CN1609426A - 用于冷却燃气轮机燃烧器出口温度的方法和装置 - Google Patents

用于冷却燃气轮机燃烧器出口温度的方法和装置 Download PDF

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Abstract

燃气轮机(10)的一种燃烧器(16)包括一个内套(44)，一个外套(40)，在其间限定一个燃烧室(54)，一个外支撑(42)从外套径向向外，使在外支撑与外套之间限定一个外通道(58)，内支撑(46)从内套径向地向内，使在内支撑与内套之间限定一个内通道(60)。内支撑和外支撑中的至少一个包括至少两排排列成列阵(144)的冲击孔(140)，用于引导冲击冷却空气朝向内套和外套中的至少一个。内套和外套中的至少一个包括至少一排贯穿其间的稀释孔(120)以引导稀释冷却空气进入燃烧室。

Description

用于冷却燃气轮机燃烧器出口温度的方法和装置
关于联邦赞助的研究或开发的申明
按照DAAE07-00-C-N086合同，美国政府在本发明方面可以享有某些权利。
技术领域
本发明总的是关于燃气轮机，尤其是关于燃气轮机所使用的燃烧器。
背景技术
大家都知道的燃气轮机包括一个对空气进行压缩的压气机，这些空气与燃料适当地混合并被引入到一个燃烧器内，在那里这些混合物被点燃以产生热的燃气。至少有一些已知的燃烧器包括一个内套，它连接到一个外套，使在它们之间形成一个燃烧室。另外，一个外支撑从外套径向向外连接，使在它们之间形成一个外冷却通道，并且一个内支撑从内套径向向内连接，使在它们之间形成一个内冷却通道。
在至少一些已知的回热型燃气轮机内部，涡轮机的冷却要求可能会在燃烧器处产生一个型式因素(pattern factor)要求，由于与回热型燃气轮机相关联的燃烧器的设计特点，这个要求是难以达到的。更明确说，由于在空间方面的考虑，这样的燃烧器可能比其他已知的燃气轮机燃烧器更短。此外，与其他已知的燃气轮机燃烧器相比较，这样的燃烧器可能包括一个角度很大的流道以及大的燃料喷射器间隔。
因此，至少一些已知的燃烧器包括一个稀释型单排稀释喷嘴，以便于控制燃烧器的出口温度。这些稀释喷嘴被从一阵列的冲击孔提供冷却空气，这些孔在整个内外支撑上延伸。但是，由于燃烧器下游的冷却考虑以及由于这些冲击和稀释孔有限的数量及相对朝向，这些燃烧器可能只能从这些孔接受到有限的稀释空气。
发明概述
一方面，提出了组装燃气轮机燃烧器的一种方法。这个方法包括把一个内套连接到一个外套上，使得在它们之间形成一个燃烧室，把一个外支撑放置在距外套径向向外的一个距离，以及把一个内支撑放置在距内套径向向内的一个距离。这个方法还包括安排至少两排冲击孔，它们在内支撑和外支撑中的至少一个上面延伸以把冲击冷却空气通过那里引导到朝向内套和外套中的至少一个，并安排至少一排稀释孔，它们在内套和外套中的至少一个上面延伸以把稀释空气引导通过那里进入该燃烧室。
另一方面，提出了燃气轮机的一种燃烧器。该燃烧器包括一个内套、一个外套，一个外支撑和一个内支撑。该外套连接到内套，在它们之间形成一个燃烧室。该外支撑从外套径向向外，使得在外支撑与外套之间形成一个外通道。该内支撑从内套径向向内，使得在内支撑与内套之间形成一个内通道。内支撑和外支撑中至少有一个包括至少两排冲击孔，这些孔排成列阵并通过那里延伸以引导冲击冷却空气朝向内套和外套中的至少一个。内套和外套中的至少一个包括至少一排稀释孔，通过那里延伸以引导稀释空气进入燃烧室。
在另外一方面，提出一个包括一种燃烧器的燃气轮机。该燃烧器包括至少一个燃料喷射器，一个内套，一个外套，一个外支撑，和一个内支撑。该内套连接到外套在它们之间形成一个燃烧室。内套和外套还形成一个喷射器的孔，而该喷射器实际上是与喷射器孔是同心延伸的。该外支撑从外套径向向外间隔。该内支撑是从内套径向向内间隔。内支撑和外支撑中的至少一个包括至少两排冲击孔，它们排列成一个列阵并通过那里延伸以引导冲击冷却空气朝向内套和外套中的至少一个。内套和外套中的至少一个包括至少一排稀释孔，它们通过那里延伸以把稀释空气进入燃烧室。
附图简述
图1是一个燃气轮机的示意图。
图2是图1中燃气轮机所用的一个环状燃烧器一部分的横断面图；
图3是图2中所示的燃烧器的一部分沿区域3展开的示意图；
图4是图2中所示燃烧器的一部分沿区域4展开的示意图。
发明详述
图1是燃气轮机10的示意图，它包括一个压气机14，和一个燃烧器16。燃气轮机10还包括一个高压涡轮18和一个低压涡轮20。压气机14和涡轮18被一个主轴24连接在一起，而涡轮20驱动一个副轴26。副轴26提供一个旋转力以驱动一个从动机器，例如齿轮箱、传动装置，发电机、风扇或泵等，但是并不局限于这些机器。燃气轮机10还包括一个回热器28，它具有一个在压气机14和燃烧器16之间串联连接的主流道29、一个在涡轮20与大气35之间串联的副流道31。在一个实施例中，该燃气轮机是可以从俄亥俄州辛辛那提市的GE公司买到的LV100型燃气轮机。在该示例性实施例中，压气机14被主轴24连接到涡轮18上，动力系和涡轮20被副轴26连接。
