CN1740640A - 利用成角度的分割表面的燃烧室冷却 - Google Patents

利用成角度的分割表面的燃烧室冷却 Download PDF

Info

Publication number
CN1740640A
CN1740640A CNA2005100915849A CN200510091584A CN1740640A CN 1740640 A CN1740640 A CN 1740640A CN A2005100915849 A CNA2005100915849 A CN A2005100915849A CN 200510091584 A CN200510091584 A CN 200510091584A CN 1740640 A CN1740640 A CN 1740640A
Authority
CN
China
Prior art keywords
striped
combustion chamber
angled
lining
chamber lining
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.)
Pending
Application number
CNA2005100915849A
Other languages
English (en)
Inventor
R·S·邦克
J·C·拜利
S·K·维德纳
T·E·约翰逊
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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=35745862&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=CN1740640(A) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN1740640A publication Critical patent/CN1740640A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • 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
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • 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
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • 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
    • F23R3/005—Combined with pressure or heat exchangers
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment
    • 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
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • 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
    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
    • 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

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

燃气涡轮(16)的燃烧室衬里(24)包括具有在该燃烧室衬里(24)的外表面(26)上的多条成角度的条纹(40)的一个体。该多条成角度的条纹(40)围绕着该外表面(26)排列成一个组。在每一条所述的多条成角度的条纹(40)之间有一个间隔(42，44，P)，以便在纵向方向，在所述燃烧室衬里(24)的所述外表面(26)上流动的冷却空气中形成涡流。制造该燃烧室衬里(24)的方法包括在该燃烧室衬里(24)的外表面(26)上形成多条有角度的，和围绕着该外表面(26)排列成一个组的条纹(40)。每一条成角度的条纹(40)都隔开一定距离，以便在该燃烧室衬里(24)的外表面(26)上流动的冷却空气中形成涡流。

