CN102759121B - 用于减小动力且改善传热性能的充分冲击冷却的文氏管 - Google Patents

用于减小动力且改善传热性能的充分冲击冷却的文氏管 Download PDF

Info

Publication number
CN102759121B
CN102759121B CN201210138327.6A CN201210138327A CN102759121B CN 102759121 B CN102759121 B CN 102759121B CN 201210138327 A CN201210138327 A CN 201210138327A CN 102759121 B CN102759121 B CN 102759121B
Authority
CN
China
Prior art keywords
annular wall
venturi tube
coolant flow
throat
intermediate annular
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.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201210138327.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102759121A (zh
Inventor
K·卡利斯瓦兰
K·V·斯里哈
J·巴茨
B·R·阿楚塔
P·K·I·西达甘盖亚
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
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 CN102759121A publication Critical patent/CN102759121A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102759121B publication Critical patent/CN102759121B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • 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
    • F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies

Landscapes

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

Abstract

本发明公开一种用于减小动力且改善传热性能的充分冲击冷却的文氏管。所述文氏管组件包括大体上以同心的关系彼此径向间隔开的第一外环形壁和第二中间环形壁。所述第一外环形壁和所述第二中间环形壁形成有前侧的、大体上成V形的喉部，以及后侧轴向延伸部分。第三径向最内部环形壁在所述喉部的后端连接到所述第二中间环形壁。第一孔口群或者第一多个孔位于所述大体上成V形的喉部中的所述第一外环形壁中，且第二孔口群或第二多个孔位于所述第二中间环形壁的所述后侧轴向延伸部分中，从而使冷却空气流过所述第一孔口群和所述第二孔口群，以冲击冷却所述第三径向最内部环形壁。

