CN102678335A - 紊流化后端衬套组件及冷却方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及紊流化后端衬套组件及冷却方法。一种涡轮包括过渡部分，燃烧器区段在该过渡部分处连结过渡件。燃烧器区段包括燃烧器衬套，该燃烧器衬套具有连结过渡件的过渡件本体的后端。燃烧器衬套的后端处的厚度减少部分被盖套管覆盖而在燃烧器衬套的后端上形成空气流动通路。盖套管的前部部分中的孔口允许冷却空气流入空气流动通路中。多个紊流器从燃烧器套管的厚度减少部分朝向所述盖套管沿径向朝外突出。弧形弹性密封结构定位于盖套管和过渡件本体之间。形成于燃烧器衬套的厚度减少部分上的支承件靠在盖套管的内侧上，以防止盖套管由于密封件施加的力而向内变形，从而确保空气流动通路保持打开。

Description

紊流化后端衬套组件及冷却方法
本申请是于2007年9月28日提交的美国专利申请No.11/905,238的部分继续申请，该申请的全部内容以引用的方式结合至本文中。
技术领域
本发明涉及燃气轮机发动机内的内部冷却；并且更具体而言，涉及用于在涡轮的燃烧区段与排出区段之间的过渡区域中提供更好且更均匀的冷却的组件和方法。
背景技术
传统的燃气轮机燃烧器使用扩散(即，非预混合)燃烧，其中燃料和空气单独地进入燃烧室。混合和燃烧的过程产生了超过3900°F的火焰温度。由于常规的具有衬套的燃烧器和/或过渡件通常能够承受仅约1500°F程度的最大温度达约一万个小时(10000小时)，因此必须采取措施来保护燃烧器和/或过渡件。这已经典型地通过薄膜冷却来完成，薄膜冷却涉及将相对较冷的压缩机空气引入由包围燃烧器的外部的燃烧器衬套形成的气室(plenum)中。在该现有布置中，来自气室的空气穿过燃烧器衬套中的气孔，然后作为薄膜经过衬套的内表面上面，从而维持燃烧器衬套的完整性。
因为二价氮会在超过约3000°F(约1650℃)的温度下迅速裂解，所以扩散燃烧的高温会导致有相对较多的NOx排放。一种降低NOx排放的方法是将最大可能量的压缩机空气与燃料进行混合。所形成的贫燃预混合燃烧产生了更低的火焰温度，并因此产生了更低的NOx排放。虽然贫燃预混合燃烧比扩散燃烧温度更低，但是火焰温度仍然太高而使现有的常规燃烧器构件不能承受。
此外，因为改进的燃烧器使最大可能量的压缩机空气和燃料预混合来降低NOx，所以只有很少或没有冷却空气可用，这使得燃烧器衬套和过渡件的薄膜冷却难以处于最佳状态。尽管如此，燃烧器衬套需要主动冷却以将材料温度维持在极限以下。在干式低NOx(DLN)排放系统中，这种冷却只能作为冷侧对流而供应。这种冷却必须在热梯度和压力损失的要求之内来执行。因此，已经考虑诸如热障涂层与“后侧”冷却相结合的手段来保护燃烧器衬套和过渡件不被这种高热破坏。后侧冷却涉及在将空气与燃料进行预混合之前，使压缩机的排出空气经过过渡件和燃烧器衬套的外表面上面。
关于燃烧器衬套，当前的一种做法是对衬套进行冲击冷却，或在衬套的外表面上提供紊流器(参见美国专利No.7,010,921)。另一种做法是在衬套的外表面或外部表面上提供一组凹部(参见美国专利No.6,098,397)。各种已知的技术增强了传热，但是对热梯度和压力损失产生不同的影响。紊流化通过在流中提供钝体(blunt body)而运作，该钝体扰乱了流，从而产生剪切层和高紊流，以增强表面上的传热。凹陷的凹部通过提供有序的涡流而起作用，涡流增强了流混合且洗刷了表面，从而增强了传热。
发明内容
在实例实施例中，通过用于冷却燃气轮机的燃烧器衬套和过渡件的装置来克服或减轻上面讨论的及其它的缺陷和不足。
本发明可实施为用于涡轮的燃烧器，该燃烧器包括：燃烧器衬套；包围所述燃烧器衬套的第一流动套管，在燃烧器衬套和第一流动套管之间有第一流动环带，所述第一流动套管具有在其周边的周围形成的多个冷却孔口，用于将压缩机的排出空气作为冷却空气而引导到所述第一流动环带中；连接至所述燃烧器衬套的过渡件本体，所述过渡件本体适于将热的燃烧气体输送至涡轮；包围所述过渡件本体的第二流动套管，所述第二流动套管具有第二多个冷却孔口，用于将压缩机的排出空气作为冷却空气而引导到第二流动套管和过渡件本体之间的第二流动环带中，所述第一流动环带连接至所述第二流动环带；沿径向设置在所述燃烧器衬套的后端部分和所述过渡件本体的前端部分之间的弹性密封结构；以及设置在所述燃烧器衬套的所述后端部分和所述弹性密封结构之间的盖套管，在所述盖套管和所述燃烧器衬套的所述后端部分之间限定了空气流动通路，所述盖套管在其前端处具有多个空气入口导孔，用于将来自所述第一环带的冷却空气引导到所述空气流动通路中，限定了所述空气流动通路的所述燃烧器衬套后端部分的径向外表面包括多个紊流器和多个支承件，紊流器朝向所述盖套管突出但与所述盖套管间隔开，支承件延伸至所述盖套管并与所述盖套管接合，以将所述盖套管与所述紊流器间隔开而限定所述空气流动通路。