Description

利用成角度的分割表面的燃烧室冷却
发明领域
本发明总的涉及涡轮部件，尤其涉及燃烧室衬里。
背景技术
通常的燃气涡轮燃烧室采用燃料和空气分开地进入燃烧室的扩散(即非预先混合的)燃烧。混合和燃烧的过程产生可以超过3900°F的火焰温度。由于通常的燃烧室和/或具有衬里的过渡件，一般可以在大约10000小时内承受最高约为1500°F的温度，因此必需采取措施来保护该燃烧室和/或过渡件。一般，这可利用薄膜冷却来实现。该冷却包括将较冷的压缩机空气引入由包围该燃烧室外面的压缩机排气壳体构成的增压室中。在这种现有的结构中，从增压室出来的空气，通过在该燃烧室衬里中的通气孔，然后作为在该衬里的内表面上的薄膜通过，从而将燃烧室衬里的温度保持在可接收的水平上。
因为在超过大约3000°F(大约1650℃)的温度下，二原子的氮迅速地分解，并且在这种温度下，容易与氧反应，因此扩散燃烧的高温度造成较高的NOx排出。减少NOx排放的一种方法为预先使尽可能最大量的压缩机空气与燃料混合。所得到的贫油的预混合燃烧产生较冷的火焰温度，因此可减少NOx的排放。虽然，贫油的预混合燃烧比扩散燃烧冷些，但是如不采取某种形式的积极冷却措施，现有的普通燃烧室部件要承受该的火焰温度仍然太高。
另外，因为为了减少NOx，先进的燃烧室预先使尽可能最大量的空气与燃料混合，因此冷却空气少或没有，使得燃烧室衬里和过渡件的薄膜冷却不实际。尽管如此，燃烧室衬里需要冷却，以保持材料温度在极限以下。在干燥的低NOx(DLN)排放系统中，这种冷却只能作为冷侧对流供给。这种冷却必需在热梯度和压力损失的可接受的极限内来进行。因此，为了防止燃烧室衬里和过渡件不被这种高热破坏，已经使用了诸如热壁垒涂层与“背面”冷却结合一类的方法。背面冷却包括在使空气与燃烧预先混合之前，使压缩机空气在该燃烧室衬里的外表面和过渡件上通过。
目前有三种现有技术的，燃烧室腔对流冷却的形式。第一，在实际中使用作为在该衬里表面上的直管路形式的一系列纵向或轴向隔开的水平紊流器，来破坏热边界层，并增强用于冷却的传热。这些紊流器可以在金属表面上加工出来，或者作为材料的点固焊条纹贴在金属上。第二，由一系列由燃烧室腔外部冷却流动套筒供给的冲击射流，形成对流冷却。一般，不可能在整个腔中进行这种冲击冷却，因此采用冲击和表面紊流器的混合物。第三，在该衬面表面上作出也称为陷窝或半球形凹形面的一组表面凹槽，以形成增强传热的流动涡流。这些各种各样已知技术增强了传热，但对热梯度和压力损失的作用是不同的。
发明的说明
本发明的示例性实施例包括燃气涡轮的一个燃烧室衬里，该燃气涡轮具有在该燃烧室衬里的外表面上的多条成角度的条纹的一个本体。该多条成角度的条纹围绕着该外表面排列成一组。在每一个所述的多条成角度的条纹之间设置一个间隔，以便在沿着纵向方向，在所述燃烧室衬里的所述外表面上流动的冷却空气形成涡流。
本发明的示例性实施例还包括制造燃烧室衬里的方法。该方法包括在该燃烧室衬里的外表面上形成多条成角度并且围绕该外表面排列成一组的条纹，每一条成角度的条纹隔开一定距离，以便在该燃烧室衬里的外表面上流动的冷却空气中产生涡流。
附图的简要说明
图1为一个已知的燃气涡轮燃烧室的示意图；
图2表示一个燃烧室衬里的外表面的顶部视图；
图3表示图2所示表面的另一个实施例；
图4表示图2所示表面的另一个实施例；
图5表示图2所示表面的另一个实施例；
图6表示图2所示表面的另一个实施例；
图7表示图2所示表面的另一个实施例；
图8表示该表面的几何形状和流动取向；
图9表示一个条纹的横截面；
图10为表示雷诺数与紊流表面摩擦系数和光滑表面摩擦系数之比的关系的图形；
图11为表示雷诺数与紊流传热系数(“HTC”)和光滑表面HTC之比的关系。
优选实施例
图1表示一个罐头状的环形的逆流流动或燃烧室10。该燃烧室10通过使空气和燃料在一个限制的空间内燃烧，并将所产生的燃烧气体通过一排静止叶片排出，产生驱动涡轮回转运动所需要的气体。在工作中，当从压缩机排出的空气11(被压缩至约为250～400磅/英寸2量级的压力)流过这些燃烧室(以14表示其中一个)外面并在通向涡轮(用16表示的第一级)途中再次进入该燃烧室时，该排出的空气11反向流动。压缩空气和燃料在燃烧腔19中燃烧，产生温度约为1500℃或约为2730°F的气体。这些燃烧气体以高的速度，通过过渡件20，流入涡轮部分16中。该过渡件20在接头22处与燃烧室衬里24连接，但在一些应用中，一个分离的接头部分可以位于该过渡件20和该燃烧室衬里之间。该燃烧室衬里24和过渡件20具有冷却该燃烧室衬里24的排出空气11在上面流动的外表面26。
详细地说，存在着排出空气11的环流，包含衬里24的外表面26(冷侧)被对流处理。在一个示例性实施例中，排出空气通过一个形成环形间隙30的流动套筒28流动，使流动速度可以足够高，以形成大的传热系数。位于该燃烧室衬里24和该过渡件20两者上的该流动套筒28可以为连接在一起的二个单独的套筒。该流动套筒28有许多孔，槽或其他开口(没有示出)，可允许排出空气11大量地流入该流动套筒28中，而不会引起大的压力降。
图2～7表示在该燃烧室衬里24的外表面(冷侧)上加工或制造的人字纹图形和断开的人字纹表面的另一些实施例。具体地说，这些图表示这种表面的一般几何形状和流动取向。应当了解，图2～7只是代表由该成角度的分割的条纹40包含的各种实施例的一部分。当冷却作用加强时，该各种实施例改善在工业燃气涡轮燃烧室衬里和过渡件上得到的对流冷却。
详细地说，每一个实施例表示特殊形式的人字纹的一组突出的条纹40的形成，即V字形或分割的人字条纹。该断开的人字条纹的V形底部被除去，并且还可使该V字形的第一边偏离该V字形的第二边，形成交错的成角度的条纹。由在一直线上的或交错的组的V形条纹形成的人字条纹表面不但可以破坏在冷却表面上的边界层流动，而且可以沿着该成角度的条纹形成重要的次级流动涡流。这些次级流动可以进一步增强传热，还可以在人字纹之间的区域中互相作用，以进一步混合和破坏流动。这些带的边缘或末端还可以形成局部的放射的涡流。该断开的人字纹组去除了人字纹的底部，留下交错的和定向的带，这些带也如人字纹一样，但进一步在所增加的断开边缘上。形成附加的增强流动和传热。
参见图2～9，特别是图8和图9可看出，条纹40被分割，在该V形条纹和该成角度的条纹之间存在间隔42和44。间隔42为每一条V形条纹之间的水平距离。间隔44是当除去人字纹的底部时形成的间隔的水平距离。在每一条条纹40之间的纵向距离上还有一个间隔P。在一个示例性实施例中，间隔42和44的尺寸相同，但不需要间隔42和44的尺寸相同。该间隔42和44形成不同的边缘，在这些边缘中，排出空气11与该边缘相互作用，形成使流动成为紊流的涡流。应注意，虽然空气主要在纵向方向流动，但间隔42和44在横向靠近每一条条纹40形成。
该V形条纹40可以交错排列，以形成由该条纹40的间距确定的偏移46。每一条条纹40放置成在每一条条纹40之间有间隔P。在一个示例性实施例中，该偏移46为在纵向方向中，任何一条条纹40之间的距离P的一半。该偏移46的范围可以为大约间隔P的0.3～0.7倍。
条纹40的不同角度A形成局部次级流动或次级流动涡流的不同大小。该条纹40的角度A的大小包括与水平线成大约30°～60°的角度。每一条条纹40的长度L大约为1cm～2cm。一个参数被定义为在这些条纹之间的距离P与这些条纹的高度H之比P/H。在一个示例性实施例中，比值P/H约为6～14。这个比值确定在一排这种零件中，该条纹的优选间隔，使得流动可以重新附着在每一条条纹之间的表面26上，以进行最好的传热。另一个参数为多行表面条纹之间的间隔42。这个间隔必需足够大，以便可从该带的边缘，自由地产生流动涡流。在一个示例性实施例中，这个间隔42为高度H的5～10倍。因为即使该间隔非常大，相邻的条纹边缘会继续产生涡流，因此这个间隔42没有上限。然而，间隔42与由这些增强的几何尺寸形成的总表面积增加有关，其中，较接近的间隔意味着有更多的零件和更多附加的表面面积。
对于一个直径大约为14～16英寸(35.5～40.6cm)的大的燃烧室腔，该条纹40的高度H的一个示例性实施例为0.020英寸(0.051cm)～0.120英寸(0.305cm)。间隔42和该条纹40的高度H可以如所希望的沿着该表面组改变，以达到与冷却作用的增强某种程度的适应。另外，与在该衬里外部不使用条纹比较，通过使用断开的人字条纹和断开的，折断的人字纹图形的条纹，则与排出空气11相互作用的表面积增加大约25％以下。
图9还表示在该带的底部有一个半径R，可帮助减小每一条纹上的应力。另外，在一个示例性实施例中，该条纹有一个平的顶部50，可使排出空气的流动的紊流更好。可以理解，该半径和平的顶部代表机械加工的条纹，而且可以设想其他的制造方法，并可导致圆的顶部或在底部处的非常小的半径。