Description

用于减小动力且改善传热性能的充分冲击冷却的文氏管
技术领域
本发明大体上涉及一种用于冷却干低NOx燃气涡轮发动机燃烧室中使用的文氏管的设备和方法。
背景技术
在典型的双级、双模式燃气涡轮发动机中，二级燃烧室包括文氏管配置(venturiconfiguration)，以稳定燃烧火焰。燃料(天然气或液体)和空气在文氏管上游的燃烧室预混合室中进行预混合，且空气/燃料混合物在文氏管喉部下游被点燃或燃烧。文氏管配置使空气/燃料加速流过所述喉部，且理想地防止火焰回火(flashing back)到预混合区域。火焰稳定(flame-holding)区域是连续稳定燃料燃烧所必需的。所述喉部区域前后的燃烧室壁和文氏管壁由燃烧火焰加热，且因此必须进行冷却。在过去，文氏管由燃烧室排气在前端进行冲击冷却，且在喉部区域下游的文氏管的轴向后侧部分进行湍流器冷却(turbulator-cooled)。
但最近对某些涡轮发动机进行的试验表明，文氏管排放处(文氏管冷却空气与从燃烧室逸出的燃烧气体混合的位置)的涡旋脱落(vortex shedding)易于与火焰相互作用，并产生动力或尖锐的声间。这些涡旋从文氏管湍流器脱落，初步迹象表明，移除文氏管组件后侧部分的湍流器将减少或消除涡旋脱落，从而也会降低尖叫声的频率。
发明内容
本发明涉及冷却燃气涡轮机燃烧室，确切地说，涉及冷却燃烧室内文氏管的内(或热侧)壁，以及减小尖锐声文氏管动力。
在本发明的一项示例性但非限制性实施例中，提供了一种用于涡轮机燃烧室的文氏管组件，其包括大体上以同心的关系彼此径向间隔开的第一外环形壁和第二中间环形壁，所述第一外环形壁和所述第二中间环形壁形成有前侧的、大体上成V形的喉部区域，以及后侧轴向延伸部分；第三径向最内部环形壁，其在所述喉部的后端连接到所述第二中间环形壁；第一孔口群，其位于所述大体上成V形的喉部中的所述第一外环形壁中；以及第二孔口群，其位于沿所述后侧轴向延伸部分的所述第二中间环形壁中。
所述第一外环形壁在所述大体上成V形的喉部的前端接合到所述第二中间环形壁。第一冷却剂流道设于所述第一外环形壁和所述第二中间环形壁之间，从所述喉部穿过所述后侧轴向延伸部分的后端，冷却空气通过所述第一孔口群提供给所述第一冷却剂流道；且其中第二冷却剂流道设于所述第二中间环形壁和所述第三径向最内部环形壁之间，沿着所述后侧轴向延伸部分，以使所述第一冷却剂流道中的冷却空气通过所述第二孔口群进入所述第二冷却剂流道，从而冲击冷却所述第三径向最内部环形壁。所述第二冷却剂流道在所述后侧轴向延伸部分的所述后端敞开。所述第一冷却剂流道在所述轴向延伸部分的所述后端收缩。
所述的文氏管组件包括一个或多个径向隔离物，其位于所述第一外环形壁和所述第二环形壁之间，在冷却时所述一个或多个径向隔离物不与所述第一外环形壁接触；或者可设于所述第二中间环形壁和所述第三径向最内部环形壁之间，在冷却时所述一个或多个径向隔离物不与所述第一外环形壁接触。
在另一方面，示例性但非限制性实施例提供了涡轮机燃烧室，其包括大体上成圆柱形的燃烧室衬里/衬管，其界定燃烧室；以及环形文氏管组件，其紧固到所述燃烧室衬里的内表面；所述文氏管组件包括大体上以同心的关系彼此径向间隔开的第一外环形壁和第二中间环形壁，所述第一外环形壁和所述第二中间环形壁形成有前侧的、大体上成V形的喉部区域，以及后侧轴向延伸部分；第三内环形壁，其沿所述第二中间环形壁径向向内，且在所述喉部的后端连接到所述第二中间环形壁；第一孔口群，其位于所述大体上成V形的喉部中的所述第一外环形壁中；以及第二孔口群，其位于沿所述后侧轴向延伸部分的所述第二中间环形壁中。
所述第二中间环形壁中的所述第二孔口群成轴向和径向对齐的行、等间隔规则排列。所述第二中间环形壁中的所述第二孔口群以轴向和径向等间隔的行排列，在所述行中，交替的行周向交错。所述第一外环形壁在所述大体上成V形的喉部的前端接合到所述第二中间环形壁。所述第二冷却剂流道在所述后侧轴向延伸部分的所述后端敞开。