在运转时，空气流经高压压气机14。高度压缩的空气被送到回热器28，在那里从涡轮20出来的热的废气把热量传给压缩空气。被加热的压缩空气被送到燃烧器16。从燃烧器16出来的气流驱动涡轮18和20并在从燃气轮机10排出以前流经回热器28。在该示例性实施例中，在运转期间，空气流经压气机14，高度压缩的回热空气被送到燃烧器16。
图2是环状燃烧器16一部分的横断面图。图3是燃烧器16一部分沿区域3(图2中所示)的展开图。图4是燃烧器16的一部分沿区域4(图2所示)的展开图。燃烧器16包括一个环状外套40，一个外支撑42，一个环状内套44，一个内支撑46，和一个拱顶罩48，它分别在内套40和外套44之间延伸。
外套40和内套44从拱顶罩48下游延伸并在它们之间形成一个燃烧室54。燃烧室54是环形的并在内套40和外套44之间径向向内间隔。外支撑42连接到外套40并从拱顶罩48的下游延伸。另外，外支撑42从外套40径向向外间隔，使得在它们之间形成一个外冷却通道58。内支撑46也连接到拱顶罩48，并从那里向下游延伸。内支撑46从内套44径向向内间隔，使得在它们之间形成一个内冷却通道60。
外支撑42和内支撑46在燃烧器罩壳62内径向间隔。燃烧器罩壳62一般是环状的并围绕燃烧器16而延伸。更明确说，外支撑42和燃烧器罩壳62形成了一个外通道66而内支撑42和燃烧器壳62则形成了一个内通道68。外套40和内套44延伸到涡轮喷嘴69，它在套40和44的下游。
燃烧器16还包括一个拱顶罩装置70，它包括一个空气旋流器90。具体说，空气旋流器90从一个拱形板72上游径向向外延伸以便雾化和分配从燃料喷嘴82喷射出的燃料。当燃料喷嘴82连接到燃烧器16上时，喷嘴82与空气旋流器90在圆周上接触以有助于减小在喷嘴82与空气旋流器90之间到燃烧室54的漏泄。
燃烧器拱形板72安装在外套40和内套44的上游。拱形板72包括多个环状间隔的空气旋流器90，它通过拱形板72延伸进入燃烧室54内并且每个旋流器包括一个对称纵向中心轴76，它贯穿延伸。燃料通过一个燃料喷射装置80而送到燃烧器16，该燃料喷射装置包括多个环状间隔的燃料喷嘴82，它们通过空气旋流器90延伸进入燃烧室54。更明确说，燃料喷射装置80连接到燃烧器16，使得每个燃料喷嘴82与空气旋流器90同心对齐，并且喷嘴82向下游延伸进入空气旋流器90。因此，通过每个燃料喷嘴82而延伸的一个中心线84基本上与空气旋流器的对称轴76是共直线的。
由于在燃烧器16内部形成的大角度流道100、相邻的燃料喷嘴82与空气旋流器90之间的环状间隔，以及下游部件的冷却要求，在燃烧器16内产生的燃气在从燃烧器16排出以前就被冷却，使得燃烧器16能够保持预定的型式因素(pattern factor)。燃烧器型式因素一般定义为：
          PF＝(T4peak-T4avg)/(T4avg-T35)
其中T4是燃烧器出口温度，T35是燃烧器进口温度，而T4peak是测量得的最高温度，T4avg是测量得的平均温度。型式因素是燃烧器出口温度变化的一种量度，并且一般说要求较低的值。
因此，燃烧器外套和内套40和44，每个都包括多个稀释喷嘴110以有助于在燃烧室54内产生局部冷却的燃气，并得到径向的和环状的出口温度分布。在这个典型实例中，稀释喷嘴110基本是环状的并通过套40和44而延伸。更明确说，外套40包括多个主要的较大直径稀释孔120，多个较小直径稀释孔122，以及多个辅助稀释孔124。这些孔120，122和124绕燃烧器16在圆周方向延伸。
较小直径的外主稀释孔122基本上位于空气旋流器中心线76的轴向下游，在拱形板72下游距它一个预定距离D1处。更明确说，在该示例性实施例中，较小的外主稀释孔122位于距拱形板72下游距它距离D1处，这个距离大约等于燃烧器通道高度h1的0.65。燃烧器通道高度h1定义为在外套和内套40和44之间在燃烧室上游端74处的测量距离。
较大直径的外主稀释孔120的直径d2大于较小直径外主稀释孔122的直径d3，并且位于相邻的空气旋流器90之间与孔122在相同的轴向位置处。在一个具体实例中，较大直径的孔120，其直径d2大约等于0.307英寸，而较小直径的孔122，其直径d3大约等于0.243英寸。因此，每个孔120是在一对在圆周上相邻的孔122之间。
外副稀释孔124，每个具有直径d4，它小于孔120和122的直径，并且每个位于在孔120和122后面的预定轴向距离D5处。在一个实施例中，孔124的直径D4大约等于0.168英寸。更明确说，在该示例性实施例中，孔124位于孔120和122的下游大约是通道高度h1的0.25处。此外，每个副稀释孔124位于一对圆周上相邻的主稀释孔120和122的下游，并在它们之间。