本发明还可实施为涡轮发动机，该涡轮发动机包括：燃烧区段；在燃烧区段下游的空气排出区段；位于燃烧区段和空气排出区段之间的过渡区域；限定了燃烧区段和过渡区域的一部分的燃烧器衬套；包围所述燃烧器衬套的第一流动套管，在燃烧器衬套和第一流动套管之间有第一流动环带，所述第一流动套管具有在所述第一流动套管的周边的周围形成的多排冷却孔口，用于将压缩机的排出空气作为冷却空气而引导到所述第一流动环带中；连接至所述燃烧器衬套和所述第一流动套管中的至少一个的过渡件本体，所述过渡件本体适于将热的燃烧气体输送至与空气排出区段相对应的涡轮级；包围所述过渡件本体的第二流动套管，所述第二流动套管具有第二多排冷却孔口，用于将压缩机的排出空气作为冷却空气而引导到第二流动套管和过渡件本体之间的第二流动环带中，所述第一流动环带连接至所述第二流动环带；沿径向设置在所述燃烧器衬套的后端部分和所述过渡件本体的前端部分之间的弹性密封结构；以及设置在所述燃烧器衬套的所述后端部分和所述弹性密封结构之间的盖套管，在所述盖套管和所述燃烧器衬套的所述后端部分之间限定了空气流动通路，所述盖套管在其前端处具有多个空气入口导孔，用于将冷却空气从所述第一流动环带引导到所述空气流动通路中，限定了所述空气流动通路的所述燃烧器衬套后端部分的径向外表面包括多个紊流器和多个支承件，紊流器朝向所述盖套管突出但与所述盖套管间隔开，支承件延伸至所述盖套管并与所述盖套管接合，以将所述盖套管与所述紊流器间隔开，从而限定所述空气流动通路。
本发明还可实施为对燃烧区段和第一流动套管之间的过渡区域进行冷却的方法，燃烧区段包括燃烧器衬套，第一流动套管包围所述燃烧器衬套，在燃烧器衬套和第一流动套管之间有第一流动环带，所述第一流动套管具有在其周边的周围形成的多个冷却孔口，用于将压缩机的排出空气作为冷却空气而引导到所述第一流动环带中，并且过渡区域包括连接至所述燃烧器衬套的过渡件本体，所述过渡件本体适于将热的燃烧气体输送至涡轮，第二流动套管包围所述过渡件本体，所述第二流动套管具有第二多个冷却孔口，用于将压缩机的排出空气作为冷却空气而引导到第二流动套管和过渡件本体之间的第二流动环带中，所述第一流动环带连接至所述第二流动环带；所述过渡区域包括沿径向设置在所述燃烧器衬套的后端部分和所述过渡件本体的前端部分之间的弹性密封结构；该方法包括：将所述燃烧器衬套的所述后端部分构造成使得所述后端部分的径向外表面包括多个沿径向朝外突出的紊流器和多个沿径向朝外突出的支承件，支承件具有比所述紊流器更大的径向高度；将盖套管设置在所述燃烧器衬套的所述后端部分和所述弹性密封结构之间，以在所述盖套管和所述燃烧器衬套的所述后端部分之间限定空气流动通路，所述盖套管在其前端处具有多个空气入口导孔，用于将冷却空气从所述第一流动环带引导到所述冷却空气流动通路中，所述紊流器朝向所述盖套管突出但与所述盖套管间隔开，而所述支承件延伸至所述盖套管，并将所述盖套管与所述紊流器间隔开，以限定所述空气流动通路；以及将压缩机的排出空气供应通过所述冷却孔口中的至少一些，并且通过所述空气入口导孔以及通过所述空气流动通路，以降低所述弹性密封件附近的温度。
附图说明
通过仔细地研究结合附图得到的本发明的目前优选的示例性实施例的以下更为详细的描述，将会更加完整地理解及认识本发明的这些和其它目的和优势，其中：
图1是燃气轮机燃烧器区段的局部示意图；
图2是连结至过渡件的常规的燃烧器衬套和流动套管的局部的但更为详细的透视图；
图3是常规的燃烧器衬套的后端的局部分解透视图；
图4是现有技术燃烧器衬套的后部部分的横截面图；
图5是具有周向紊流器和支承件的燃烧器衬套的后部部分的第一实施例的横截面图；
图6是如图5所示的燃烧器衬套的后部部分的示意图；
图7是显示图5中画圈部分的细节的放大横截面图；以及
图8是具有紊流器和支承件的燃烧器衬套的后部部分的第二实施例的横截面图。
部件列表：
12  过渡件
14  过渡件本体
16  冲击套管
18  燃烧衬套
20  燃烧器流动套管
22  区域
24  壳体
26  环形区域
28  孔口
30  环带
34、36  流动箭头
38  压缩型密封件
40  盖板
42  轴向通道
44  肋
47  孔
48  开口
50、150  后端
140  板式金属盖
142  紊流器
143  空隙
144  支承件
具体实施方式
图1以横截面示意性描绘了燃烧器的后端。如可看到的那样，在此实例中，过渡件12包括径向内部的过渡件本体14和与过渡件本体14间隔开的径向外部的过渡件冲击套管16。其上游是燃烧器衬套18和限定成与燃烧器衬套18成包围关系的燃烧器流动套管20。画圈的区域是过渡件前部套管组件22。
来自燃气轮机压缩机(未显示)的流进入壳体24。压缩机的排出空气的大约40％-60％穿过沿着并环绕过渡件冲击套管16而形成的孔口(未详细地显示)，以流入过渡件本体14和径向外部的过渡件冲击套管16之间的环形区域或环带26中。剩余的压缩机排出流穿过燃烧器衬套冷却套管20中的套管孔口28，并进入冷却套管20和衬套18之间的环带30中。该空气流与来自下游环带26的空气混合，并且其最终被引导到燃烧器衬套18内部的燃料喷射器中，在燃烧器衬套18中，它与燃气轮机燃料混合并燃烧。
在图1所示的实施例中，燃烧器流动套管20中的孔口28显示为孔。在备选实施例中，孔口可具有其它形状。例如，容许空气进入环带30中的孔口可以是在燃烧器流动套管20的周边的周围延伸的槽口。