所述第二冷却剂流道在所述后侧轴向延伸部分的所述后端收缩。所述涡轮机组件包括一个或多个径向隔离物，其位于所述第一外环形壁和所述第二中间环形壁之间；或者设于所述第二中间环形壁和所述第三内环形壁之间。
在又一方面，本发明示例性但非限制性的实施例提供一种冷却涡轮机燃烧室中文氏管组件的方法，所述文氏管组件具有前侧喉部和后侧轴向延伸部分，所述方法包括，构建第一径向外冷却剂流路，其从所述喉部延伸穿过所述后侧轴向延伸部分的后端；构建第二径向内冷却剂流路，其只沿所述后侧轴向延伸部分延伸；在所述喉部中提供第一多个冲击冷却孔，以向所述第一径向外冷却剂流路提供冷却空气，且在所述后侧轴向延伸部分中提供第二多个冲击冷却孔，以将冷却空气从所述第一径向外冷却剂流路提供给所述第二径向内冷却剂流路；以及使冷却空气通过所述第一多个冲击冷却孔流入所述第一径向外冷却剂流路，然后通过所述第二多个冲击冷却孔流入所述第二径向内冷却剂流路，从而冲击冷却所述文氏管组件的所述后侧轴向延伸部分的径向最内部壁。
所述方法包括提供一个或多个隔离物，用于保持所述第一径向外冷却剂流路和所述第二径向内冷却剂流路的尺寸稳定性。所述方法包括收缩所述第一径向外冷却剂流路的后侧轴向出口，以使从所述第一径向外冷却剂流路逸出的一些冷却剂空气直接进入从所述燃烧室流出的燃烧气体流。所述方法包括在所述第二径向内冷却剂流路的后端提供轴向开口，以使从所述第二径向内冷却剂流路逸出的冷却空气进入从所述燃烧室流出的所述燃烧气体流。所述方法包括在所述喉部的前端封闭所述第一径向外冷却剂流路的前端。
现在将结合下文的附图来详细说明本发明。
附图说明
图1是燃烧室和已知文氏管组件的局部截面图；
图2是图1所示但从燃烧室移除的文氏管组件的分段局部透视图；
图3是根据本发明的示例性但非限制性实施例的、包括有文氏管组件的燃烧室的局部截面图；
图4是图3所示、但从燃烧室移除的文氏管组件的分段局部透视图；以及
图5至图9图示了可用于图3和图4所示的文氏管组件中的各种冲击孔图案。
元件符号列表：
参考标号 部件 参考标号 部件
10 燃烧室 12 燃烧室衬里/衬管
14 文氏管组件 16 内侧壁
18 外文氏管侧壁 20 铆钉或紧固件
22 隔板 24 喉部
25 轴向延伸文氏管部分 26，56 前倾斜壁部分
27，57 前倾斜壁部分 28，58 后倾斜壁部分
29，59 后倾斜壁部分 30 冲击孔
32 流路或流道 34 开口或槽
36 环形湍流器 38 冲击孔
42 燃烧室 44 衬里/衬管
46 文氏管组件 48 内壁
50 外壁 52 中间壁
54 喉部 55 轴向延伸部分
60 流道 62 径向内流道
64 冲击孔或孔口 66 冲击孔或孔口
68 狭窄间隙 70 轴向开口
72 隔板 74 隔板
76 冲击孔图案 77 冲击冷却孔
78 冲击孔图案 80 冲击孔图案
81 冲击冷却孔 82 冲击孔图案
83 冲击冷却孔 84 冲击孔图案
85 冲击冷却孔
具体实施方式
先参考图1和图2，燃烧室10包括大体成圆柱形且界定燃烧室的燃烧室衬里或衬管(combustor liner)12。文氏管组件14位于燃烧室衬里12的内部或热侧上。文氏管组件14包括内侧壁或热侧壁16，以及外侧壁或冷侧壁18。文氏管组件通过铆钉20或其他合适构件紧固到燃烧室衬里12。在内侧壁16和外侧壁18之间，多个弧形壁隔板或支撑件22焊接在内侧壁16的相对端，但在冷却时，隔板径向向外弓起的中心部分与外文氏管侧壁18之间留有小的径向间隙，以适应或包容运行期间的热增长/热膨胀。文氏管组件的喉部24包括前倾斜壁部分26、27和后倾斜壁部分28、29，这些部分共同形成大体上成V形的喉部24。冲击孔30位于前壁部分27和后壁部分29中的外侧壁18中，从而使压缩机排气通过冲击孔进入径向位于内壁16和外壁18之间的第一冷却剂流路或流道32。压缩机排气通过燃烧室衬里中形成的弧形开口或槽34(其中一个局部显示在图1中)进入喉部24。空气流过冲击孔38，并冲击冷却文氏管的喉部24的前热内壁部分26和后热内壁部分28，然后经由通道32沿文氏管组件14的轴向延伸部分25流动。应注意的是，所述通道在文氏管组件的最前端封闭，在最前端处，前倾斜壁部分26、27通过铆钉或其他紧固件20接合。当在下游方向上流动时，冷却空气通过多个环形湍流器36，其沿通道32的轴向后部分中的内热侧壁16轴向间隔开。空气逸出文氏管组件14的敞开后端，通过未图示的过渡连接件或槽，与从燃烧室中流出、且流向涡轮机的第一级的燃烧气体混合。