内套44还包括多个通过那里延伸的稀释喷嘴110。更明确说，内套44包括多个内主稀释孔130，它们的每个具有直径d6，小于相应的外主稀释孔120和122的直径d2和d3。在一个实施例中，孔130的直径d6大约等于0.228英寸。每个内主稀释孔130在圆周上与每个外副稀释孔124对齐并位于相邻的外主稀释孔120与122之间。更明确说，在该示例性实施例中，内主稀释孔130位于拱形板72的下游，距离D8处，即大约等于燃烧器通道高度h1的0.70。因此，因为主稀释喷嘴120和122和123不是相对的，在稀释喷嘴110和燃烧器的主喷射流之间得到了加强的混合和加强的圆周方向的覆盖。因此，该加强的混合有助于减低燃烧器出口温度变化，并因此降低型式因素。
许多稀释喷嘴110是可变选择的，以有助于达到所要求的燃烧器16的径向和周边方向的出口温度分布。更明确说，燃烧器16包括一个相等数量的外主稀释孔120和122，外副稀释孔124以及内主稀释孔130。在这个典型实例中，燃烧器16包括18个较大直径的外主稀释孔120，18个较小直径的外主稀释孔122，和36个内主稀释孔130。更明确说，外主稀释孔120和122，外副稀释孔124的数量的选择是两倍于对燃烧器16喷射燃料的燃料喷射器82的数量。
外主稀释孔120和122，和外副稀释孔124接受通过在外支撑42之间而形成的冲击孔或喷嘴140所排出的空气。明确说，孔140排列成列阵144，这有助于增大用于对外套40进行冲击冷却的冷却气流。在列阵144内，孔140绕外支撑42在圆周方向延伸，但是并不伸进预先指定的遮断区域146内，这个区域146是穿过跨越外支撑42而被确定范围的。更明确说，每个遮断区域146是从外主稀释孔120和122和外副稀释孔124径向向外形成的，以有助于避免在冲击和稀释喷嘴140和110之间由于雾化或由于喷射效应而造成的可变化的互相作用。
同样，内主稀释孔130接受从冲击喷嘴或孔140排出的空气，这些喷嘴或孔是在内支撑内形成的。明确说，孔的列阵144有助于增大用于内套44的冲击冷却的冷却气流。在列阵144内，孔140周向延伸穿过内支撑46，但是不伸进预先指定的遮断区域150，这个区域的是跨越内支撑46而被确定范围的。更明确说，每个遮断区150从内主稀释孔130径向向外而形成，以有助于避免在冲击和稀释喷嘴140和110之间由于雾化或由于喷射效应而造成的可变的互相作用。
冲击喷嘴140还向在内、外套40和44之间形成的多孔膜式冷却孔160提供空气流。更明确说，孔160的方向调整到排出冷却空气，以对套40和44进行膜式冷却。因此，冲击喷嘴140的数量选择得有助于加大提供给套40和44的冷却空气的数量。在该示例性实施例中，冲击喷嘴140的数量是稀释喷嘴110数量的倍数。更明确说，冲击喷嘴140和稀释喷嘴110的数量选择得能保证外支撑42和内支撑46上的各个冲击孔140之间的压力差与各个膜式冷却孔160之间的压力差和稀释孔120，122，124和130之间的压力差大约能够匹配。
在运转过程中，冲击冷却空气通过冲击喷嘴140而分别朝向外套40和内套44，以对套40和44进行冲击冷却。该冷却空气还通过稀释喷嘴110和通过膜式冷却孔160进入燃烧室54。更明确说，从孔160排出的气流有助于套40和44的膜式冷却，从而使得能降低每个套的工作温度。通过喷嘴110进入燃烧室54的气流有助于燃烧器流道的径向和圆周方向冷却，使得能获得所要求的出口温度分布。这样，燃烧器温度的降低有助于延长燃烧器16的工作寿命并且所要求的出口温度分布有助于延长燃烧器16下游的涡轮部件的工作寿命。
上述稀释和冲击喷嘴提供了燃烧器工作的成本有效和可靠的方法。更明确说，每个支撑包括多个冲击喷嘴，它们把冷却空气径向向内引导以对燃烧器的外套和内套进行冲击冷却。每个外套和内套都包括多个稀释喷嘴和膜式冷却孔，它们把空气向内引导进入燃烧室。结果，至少有一些冲击冷却空气对套进行膜式冷却，而其余的冲击冷却空气被引导向内以有助于径向和周向地冷却燃烧器流道，使得能得到所要求的出口温度分布。
前面已经详细叙述了燃烧系统的一个示例性实施例。所叙述的该燃烧系统的部件并不局限于这里所介绍的具体实例上，而是每个燃烧系统的部件可以与这里所介绍的其他部件单独和分别使用。例如，冲击喷嘴和/或稀释喷嘴也可以与其他燃气轮机燃烧系统联合使用。
虽然已经就各个具体实施例叙述了本发明，业内人士将会认识到本发明权利要求书的精神和范围内可进行修改。
零部件表
  10   燃气轮机
  14   压气机
  16   燃烧器
  18   高压涡轮
  20   低压涡轮
  24   主轴
  26   副输出轴
  28   回热器
  29   主流道
  31   副流道
  35   大气
  40   外套
  42   外支撑
  44   环状内套
  46   内支撑
  48   拱顶罩
  54   燃烧室
  58   外冷却通道
  60   内冷却通道
  62   燃烧器罩壳
  66   外通道
  68   内通道
  69   涡轮喷嘴
  70   拱顶罩装置
  72   拱形板
  76   对称轴
  80   燃料喷射装置
  82   燃料喷嘴
  84   中心线
  90   空气旋流器
  100   流道