图2示出了位于过渡件14、16和燃烧器流动套管18、20之间的22处的连接部。具体而言，过渡件14的冲击套管16(或第二流动套管)以套入的关系接收在燃烧器流动套管20(或第一流动套管)的后端上的安装凸缘32中。过渡件14也以套入的关系接收燃烧器衬套18。燃烧器流动套管20包围燃烧器衬套18，从而在它们之间产生流动环带30(或第一流动环带)。从图2中的流动箭头34可以看出，在环带26中行进的横向流动的冷却空气继续沿着垂直于流过冷却孔口28的冲击冷却空气(见流动箭头36)的方向流入环带30中，冷却孔口28在流动套管20的周边的周围形成。虽然图2中显示了3排孔口，但是流动套管可以具有任何排数的孔口。而且，如上所提到，孔口可以是孔，或者它们可以具有其它形状，例如周向槽口。
依然参照图1和图2，显示了用于涡轮的典型的罐式环形逆流燃烧器，涡轮由燃料产生的燃烧气体进行驱动，其中，带有高的能量含量的流动介质(即燃烧气体)由于被安装于转子上的叶片环偏转而产生旋转运动。在运转中，来自压缩机的排出空气(压缩到大约250lb/in2-400lb/in2程度的压力)在它经过燃烧器衬套(在18处显示了一个)的外部时反转方向，并在它进入燃烧器衬套18而通向涡轮时再次反转方向。压缩空气和燃料在燃烧室中燃烧，产生温度大约为2800°F的气体。这些燃烧气体经由过渡件14高速地流入涡轮区段中。
在燃烧区段与过渡件之间，存在着大体在图1中的22处示出的过渡区域。如前所提到，区段18的后端(区域22的入口部分)处的热气温度为大约2800°F的程度。然而，区域22的下游的出口部分处的衬套金属温度优选为1400°F-1550°F的程度。参照图3，为了帮助将衬套冷却到这个较低的金属温度范围，在受热气体穿过区域22期间，衬套的后端50限定了冷却空气所流过的通路(一个或多个)。冷却空气用于从衬套中抽取热量，从而相对于热气的温度显著地降低衬套金属温度。
参照图3，衬套18具有安装在衬套后端50的盖板40和过渡件14之间的相关联的压缩型密封件38，其通常称为Hula密封件。更具体而言，盖板40安装在衬套后端50上，以形成用于压缩密封件的安装面。如图3所示，衬套18具有形成有多个沿轴向凸出区段或肋44的多个轴向通道42，所有的凸出区段和肋44均在衬套18的后端50的一部分上面延伸。盖板40和肋44一起限定了相应的空气流通道42。这些通道是在衬套18的后端的一部分上面延伸的平行的通道。冷却空气通过通道的前端处的空气入口槽口或开口46引入通道中。空气然后流入并流过通道42，并且通过开口48而离开衬套。作为备选，或另外地，冷却空气可以通过盖板40中的孔口或孔47进入通道42中。如图4所示，由其高度限定的通道的横截面可以沿着通道的长度在向后方向上减小。
如所提到的，本发明涉及用于燃气轮机发动机中的燃烧器衬套的设计，并且更具体而言，涉及作为对图4所示的常规结构的改进的燃烧器衬套的受冷却后端。如上所提到，这个区域常规由加工在衬套18中的轴向凹槽42和用于支承后端Hula密封件38的板式金属盖40构成。
根据本发明的一个示例性实施例，不是如在常规的燃烧器衬套中那样提供轴向凹槽42，而是提供了一种环形冷却系统，其特征是如图5-图7所示的横向紊流器142。如图5所示，提供板式金属盖140以支承后端Hula密封件38。盖140与衬套后端150限定了空气通路。板式金属盖140包括空气入口孔口146，用于使冷却介质传送到Hula密封件38下方的区域。在燃烧器衬套的后端150上在Hula密封件38的前端和后端下方提供间隔开的支承件144，以保持板式金属盖140与衬套后端150间隔开。
如图6所示，虽然支承件144在衬套150的周边的周围延伸，但是空隙143形成于单独的支承件144之间，空隙143在燃烧器衬套的轴线的周围沿周向彼此间隔开。在所示的实施例中，提供了4排沿轴向间隔开的支承件144，如图5所示，各排均由多个沿周向间隔开的支承件144构成，如图6所示。
与图4的常规设计相比，所示的设计具有许多优势，包括：对于所使用的每单位空气有更好的传热；从加工/制造的角度来看比轴向凹槽更加容易制造；对温度受限的Hula密封件有更少的热输入；以及能够在衬套的后端中实现更低温度，这对于燃烧温度较高的发动机而言将是至关重要的。
根据本发明的实例实施例提供的横向紊流器142是非常有效的传热增强装置。通常看到，利用等量的冷却空气，紊流器的传热量比非紊流化区段要好200％。因此，通过提供如本文所提出的横向紊流器142，可以用更少的冷却空气获得与常规结构中等量的传热。这在贫燃预混合的燃气轮机中将是非常合乎需要的特征，因为冷却空气能够更加有效地用于系统的其它部分。预计横向紊流器比常规的轴向通道更便于制造，特别是它们对于制造过程中的小变化较不敏感，然后对被引导的流中的小变化较不敏感。
如上所提到，在当前的冷却系统中，有由若干沿轴向延伸的冷却通道构成的那样。这些通道42由从衬套后端50的冷侧沿径向向外延伸至板式金属盖40的壁限定，如图4所示。盖40与通道限定壁44的顶部相接触并受其支承(参见美国专利No.7,010,921)。大量的传热流过该组件并流入位于板式金属盖40的顶部上的Hula密封件38中。