参考图3和图4，其中图示了提高文氏管冷却效率、同时减小/减轻文氏管组件动力的本发明的一项示例性但非限制性实施例。
在最先介绍的已知配置中，燃烧室42包括界定燃烧室的燃烧室衬里44，文氏管组件46位于所述衬里的内部。示例性实施例的文氏管组件46包括中间壁，其设于内热侧壁和外冷侧壁之间、文氏管组件的后侧轴向延伸部分中。具体而言，文氏管组件46包括径向内热侧壁48、径向外冷侧壁50和中间壁52。所形成的喉部54包括前倾斜壁部分56、57和后倾斜壁部分58、59。中间壁52从后壁部分58延伸至文氏管组件的后端。通过这种方式，第一径向外冷却剂流路或流道60穿过喉部54而构建，并沿后侧轴向延伸部分55延伸，且第二径向内冷却剂流路或流道62仅沿后侧轴向延伸部分55构建。径向最内部热侧壁48在文氏管喉部54的后端上接合到中间壁52，以使第二径向内通道62在喉部54的后端封闭。
第一多个冲击孔或者第一孔口群64形成于喉部54中的前壁部分57和后壁部分59中，同时第二多个冲击孔或者第二孔口群66形成于中间壁52的后侧轴向延伸部分中。
应注意的是，外冷侧壁50的后端向下收缩，从而只在外壁50和中间壁52之间提供狭窄间隙68。这表明，沿通道60流动的压缩机排气的一部分将通过狭窄间隙68逸出，直接进入热燃烧气体流，但大部分冷却空气将流过冲击孔66，然后进入径向内通道62，在所述径向内通道中，冷却空气将冲击并、冷却沿文氏管组件的轴向延伸部分55的径向内热壁48。然后，空气将逸出后侧轴向开口70，并与热燃烧气体混合。因此，不仅在文氏管组件的内热侧壁48的喉部54处，而且沿内热壁48的轴向部分，都受到冷却冲击。
隔板72(其中一个显示在图3和图4中)用于使流道60在运行期间保持完全敞开。类似地，隔板74用于保持内壁48和中间壁52之间的间隔。如上述实施例中，隔板向外弓起的中心部分区域和直接径向的外侧相邻壁52、50的表面之间留有间隙，以适应或包容运行期间的热增长/热膨胀。
现在参考图5至图9，应了解，冲击孔66可围绕后侧轴向延伸部分55中的中间壁52的环形表面形成各种图案。例如，在图5中，均匀间隔开的冲击冷却孔77的图案76以环形排列，其中轴向相邻行中的孔周向偏移。但应了解，相邻行也可均匀对齐，而不偏移。
图6图示了另一种图案78，在这种图案中，相对于图5中孔之间的间隔，以其他方式规则对齐的行中的冲击冷却孔79之间的轴向间隔距离增大。在图7中，图案80类似于图6所示的图案78，不同之处在于，相邻行中的孔81有周向偏移。在图8中，冲击冷却孔83的图案82被改变，其不仅增大周向上的孔之间的间隔，而且增大轴向上孔所成的行的间隔。图9所示的图案84类似于图8所示的图案，不同之处在于，图案84中有中间行冲击冷却孔85，在此行中，孔在周向上偏移。
在其他变体中，冲击孔可为直线的，即垂直于壁60，或者它们可成锐角向前或向后倾斜。此外，孔无需为圆形，而可为椭圆或跑道的形状。
通过移除湍流器和使用冲击冷却，已发现，提高了冷却效率且大体上消除了由涡旋脱落产生的动力(dynamics)。
图3和图4所示的文氏管组件的另一个优势在于，其可经改进以用于已使用的燃烧室衬里。为安装文氏管组件45，衬里44从燃烧室移除，且外直径如图3所示扩展，以适应或收容新的文氏管组件。文氏管组件可通过铆钉20和重新安装在燃烧室中的衬里来进行紧固。当然，文氏管组件46也可安装于制造阶段。
虽然已结合目前被认为是最具实用性和较佳的实施例说明了本发明，但应了解本发明不限于已公开的实施例，而是应涵盖所附权利要求书的精神和范围内的各种修改和等效配置。