  T4   燃烧器出口温度
  T35   燃烧器进口温度
  T4peak   测得的最高温度
  T4avg   测得的平均温度
  110   稀释喷嘴
  120   稀释孔
  122   稀释孔
  124   第2稀释孔
  D1   距离
  H1   高度
  d2   直径
  d3   直径
  d4   直径
  D5   轴向距离
  130   孔
  D6   直径
  D8   距离
  140   冲击孔或喷嘴
  144   列阵
  146   遮断区域
  150   遮断区域
  160   孔

Claims (10)

1.燃气轮机(10)的一种燃烧器(16)，所述燃烧器包括：
一个内套(44)；
一个外套(40)，连接到所述内套以在其间形限定一个燃烧室(54)；
一个外支撑(42)，从所述外套径向朝外，使在所述外支撑和所述外套之间限定一条外通道(58)；以及
一个内支撑(46)，从所述内套径向朝内，使在所述内支撑与所述内套之间限定一条内通道(60)，所述内支撑和所述外支撑中的至少一个包括至少两排冲击孔(140)，排列成一列阵(144)，并贯穿其间以引导冲击冷却空气朝向所述内套和所述外套中的至少一个，所述内套和所述外套中的至少一个包括至少一排稀释孔(120)，该排稀释孔贯穿其间以引导稀释冷却空气进入所述燃烧室(54)。
2.按权利要求1的一种燃烧器(16)，其特征在于所述至少一排稀释孔(120)有助于径向和周向地减少从所述燃烧器排出气流的温度。
3.按权利要求1的一种燃烧器(16)，其特征在于所述至少一排稀释孔(120)还包括一排具有一第1直径(D3)的主稀释孔(122)，和一排具有一第2直径(D2)的第2主稀释孔，该第2直径大于所述第1直径。
4.按权利要求3的一种燃烧器(16)，其特征在于所述燃烧器包括相等数量的所述第1主稀释孔(122)和所述第2主稀释孔(120)。
5.按权利要求3的一种燃烧器(16)，其特征在于每个所述第2主稀释孔(120)处于一对相邻的所述第1主稀释孔(122)之间。
6.按权利要求3的一种燃烧器(16)，其特征在于所述内套(44)和所述外套(40)中的至少一个还包括多个膜式冷却孔(160)，所述多个膜式冷却孔贯穿其间以引导冷却空气用于对所述内套和外套中的至少一个进行膜式冷却。
7.按权利要求6的一种燃烧器(16)，其特征在于在所述至少两排冲击孔(140)之间的压力差基本上等于在至少一排稀释孔(120)和上述多个膜式冷却孔(160)之间的压力差。
8.一种燃气轮机(10)，包括一个燃烧器(16)，该燃烧器包括至少一个燃料喷射器(80)，一个内套(44)，一个外套(40)，一个外支撑(42)，和一个内支撑(46)，所述内套连接到所述外套，以在其间限定一个燃烧室(54)，所述内套和外套还限定一个拱顶罩孔，所述喷射器大致同心穿过所述拱顶罩孔，所述外支撑与所述外套沿径向向外间隔，所述内支撑和所述内套沿径向向内间隔，所述内支撑和所述外支撑中的至少一个包括至少两排冲击孔(140)，排列成一列阵(144)，并贯穿其间以引导冲击冷却空气朝向所述内套和外套中的至少一个，所述内套和外套中的至少一个包括至少一排稀释孔(120)，该排稀释孔贯穿其间以引导稀释冷却空气进入所述燃烧室。
9.按权利要求8的一种燃气轮机，其特征在于所述燃烧器包括至少一排稀释孔(120)，以有助于径向地和周向地控制从所述燃烧器(16)排出的气流温度的畸变。
10.按权利要求9的一种燃气轮机(10)，其特征在于所述燃烧器包括至少一排稀释孔(120)，还包括一排第1主稀释孔和一排第2主稀释孔(122)，每个所述第1主稀释孔具有一第1直径(D3)，它小于每个所述第2主稀释孔的第2直径(D2)。
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Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101839481A (zh) * 2009-03-02 2010-09-22 通用电气公司 泻流冷却的单件式管式燃烧器
CN101113820B (zh) * 2006-07-26 2011-12-28 通用电气公司 燃烧器衬垫及其制造方法
CN101675227B (zh) * 2007-09-25 2013-03-06 三菱重工业株式会社 燃气轮机燃烧器的冷却结构
CN103161577A (zh) * 2011-12-16 2013-06-19 通用电气公司 烃膜保护的耐火碳化物构件及其使用
CN104204679A (zh) * 2012-03-27 2014-12-10 西门子公司 低燃烧动态和排放的燃气涡轮发动机的燃烧室衬套的改进孔排列
CN107575310A (zh) * 2017-10-24 2018-01-12 江苏华强新能源科技有限公司 一种高效燃气轮机出气温度调节系统
CN108626744A (zh) * 2017-03-16 2018-10-09 通用电气公司 减少燃烧器中的膜刷洗