Hula密封件的功能是像弹簧一样起作用，同时维持良好的密封。该部件具有有限的温度容量，并且经常非常接近其功能极限。本文提出的构造(图5-图7)通过显著地减小热可通过其中而流入密封件的接触面积(通过使该接触面积限于间隔开的支承件144)来帮助限制传递至Hula密封件的热。
图8示出了备选实施例。在该实施例中，Hula密封件38从图5-图7所示的实施例中它所占据的位置旋转了180°。结果，仅仅密封件38的中心弧形部分靠在盖140的顶部上。Hula密封件38的端部则将靠在过渡件12的内部套管14的前端上。
该实施例仅仅需要位于Hula密封件38的弧形中心部分的下方的两排周向支承件144。在另外的其它实施例中，可仅在Hula密封件38的弧形中心部分的下方提供单排周向支承件。因为如图8所示的实施例需要更少排数的周向支承件144，所以与图5-图7所示的实施例相比，能够降低制造燃烧器衬套150所需的成本和时间。
另外，在该实施例中，仅仅一排或两排支承件144将用于使热从燃烧器衬套150传递至盖板140，且然后传递至Hula密封件中。因此，图8所示的实施例为热提供了甚至更少的路径来传递至Hula密封件38，这将进一步用于将Hula密封件保持在合乎需要的低温下。虽然结合目前被认为是最实用和优选的实施例描述了本发明，但是应当懂得，本发明并不限于所公开的实施例，而是相反，本发明意图涵盖包括在所附权利要求的要旨和范围之内的各种修改和等同布置。

Claims (10)

1.一种用于涡轮的燃烧器，包括：
燃烧器衬套；
第一流动套管，其包围所述燃烧器衬套，在所述燃烧器衬套和所述第一流动套管之间有第一流动环带，所述第一流动套管具有在其周边的周围形成的多个冷却孔口，用于将压缩机的排出空气作为冷却空气而引导到所述第一流动环带中；
过渡件本体，其连接至所述燃烧器衬套，所述过渡件本体适于将热的燃烧气体输送至所述涡轮；
第二流动套管，其包围所述过渡件本体，所述第二流动套管具有第二多个冷却孔口，用于将压缩机的排出空气作为冷却空气而引导到所述第二流动套管和所述过渡件本体之间的第二流动环带中，所述第一流动环带连接至所述第二流动环带；
弧形弹性密封结构，其沿径向设置在所述燃烧器衬套的后端部分和所述过渡件本体的前端部分之间，其中，所述弧形弹性密封结构的中心部分面向所述燃烧器衬套，并且所述弧形弹性密封结构的端部靠在所述过渡件本体的内表面上；以及
盖套管，其设置在所述燃烧器衬套的所述后端部分和所述弹性密封结构之间，在所述盖套管和所述燃烧器衬套的所述后端部分之间限定了空气流动通路，所述盖套管在其前端处具有多个空气入口孔口，用于将冷却空气从所述第一或第二流动环带引导到所述空气流动通路中，限定所述空气流动通路的所述燃烧器衬套后端部分的径向外表面包括多个紊流器和至少一排周向的支承件，所述紊流器向着所述盖套管突出但与所述盖套管间隔开，所述支承件延伸至所述盖套管并与所述盖套管接合，以将所述盖套管与所述紊流器间隔开而限定所述空气流动通路。
2.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，在各对相邻的支承件之间提供了孔口，使得沿着所述空气流动通路流动的冷却空气能够穿过所述孔口而流经一排周向的支承件。
3.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述素流器包括在所述燃烧器衬套的周边的周围延伸的所述燃烧器衬套的凸出部分。
4.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述紊流器包括从所述燃烧器衬套朝向所述盖套管延伸的凸出的周向材料环。
5.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述至少一排周向的支承件设置在与所述弧形弹性密封结构的所述中心部分基本对准的位置处。
6.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述弹性密封结构是Hula密封件。
7.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述至少一排周向的支承件包括沿轴向间隔开的多排周向的支承件。
8.根据权利要求7所述的燃烧器，其特征在于，所述沿轴向间隔开的多排周向的支承件设置在与所述弧形弹性密封结构的所述中心部分基本对准的位置处。
9.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述第一多个冷却孔口构造成具有将所述压缩机的排出空气的大约40％-60％分配至所述第一流动环带的有效面积。
10.一种包括根据权利要求1所述的燃烧器的涡轮发动机。
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Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103398398A (zh) * 2013-08-12 2013-11-20 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与过渡段的双密封连接结构