Claims (15)

1.一种用于涡轮机燃烧室的文氏管组件，其包括：
以同心的关系彼此径向间隔开的第一外环形壁(50)和第二中间环形壁(52)，所述第一外环形壁和所述第二中间环形壁形成前侧的、成V形的喉部(54)，以及后侧轴向延伸部分(55)；
连续延伸、且不设孔的第三径向最内部环形壁(48)，其在所述喉部(54)的后端连接到所述第二中间环形壁(52)；
第一孔口群(64)，其位于所述成V形的喉部(54)中的所述第一外环形壁(50)中；
第二孔口群(66)，其位于沿所述后侧轴向延伸部分(55)的所述第二中间环形壁中；以及
由所述第三径向最内部环形壁和所述第二中间环形壁界定的流道，其中所述流道在所述第三径向最内部环形壁和所述第二中间环形壁之间沿轴向方向是连续延伸的。
2.根据权利要求1所述的文氏管组件，其中所述第一外环形壁(50)在所述成V形的喉部(54)的前端接合到所述第二中间环形壁(52)。
3.根据权利要求2所述的文氏管组件，其中第一冷却剂流道(60)位于所述第一外环形壁(50)和所述第二中间环形壁(52)之间，从所述喉部(54)穿过所述后侧轴向延伸部分(55)的后端，冷却空气通过所述第一孔口群(64)提供给所述第一冷却剂流道(60)；且其中第二冷却剂流道(62)位于所述第二中间环形壁(52)和所述第三径向最内部环形壁(48)之间，沿着所述后侧轴向延伸部分(55)，以使所述第一冷却剂流道(60)中的冷却空气通过所述第二孔口群(66)进入所述第二冷却剂流道(62)，从而冲击冷却所述第三径向最内部环形壁(48)。
4.根据权利要求3所述的文氏管组件，其中所述第二冷却剂流道(62)在所述后侧轴向延伸部分(55)的所述后端敞开。
5.根据权利要求3所述的文氏管组件，其中所述第一冷却剂流道(60)在所述轴向延伸部分(55)的所述后端收缩。
6.根据权利要求1所述的文氏管组件，其包括一个或多个径向隔离物(72)，其位于所述第一外环形壁(50)和所述第二中间环形壁(52)之间，在冷却时所述一个或多个径向隔离物(72)不与所述第一外环形壁接触。
7.根据权利要求1所述的文氏管组件，其包括一个或多个径向隔离物(74)，其位于所述第二中间环形壁(52)和所述第三径向最内部环形壁(48)之间，在冷却时所述一个或多个径向隔离物(74)不与所述第一外环形壁接触。
8.一种涡轮机燃烧室，包括成圆柱形的燃烧室衬里(44)，其界定燃烧室；以及
环形文氏管组件(46)，其紧固到所述燃烧室衬里(44)的内表面；所述文氏管组件包括大体上以同心的关系、彼此径向间隔开的第一外环形壁(50)和第二中间环形壁(52)，所述第一外环形壁和所述第二中间环形壁形成前侧的、成V形的喉部(54)，以及后侧轴向延伸部分(55)；
连续延伸、且不设孔的第三径向最内部环形壁(48)，其沿所述第二中间环形壁(52)径向向内，且在所述喉部(54)的后端连接到所述第二中间环形壁(52)；
第一孔口群(64)，其位于所述成V形的喉部(54)中的所述第一外环形壁(50)中；
第二孔口群(66)，其位于沿所述后侧轴向延伸部分(55)的所述第二中间环形壁(52)中；以及
由所述第三径向最内部环形壁和所述第二中间环形壁界定的流道，其中所述流道在所述第三径向最内环形壁和所述第二中间环形壁之间沿轴向方向是连续延伸的。
9.根据权利要求8所述的涡轮机燃烧室，其中所述第二中间环形壁(52)中的所述第二孔口群(66)成轴向和径向对齐的行等间隔、规则排列。
10.根据权利要求8所述的涡轮机燃烧室，其中所述第二中间环形壁(52)中的所述第二孔口群以轴向和径向等间隔的行排列，在所述行中，交替的行周向交错。
11.根据权利要求8所述的涡轮机燃烧室，其中所述第一外环形壁(50)在所述成V形的喉部(54)的前端接合到所述第二中间环形壁(52)。
12.根据权利要求8所述的涡轮机燃烧室，其中所述流道在所述后侧轴向延伸部分(55)的所述后端敞开。
13.根据权利要求8所述的涡轮机燃烧室，其中所述流道在所述后侧轴向延伸部分(55)的所述后端收缩。
14.一种冷却涡轮机燃烧室中文氏管组件的方法，所述文氏管组件具有前侧喉部(54)和后侧轴向延伸部分(55)，所述方法包括：
(a)构建第一径向外冷却剂流路，其从所述喉部(54)延伸穿过所述后侧轴向延伸部分(55)的后端；
(b)构建第二径向内冷却剂流路，其只沿所述后侧轴向延伸部分(55)延伸；
(c)在所述喉部(54)中提供第一多个冲击冷却孔，以向所述第一径向外冷却剂流路提供冷却空气，且在所述后侧轴向延伸部分(55)中提供第二多个冲击冷却孔，以将冷却空气从所述第一径向外冷却剂流路提供给所述第二径向内冷却剂流路；以及
(d)使冷却空气通过所述第一多个冲击冷却孔流入所述第一径向外冷却剂流路，然后通过所述第二多个冲击冷却孔流入所述第二径向内冷却剂流路，从而冲击冷却所述文氏管组件的所述后侧轴向延伸部分的径向最内部部件；其中，所述最内部部件是连续延伸、且不设孔的；并且其中，所述第二径向内冷却剂流路沿轴向方向是连续延伸的。
15.根据权利要求14所述的方法，其包括收缩所述第一径向外冷却剂流路的后侧轴向出口，以使从所述第一径向外冷却剂流路逸出的一些冷却剂空气直接进入从所述燃烧室流出的燃烧气体流。
CN201210138327.6A 2011-04-26 2012-04-25 用于减小动力且改善传热性能的充分冲击冷却的文氏管 Expired - Fee Related CN102759121B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/094160 2011-04-26
US13/094,160 US8931280B2 (en) 2011-04-26 2011-04-26 Fully impingement cooled venturi with inbuilt resonator for reduced dynamics and better heat transfer capabilities