CN109424981A (zh) * 2017-09-01 2019-03-05 安萨尔多能源瑞士股份公司 燃气轮机筒形燃烧器的过渡管和包括该过渡管的燃气轮机
CN111829006A (zh) * 2019-04-18 2020-10-27 赛峰航空器发动机 在燃烧室壁中构造和定位通气孔
CN112513530A (zh) * 2018-07-19 2021-03-16 赛峰飞机发动机公司 用于涡轮机的组合件

Families Citing this family (40)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7093440B2 (en) * 2003-06-11 2006-08-22 General Electric Company Floating liner combustor
US7152411B2 (en) * 2003-06-27 2006-12-26 General Electric Company Rabbet mounted combuster
US6868675B1 (en) * 2004-01-09 2005-03-22 Honeywell International Inc. Apparatus and method for controlling combustor liner carbon formation
US7464554B2 (en) * 2004-09-09 2008-12-16 United Technologies Corporation Gas turbine combustor heat shield panel or exhaust panel including a cooling device
US20060130486A1 (en) * 2004-12-17 2006-06-22 Danis Allen M Method and apparatus for assembling gas turbine engine combustors
US7360364B2 (en) * 2004-12-17 2008-04-22 General Electric Company Method and apparatus for assembling gas turbine engine combustors
US7614235B2 (en) * 2005-03-01 2009-11-10 United Technologies Corporation Combustor cooling hole pattern
US7564066B2 (en) * 2005-11-09 2009-07-21 Intel Corporation Multi-chip assembly with optically coupled die
US7571611B2 (en) * 2006-04-24 2009-08-11 General Electric Company Methods and system for reducing pressure losses in gas turbine engines
DE102006042124B4 (de) * 2006-09-07 2010-04-22 Man Turbo Ag Gasturbinenbrennkammer
FR2922629B1 (fr) * 2007-10-22 2009-12-25 Snecma Chambre de combustion a dilution optimisee et turbomachine en etant munie
US8438853B2 (en) * 2008-01-29 2013-05-14 Alstom Technology Ltd. Combustor end cap assembly
WO2009103658A1 (de) * 2008-02-20 2009-08-27 Alstom Technology Ltd Gasturbine mit ringförmiger brennkammer
US8091367B2 (en) * 2008-09-26 2012-01-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor with improved cooling holes arrangement
US8161752B2 (en) * 2008-11-20 2012-04-24 Honeywell International Inc. Combustors with inserts between dual wall liners
US20100170258A1 (en) * 2009-01-06 2010-07-08 General Electric Company Cooling apparatus for combustor transition piece