CN104612833A (zh) * 2013-11-05 2015-05-13 三菱日立电力系统株式会社 燃气轮机燃烧器
CN105114981A (zh) * 2015-09-17 2015-12-02 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种燃烧室的密封件
CN105465832A (zh) * 2014-09-30 2016-04-06 阿尔斯通技术有限公司 具有用于燃烧器部件的紧固系统的燃烧器装置
CN107044654A (zh) * 2016-02-09 2017-08-15 安萨尔多能源英国知识产权有限公司 冲击冷却的壁结构
CN107795383A (zh) * 2016-08-29 2018-03-13 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种燃气轮机冷却气分配系统
CN110030583A (zh) * 2017-12-26 2019-07-19 安萨尔多能源瑞士股份公司 用于燃气涡轮的筒形燃烧器及包括此筒形燃烧器的燃气涡轮

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
US20120304654A1 (en) * 2011-06-06 2012-12-06 Melton Patrick Benedict Combustion liner having turbulators
US20130086915A1 (en) * 2011-10-07 2013-04-11 General Electric Company Film cooled combustion liner assembly
US9222672B2 (en) 2012-08-14 2015-12-29 General Electric Company Combustor liner cooling assembly
US9869279B2 (en) * 2012-11-02 2018-01-16 General Electric Company System and method for a multi-wall turbine combustor
US10830447B2 (en) * 2013-04-29 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Joint for sealing a gap between casing segments of an industrial gas turbine engine combustor
US9759427B2 (en) * 2013-11-01 2017-09-12 General Electric Company Interface assembly for a combustor
EP3073057B1 (en) * 2015-03-27 2019-05-15 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine hula seal and corresponding method
EP3073058B1 (en) * 2015-03-27 2020-06-10 Ansaldo Energia Switzerland AG Sealing arrangements in gas turbines
US10443407B2 (en) 2016-02-15 2019-10-15 General Electric Company Accelerator insert for a gas turbine engine airfoil
US10215039B2 (en) * 2016-07-12 2019-02-26 Siemens Energy, Inc. Ducting arrangement with a ceramic liner for delivering hot-temperature gases in a combustion turbine engine
KR101986729B1 (ko) * 2017-08-22 2019-06-07 두산중공업 주식회사 실 영역 집중냉각을 위한 냉각유로 구조 및 이를 포함하는 가스 터빈용 연소기
US10982859B2 (en) 2018-11-02 2021-04-20 Chromalloy Gas Turbine Llc Cross fire tube retention system
US11306918B2 (en) * 2018-11-02 2022-04-19 Chromalloy Gas Turbine Llc Turbulator geometry for a combustion liner
WO2020092916A1 (en) * 2018-11-02 2020-05-07 Chromalloy Gas Turbine Llc Turbulator geometry for a combustion liner
US11859818B2 (en) * 2019-02-25 2024-01-02 General Electric Company Systems and methods for variable microchannel combustor liner cooling
US11255264B2 (en) 2020-02-25 2022-02-22 General Electric Company Frame for a heat engine
US11326519B2 (en) 2020-02-25 2022-05-10 General Electric Company Frame for a heat engine
US11560843B2 (en) 2020-02-25 2023-01-24 General Electric Company Frame for a heat engine

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030233832A1 (en) * 2002-06-25 2003-12-25 Power Systems Mfg, Llc Advanced cooling configuration for a low emissions combustor venturi
US20050262844A1 (en) * 2004-05-28 2005-12-01 Andrew Green Combustion liner seal with heat transfer augmentation
CN1704573A (zh) * 2004-06-01 2005-12-07 通用电气公司 用于冷却燃气轮机的燃烧室衬里和过渡件的方法和设备
CN101514658A (zh) * 2007-09-28 2009-08-26 通用电气公司 紊流的后端衬里组件及冷却方法

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4292810A (en) * 1979-02-01 1981-10-06 Westinghouse Electric Corp. Gas turbine combustion chamber
US4838031A (en) * 1987-08-06 1989-06-13 Avco Corporation Internally cooled combustion chamber liner
US5024058A (en) * 1989-12-08 1991-06-18 Sundstrand Corporation Hot gas generator
US5653110A (en) * 1991-07-22 1997-08-05 General Electric Company Film cooling of jet engine components
US5460002A (en) * 1993-05-21 1995-10-24 General Electric Company Catalytically-and aerodynamically-assisted liner for gas turbine combustors
US6098397A (en) * 1998-06-08 2000-08-08 Caterpillar Inc. Combustor for a low-emissions gas turbine engine
WO2003093664A1 (en) * 2000-06-28 2003-11-13 Power Systems Mfg. Llc Combustion chamber/venturi cooling for a low nox emission combustor
US6526756B2 (en) * 2001-02-14 2003-03-04 General Electric Company Method and apparatus for enhancing heat transfer in a combustor liner for a gas turbine
US7284378B2 (en) * 2004-06-04 2007-10-23 General Electric Company Methods and apparatus for low emission gas turbine energy generation
US7082770B2 (en) * 2003-12-24 2006-08-01 Martling Vincent C Flow sleeve for a low NOx combustor
US20060010874A1 (en) * 2004-07-15 2006-01-19 Intile John C Cooling aft end of a combustion liner
US7386980B2 (en) * 2005-02-02 2008-06-17 Power Systems Mfg., Llc Combustion liner with enhanced heat transfer