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102759121A CN102759121A (zh) 2012-10-31
CN102759121B true CN102759121B (zh) 2016-12-14

Family

ID=46084802

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201210138327.6A Expired - Fee Related CN102759121B (zh) 2011-04-26 2012-04-25 用于减小动力且改善传热性能的充分冲击冷却的文氏管

Country Status (3)

Country Link
US (1) US8931280B2 (zh)
EP (1) EP2518406B1 (zh)
CN (1) CN102759121B (zh)

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20130091847A1 (en) * 2011-10-13 2013-04-18 General Electric Company Combustor liner
US9163582B2 (en) * 2012-05-30 2015-10-20 United Technologies Corporation Convergent-divergent gas turbine nozzle comprising movable flaps having a variable thickness in a lateral direction
US9217568B2 (en) * 2012-06-07 2015-12-22 United Technologies Corporation Combustor liner with decreased liner cooling
US9335049B2 (en) * 2012-06-07 2016-05-10 United Technologies Corporation Combustor liner with reduced cooling dilution openings
JP6066065B2 (ja) * 2013-02-20 2017-01-25 三菱日立パワーシステムズ株式会社 伝熱装置を備えたガスタービン燃焼器
JP6246562B2 (ja) * 2013-11-05 2017-12-13 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
EP3084184B1 (en) * 2013-12-19 2022-03-23 Raytheon Technologies Corporation Blade outer air seal cooling passage
DE102014214981B3 (de) * 2014-07-30 2015-12-24 Siemens Aktiengesellschaft Seitenbeschichtetes Hitzeschildelement mit Prallkühlung an Freiflächen
EP3175177A1 (en) * 2014-07-30 2017-06-07 Siemens Aktiengesellschaft Multiple feed platefins within a hot gas path cooling system in a combustor basket in a combustion turbine engine
EP3045680B1 (en) * 2015-01-15 2020-10-14 Ansaldo Energia Switzerland AG Method and apparatus for cooling a hot gas wall
EP3048370A1 (en) * 2015-01-23 2016-07-27 Siemens Aktiengesellschaft Combustion chamber for a gas turbine engine
US9638477B1 (en) * 2015-10-13 2017-05-02 Caterpillar, Inc. Sealless cooling device having manifold and turbulator
DE102015224990A1 (de) * 2015-12-11 2017-06-14 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zur Montage einer Brennkammer eines Gasturbinentriebwerks
EP3184898A1 (en) * 2015-12-23 2017-06-28 Siemens Aktiengesellschaft Combustor for a gas turbine
US10823417B2 (en) 2017-09-19 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Combustor with particle collection panel having a plurality of particle collection chambers
CN109103601B (zh) * 2018-08-10 2021-06-01 电子科技大学 一种双极化双模式电磁涡旋发生器
US11788724B1 (en) * 2022-09-02 2023-10-17 General Electric Company Acoustic damper for combustor

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2958194A (en) * 1951-09-24 1960-11-01 Power Jets Res & Dev Ltd Cooled flame tube
CN1637248A (zh) * 2004-01-06 2005-07-13 通用电气公司 减少和/或消除燃烧衬套组件中稀释空气泄漏的装置和方法