US20100170257A1 (en) * 2009-01-08 2010-07-08 General Electric Company Cooling a one-piece can combustor and related method
US20100257863A1 (en) * 2009-04-13 2010-10-14 General Electric Company Combined convection/effusion cooled one-piece can combustor
DE102009035550A1 (de) 2009-07-31 2011-02-03 Man Diesel & Turbo Se Gasturbinenbrennkammer
US8646276B2 (en) * 2009-11-11 2014-02-11 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine with enhanced cooling
US8844260B2 (en) 2010-11-09 2014-09-30 Opra Technologies B.V. Low calorific fuel combustor for gas turbine
US8899051B2 (en) 2010-12-30 2014-12-02 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine flange assembly including flow circuit
FR2972027B1 (fr) * 2011-02-25 2013-03-29 Snecma Chambre annulaire de combustion de turbomachine comprenant des orifices de dilution ameliores
US9038395B2 (en) 2012-03-29 2015-05-26 Honeywell International Inc. Combustors with quench inserts
US9239165B2 (en) 2012-06-07 2016-01-19 United Technologies Corporation Combustor liner with convergent cooling channel
US9335049B2 (en) * 2012-06-07 2016-05-10 United Technologies Corporation Combustor liner with reduced cooling dilution openings
US9243801B2 (en) 2012-06-07 2016-01-26 United Technologies Corporation Combustor liner with improved film cooling
US9217568B2 (en) 2012-06-07 2015-12-22 United Technologies Corporation Combustor liner with decreased liner cooling
US9052111B2 (en) 2012-06-22 2015-06-09 United Technologies Corporation Turbine engine combustor wall with non-uniform distribution of effusion apertures
US10260748B2 (en) * 2012-12-21 2019-04-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor with tailored temperature profile
US9879861B2 (en) 2013-03-15 2018-01-30 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine with improved combustion liner
EP2971966B1 (en) 2013-03-15 2017-04-19 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine combustor liner
EP3074618B1 (en) * 2013-11-25 2021-12-29 Raytheon Technologies Corporation Assembly for a turbine engine
US9631814B1 (en) 2014-01-23 2017-04-25 Honeywell International Inc. Engine assemblies and methods with diffuser vane count and fuel injection assembly count relationships
US10690345B2 (en) * 2016-07-06 2020-06-23 General Electric Company Combustor assemblies for use in turbine engines and methods of assembling same
US10816202B2 (en) 2017-11-28 2020-10-27 General Electric Company Combustor liner for a gas turbine engine and an associated method thereof
US11255543B2 (en) 2018-08-07 2022-02-22 General Electric Company Dilution structure for gas turbine engine combustor
US11181269B2 (en) 2018-11-15 2021-11-23 General Electric Company Involute trapped vortex combustor assembly
US11859819B2 (en) 2021-10-15 2024-01-02 General Electric Company Ceramic composite combustor dome and liners
US20230144971A1 (en) * 2021-11-11 2023-05-11 General Electric Company Combustion liner

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2125950B (en) 1982-08-16 1986-09-24 Gen Electric Gas turbine combustor
US4567730A (en) * 1983-10-03 1986-02-04 General Electric Company Shielded combustor
US4950129A (en) 1989-02-21 1990-08-21 General Electric Company Variable inlet guide vanes for an axial flow compressor
US5281085A (en) 1990-12-21 1994-01-25 General Electric Company Clearance control system for separately expanding or contracting individual portions of an annular shroud
US5228828A (en) 1991-02-15 1993-07-20 General Electric Company Gas turbine engine clearance control apparatus
US5222360A (en) 1991-10-30 1993-06-29 General Electric Company Apparatus for removably attaching a core frame to a vane frame with a stable mid ring
US5273396A (en) 1992-06-22 1993-12-28 General Electric Company Arrangement for defining improved cooling airflow supply path through clearance control ring and shroud
US5820024A (en) 1994-05-16 1998-10-13 General Electric Company Hollow nozzle actuating ring
US5911679A (en) 1996-12-31 1999-06-15 General Electric Company Variable pitch rotor assembly for a gas turbine engine inlet
US6045325A (en) 1997-12-18 2000-04-04 United Technologies Corporation Apparatus for minimizing inlet airflow turbulence in a gas turbine engine
GB2356924A (en) 1999-12-01 2001-06-06 Abb Alstom Power Uk Ltd Cooling wall structure for combustor
US6408629B1 (en) * 2000-10-03 2002-06-25 General Electric Company Combustor liner having preferentially angled cooling holes
US6606861B2 (en) * 2001-02-26 2003-08-19 United Technologies Corporation Low emissions combustor for a gas turbine engine
US7093439B2 (en) 2002-05-16 2006-08-22 United Technologies Corporation Heat shield panels for use in a combustor for a gas turbine engine
US7093440B2 (en) * 2003-06-11 2006-08-22 General Electric Company Floating liner combustor
US7152411B2 (en) * 2003-06-27 2006-12-26 General Electric Company Rabbet mounted combuster

Cited By (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101113820B (zh) * 2006-07-26 2011-12-28 通用电气公司 燃烧器衬垫及其制造方法
CN101675227B (zh) * 2007-09-25 2013-03-06 三菱重工业株式会社 燃气轮机燃烧器的冷却结构
CN101839481A (zh) * 2009-03-02 2010-09-22 通用电气公司 泻流冷却的单件式管式燃烧器
CN103161577A (zh) * 2011-12-16 2013-06-19 通用电气公司 烃膜保护的耐火碳化物构件及其使用
US9284231B2 (en) 2011-12-16 2016-03-15 General Electric Company Hydrocarbon film protected refractory carbide components and use
CN103161577B (zh) * 2011-12-16 2017-07-28 通用电气公司 稳定热气路径构件的方法、涡轮功率发生系统和冷却系统
US10161310B2 (en) 2011-12-16 2018-12-25 General Electric Company Hydrocarbon film protected refractory carbide components and use
CN104204679A (zh) * 2012-03-27 2014-12-10 西门子公司 低燃烧动态和排放的燃气涡轮发动机的燃烧室衬套的改进孔排列
CN108626744A (zh) * 2017-03-16 2018-10-09 通用电气公司 减少燃烧器中的膜刷洗
CN108626744B (zh) * 2017-03-16 2021-05-28 通用电气公司 减少燃烧器中的膜刷洗
CN109424981A (zh) * 2017-09-01 2019-03-05 安萨尔多能源瑞士股份公司 燃气轮机筒形燃烧器的过渡管和包括该过渡管的燃气轮机
CN109424981B (zh) * 2017-09-01 2022-05-13 安萨尔多能源瑞士股份公司 燃气轮机筒形燃烧器的过渡管和包括该过渡管的燃气轮机
CN107575310A (zh) * 2017-10-24 2018-01-12 江苏华强新能源科技有限公司 一种高效燃气轮机出气温度调节系统
CN112513530A (zh) * 2018-07-19 2021-03-16 赛峰飞机发动机公司 用于涡轮机的组合件
CN111829006A (zh) * 2019-04-18 2020-10-27 赛峰航空器发动机 在燃烧室壁中构造和定位通气孔
CN111829006B (zh) * 2019-04-18 2023-01-10 赛峰航空器发动机 在燃烧室壁中构造和定位通气孔

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US20050081526A1 (en) 2005-04-21
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CA2476747A1 (en) 2005-04-17
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