US7681403B2 (en) * 2006-04-13 2010-03-23 General Electric Company Forward sleeve retainer plate and 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
US20100186415A1 (en) * 2009-01-23 2010-07-29 General Electric Company Turbulated aft-end liner assembly and related cooling method
US20100223931A1 (en) * 2009-03-04 2010-09-09 General Electric Company Pattern cooled combustor liner

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030233832A1 (en) * 2002-06-25 2003-12-25 Power Systems Mfg, Llc Advanced cooling configuration for a low emissions combustor venturi
US20050262844A1 (en) * 2004-05-28 2005-12-01 Andrew Green Combustion liner seal with heat transfer augmentation
CN1704573A (zh) * 2004-06-01 2005-12-07 通用电气公司 用于冷却燃气轮机的燃烧室衬里和过渡件的方法和设备
US20050268615A1 (en) * 2004-06-01 2005-12-08 General Electric Company Method and apparatus for cooling combustor liner and transition piece of a gas turbine
CN101514658A (zh) * 2007-09-28 2009-08-26 通用电气公司 紊流的后端衬里组件及冷却方法

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103398398A (zh) * 2013-08-12 2013-11-20 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与过渡段的双密封连接结构
CN103398398B (zh) * 2013-08-12 2016-01-20 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与过渡段的双密封连接结构
CN104612833A (zh) * 2013-11-05 2015-05-13 三菱日立电力系统株式会社 燃气轮机燃烧器
CN105465832A (zh) * 2014-09-30 2016-04-06 阿尔斯通技术有限公司 具有用于燃烧器部件的紧固系统的燃烧器装置
CN105465832B (zh) * 2014-09-30 2020-08-04 安萨尔多能源瑞士股份公司 具有用于燃烧器部件的紧固系统的燃烧器装置
CN105114981A (zh) * 2015-09-17 2015-12-02 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种燃烧室的密封件
CN105114981B (zh) * 2015-09-17 2019-02-12 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种燃烧室的密封件
CN107044654A (zh) * 2016-02-09 2017-08-15 安萨尔多能源英国知识产权有限公司 冲击冷却的壁结构
CN107795383A (zh) * 2016-08-29 2018-03-13 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种燃气轮机冷却气分配系统
CN107795383B (zh) * 2016-08-29 2019-08-06 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种燃气轮机冷却气分配系统
CN110030583A (zh) * 2017-12-26 2019-07-19 安萨尔多能源瑞士股份公司 用于燃气涡轮的筒形燃烧器及包括此筒形燃烧器的燃气涡轮
CN110030583B (zh) * 2017-12-26 2022-07-08 安萨尔多能源瑞士股份公司 燃气涡轮的筒形燃烧器及包括此筒形燃烧器的燃气涡轮

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