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5117636A (en) 1990-02-05 1992-06-02 General Electric Company Low nox emission in gas turbine system
US5253478A (en) * 1991-12-30 1993-10-19 General Electric Company Flame holding diverging centerbody cup construction for a dry low NOx combustor
US5394688A (en) * 1993-10-27 1995-03-07 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine combustor swirl vane arrangement
US6446438B1 (en) 2000-06-28 2002-09-10 Power Systems Mfg., Llc Combustion chamber/venturi cooling for a low NOx emission combustor
US6530221B1 (en) 2000-09-21 2003-03-11 Siemens Westinghouse Power Corporation Modular resonators for suppressing combustion instabilities in gas turbine power plants
US6430932B1 (en) 2001-07-19 2002-08-13 Power Systems Mfg., Llc Low NOx combustion liner with cooling air plenum recesses
US6640547B2 (en) * 2001-12-10 2003-11-04 Power Systems Mfg, Llc Effusion cooled transition duct with shaped cooling holes
US7270175B2 (en) * 2004-01-09 2007-09-18 United Technologies Corporation Extended impingement cooling device and method
US7389643B2 (en) * 2005-01-31 2008-06-24 General Electric Company Inboard radial dump venturi for combustion chamber of a gas turbine
EP1813869A3 (en) * 2006-01-25 2013-08-14 Rolls-Royce plc Wall elements for gas turbine engine combustors
US8707704B2 (en) 2007-05-31 2014-04-29 General Electric Company Method and apparatus for assembling turbine engines
US20090019854A1 (en) * 2007-07-16 2009-01-22 General Electric Company APPARATUS/METHOD FOR COOLING COMBUSTION CHAMBER/VENTURI IN A LOW NOx COMBUSTOR
US20110247340A1 (en) * 2010-04-13 2011-10-13 Predrag Popovic Apparatus and method for minimizing and/or eliminating dilution air leakage in a combustion liner assembly
CN102022753B (zh) * 2010-12-31 2012-07-25 北京航空航天大学 一种预燃级部分预混预蒸发的低污染燃烧室

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2958194A (en) * 1951-09-24 1960-11-01 Power Jets Res & Dev Ltd Cooled flame tube
CN1637248A (zh) * 2004-01-06 2005-07-13 通用电气公司 减少和/或消除燃烧衬套组件中稀释空气泄漏的装置和方法

Also Published As

Publication number Publication date
EP2518406A1 (en) 2012-10-31
EP2518406B1 (en) 2015-08-26
US8931280B2 (en) 2015-01-13
CN102759121A (zh) 2012-10-31
US20120272654A1 (en) 2012-11-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102759121B (zh) 用于减小动力且改善传热性能的充分冲击冷却的文氏管
JP5802404B2 (ja) 燃焼器空気流スリーブ内の角度付き静翼
US8756934B2 (en) Combustor cap assembly
CN102678335B (zh) 紊流化后端衬套组件
JP5391225B2 (ja) トランジションダクト界面における燃焼器ライナ冷却及びその関連する方法
CN103075745B (zh) 用于在涡轮发动机中使用的燃料喷嘴组件及其组装方法
JP5374031B2 (ja) タービンエンジンにおけるＮＯｘエミッションを低減するのを可能にするための装置及びガスタービンエンジン
US9297533B2 (en) Combustor and a method for cooling the combustor
CN103017199B (zh) 燃烧器以及用于向燃烧器供给燃料的方法
JP6190567B2 (ja) 燃焼器ライナー螺旋状冷却装置
US20100186415A1 (en) Turbulated aft-end liner assembly and related cooling method
US8695351B2 (en) Hula seal with preferential cooling having spring fingers and/or adjacent slots with different widths
JP2009085222A (ja) タービュレータ付き後端ライナアセンブリ及びその冷却方法
JP2011153815A (ja) ガスタービンの二次燃焼システムに送給するブリードディフューザ
JP2008286199A (ja) タービンエンジンを冷却する方法及び装置
US20120304654A1 (en) Combustion liner having turbulators
JP2011220335A (ja) 流れスリーブを有する燃焼器
CN105276622B (zh) 燃气涡轮机的环形燃烧室和带有这种燃烧室的燃气涡轮机
JP6595010B2 (ja) 予混合保炎器を有する燃料ノズルアセンブリ
JP2017146087A (ja) 予混合燃料ノズル用のガス専用カートリッジ
EP2613089B1 (en) Combustor and method for distributing fuel in the combustor
EP2515041B1 (en) Fuel Nozzle And Method For Operating A Combustor

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
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20161214

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee