2023-01-04 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Hot gas path component for a gas turbine engine and a gas turbine engine comprising the same |
| US11859818B2 (en) * | 2019-02-25 | 2024-01-02 | General Electric Company | Systems and methods for variable microchannel combustor liner cooling |
| US11692488B2 (en) | 2020-11-04 | 2023-07-04 | Delavan Inc. | Torch igniter cooling system |
| US11473505B2 (en) * | 2020-11-04 | 2022-10-18 | Delavan Inc. | Torch igniter cooling system |
| US11421602B2 (en) | 2020-12-16 | 2022-08-23 | Delavan Inc. | Continuous ignition device exhaust manifold |
| US12092333B2 (en) | 2020-12-17 | 2024-09-17 | Collins Engine Nozzles, Inc. | Radially oriented internally mounted continuous ignition device |
| US11680528B2 (en) | 2020-12-18 | 2023-06-20 | Delavan Inc. | Internally-mounted torch igniters with removable igniter heads |
| US11209164B1 (en) | 2020-12-18 | 2021-12-28 | Delavan Inc. | Fuel injector systems for torch igniters |
| US20240102657A1 (en) * | 2022-09-23 | 2024-03-28 | University Of Central Florida Research Foundation, Inc. | System and method for using ammonia as a fuel source for engines |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5724816A (en) * | 1996-04-10 | 1998-03-10 | General Electric Company | Combustor for a gas turbine with cooling structure |
| US6282905B1 (en) * | 1998-11-12 | 2001-09-04 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine combustor cooling structure |
| JP2002155758A (ja) * | 2000-11-22 | 2002-05-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 冷却構造及びそれを用いた燃焼器 |
| 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 |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4543781A (en) * | 1981-06-17 | 1985-10-01 | Rice Ivan G | Annular combustor for gas turbine |
| GB2176274B (en) * | 1985-06-07 | 1989-02-01 | Ruston Gas Turbines Ltd | Combustor for gas turbine engine |
| US5737922A (en) * | 1995-01-30 | 1998-04-14 | Aerojet General Corporation | Convectively cooled liner for a combustor |
| JPH09133362A (ja) * | 1995-11-06 | 1997-05-20 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン燃焼器の冷却構造 |
| JP3626861B2 (ja) * | 1998-11-12 | 2005-03-09 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器の冷却構造 |
| GB2356924A (en) * | 1999-12-01 | 2001-06-06 | Abb Alstom Power Uk Ltd | Cooling wall structure for combustor |
| JP2002071136A (ja) * | 2000-08-28 | 2002-03-08 | Hitachi Ltd | 燃焼器ライナ |
| JP3846169B2 (ja) * | 2000-09-14 | 2006-11-15 | 株式会社日立製作所 | ガスタービンの補修方法 |
| US6761031B2 (en) | 2002-09-18 | 2004-07-13 | General Electric Company | Double wall combustor liner segment with enhanced cooling |
| US7104067B2 (en) | 2002-10-24 | 2006-09-12 | General Electric Company | Combustor liner with inverted turbulators |
| US20050044857A1 (en) | 2003-08-26 | 2005-03-03 | Boris Glezer | Combustor of a gas turbine engine |
| JP4831835B2 (ja) * | 2007-09-25 | 2011-12-07 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器 |
| US20090120093A1 (en) * | 2007-09-28 | 2009-05-14 | General Electric Company | Turbulated aft-end liner assembly and cooling method |
| US8245514B2 (en) | 2008-07-10 | 2012-08-21 | United Technologies Corporation | Combustion liner for a gas turbine engine including heat transfer columns to increase cooling of a hula seal at the transition duct region |
| US8307654B1 (en) * | 2009-09-21 | 2012-11-13 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Transition duct with spiral finned cooling passage |
-
2010
- 2010-04-09 US US12/757,610 patent/US8590314B2/en active Active
-
2011
- 2011-03-22 JP JP2011062486A patent/JP6190567B2/ja active Active
- 2011-04-08 CN CN201110093325.5A patent/CN102213429B/zh active Active
- 2011-04-08 EP EP11161628.0A patent/EP2375156B1/en active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5724816A (en) * | 1996-04-10 | 1998-03-10 | General Electric Company | Combustor for a gas turbine with cooling structure |
| US6282905B1 (en) * | 1998-11-12 | 2001-09-04 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine combustor cooling structure |
| JP2002155758A (ja) * | 2000-11-22 | 2002-05-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 冷却構造及びそれを用いた燃焼器 |
| 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 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN102213429A (zh) | 2011-10-12 |
| JP6190567B2 (ja) | 2017-08-30 |
| JP2011220328A (ja) | 2011-11-04 |
| EP2375156A2 (en) | 2011-10-12 |
| US8590314B2 (en) | 2013-11-26 |
| EP2375156B1 (en) | 2017-12-27 |
| EP2375156A3 (en) | 2011-11-23 |
| US20110247341A1 (en) | 2011-10-13 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN102213429B (zh) | 燃烧器衬套螺旋冷却装置 | |
| CN101832555B (zh) | 燃烧器衬套冷却系统 | |
| JP6972004B2 (ja) | 軸方向の燃料多段化を備える分割型環状燃焼システム | |
| US7624577B2 (en) | Gas turbine engine combustor with improved cooling | |
| JP6894447B2 (ja) | 分割型環状燃焼システムのための一体型燃焼器ノズル | |
| CN104566381B (zh) | 燃烧器冷却结构 | |
| US7036316B2 (en) | Methods and apparatus for cooling turbine engine combustor exit temperatures | |
| EP1143201B1 (en) | Cooling system for gas turbine combustor | |
| CN108779920A (zh) | 用于分段式环形燃烧系统的燃料喷射模块 | |
| CN103453554B (zh) | 用于在涡轮发动机中使用的燃料喷射组件及其组装方法 | |
| CN102844622B (zh) | 一种多燃料燃烧系统 | |
| EP3282191A2 (en) | Pilot premix nozzle and fuel nozzle assembly | |
| EP2378200A2 (en) | Combustor liner cooling at transition duct interface and related method | |
| CN101793399B (zh) | 用于涡轮机的燃料喷嘴 | |
| CN103185353A (zh) | 用于涡轮发动机中的燃烧器组件及其组装方法 | |
| CN105275618A (zh) | 燃烧器冷却结构 | |
| JP2008190855A (ja) | ガスタービンエンジン燃焼器のミキサアセンブリ用センターボディ | |
| JP2008286199A (ja) | タービンエンジンを冷却する方法及び装置 | |
| CN109804200A (zh) | 旋流器、燃烧装置组件以及具有改善燃料/空气混合的燃气涡轮 | |
| CN102644935A (zh) | 用于涡轮发动机中的燃烧器组件及其制造方法 | |
| CN103727534B (zh) | 用于延迟贫油喷射燃烧器系统的空气管理装置以及输送空气流的方法 | |
| CN100368664C (zh) | 用于低NOx排放燃烧器的燃烧室/文丘里管冷却的装置和方法 | |
| CN103292354A (zh) | 用于在涡轮发动机中使用的燃料喷嘴及燃烧器组件 | |
| CN105531543A (zh) | 具有火焰管端部区域的管式燃烧室和燃气轮机 | |
| CN116182198B (zh) | 一种对冲式多模态燃烧室 |
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: 20231226 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 |