该间隔42、44和偏移46提供了附加的扰动，以增加流动的紊流。紊流的增加可使排出空气11的流动在该衬里的外表面26上被搅动，这可将新鲜的排出空气向下带至该衬里的外表面。换句话说，离该表面较远，因而也是较冷的排出空气到达该衬里表面，从而使该较冷的空气增强该表面的传热速率。注意，如果条纹40太接近，则空气流可以实际上与要冷却的表面隔离。另外，如果该条纹40太小，则表面特征不能沿着该条纹40的方向形成相当大的次级流动。
该条纹40以特殊方式取向，使大量的排出空气10在纵向方向流过该条纹。空气的流动在紧邻要被冷却的表面的流动中，产生许多和位置好的边缘涡流。如双箭头所示，沿纵向方向的流动可以为从顶部至底部，或从底部至顶部的方向。虽然，箭头表示从顶部至底部，或从底部至顶部的流动，但方向的改变表示条纹40的另一种取向，并且该燃烧室衬里和流动套筒之间或该过渡件和该流动套筒之间的主要流动的方向不改变。这些成形的和定向的条纹还起到大大增加热流容量的表面积，以及沿整个表面使冷却增强更均匀的作用。
在外表面26上形成条纹40的方法可以通过铸造，机械加工，铜焊，焊接或诸如激光固化等一类的特殊沉积技术来进行。这样可以在形成衬里24后，在该衬里24上形成该条纹40。这样，该条纹40可以整体地作成该衬里24的一部分，或者可以在形成该衬里后加在该衬里24上。如果该条纹40整体地作成该衬里24的一部分(例如，机械加工，铸造等)，则该条纹40完全与衬里24接合，在该衬里上没有与该条纹的界面。这样，与和该衬里24作成一个整体的条纹40有充分的热接触，这可在排出空气11在该条纹40上通过时，改善传热。另一种方法是，可以将该条纹加在表面26上，然后粘接，与该衬里的外表面26形成无缝的界面。
具体地说，燃烧室冷却通道的雷诺数在500,000～1000,000时，与现有技术的普通方法比较，该条纹提供了较大的热增强。最近的资料显示，在衬里冷却表面上采用横向紊流器的通常实践，当冷却流雷诺数增加至用于低排放燃烧室的很高水平时，例如雷诺数在500,000～1000,000量级时，会使传热增强系数减少。本文所讨论的示例性实施例使传热系数增强系数增大15～25％，加上附加的10～20％的表面积，则总共增加20至40％的热流或冷却能力。该条纹40还有一个出乎意外的好处，即几乎可直接从该表面处理的位置得到其增强的高度，以及沿着该表面保持该高度不变。这二个特性在通常的紊流表面中没有发现。
图10和11表示使用分割条纹的优点。在图10中，水平轴代表雷诺数，垂直轴代表紊流的表面摩擦系数与光滑表面的摩擦系数之比。这个图表示，与没有条纹和横跨表面的水平条纹的横向紊流器的光滑表面比较，对于断开的成角度的条纹40和V形的条纹40，在所有各种雷诺数或流动容积(特别是大的雷诺数)，紊流都比较大。在图11中，水平轴代表雷诺数，垂直轴代表紊流的传热系数(“HTC”)与光滑表面的HTC之比。这个图表示，与横跨该表面的水平条纹的横向紊流器比较，对于断开的成角度的条纹40和V形条纹40，在所有各种雷诺数或流动容积(特别是大的雷诺数)下，传热率数都比较大。
另外，虽然已参照示例性实施例说明了本发明，但技术熟练的人知道，在不偏离本发明的范围的条件下，可作各种改变，并且可用等同的零件代替其零件。另外，在不偏离本发明的主要范围的条件下，可作许多改进，以适应本发明所述的具体情况或材料。因此，本发明不是局限于实现本发明的最佳形式的具体实施例，而是本发明包括所存在所附权利要求书范围内的所有实施例。另外，使用第一、第二等术语不表示任何次序或重要性，只是利用第一、第二等术语将一个元件与另一个区别开来。
零件清单
10—燃烧室
11—排出空气
14—压缩机
16—涡轮
18—腔
20—过渡件
22—接头
24—燃烧室衬里
26—外表面
28—流动套筒
30—间隙
40—带
42—间隔
44—间隔
46—偏移
50—平的顶部
P—间隔
A—角度
R—半径
L—长度

Claims (10)

1.一种燃气涡轮(16)的燃烧室衬里(24)，包括：
一个本体；该本体在所述燃烧室衬里(24)的外表面(26)上有许多成角度的，并围绕所述外表面(26)排列成一组的条纹(40)；和
在所述多个成角度的条纹(40)的每一个之间的间隔(42，44，P)，以便在沿横越所述燃烧衬里(24)的所述外表面(26)的纵向方向流动的冷却空气中形成涡流。
2.如权利要求1所述的燃烧室衬里(24)，其特征为，每一条所述成角度的条纹(40)为V字形。
3.如权利要求1所述的燃烧室衬里(24)，其特征为，每一条所述的成角度的条纹(40)为V字形，并且所述V字形的底部被去除。
4.如权利要求1所述的燃烧室衬里(24)，其特征为，每一条所述的成角度的条纹(40)为V字形，并且所述V字形的底部被去除，以形成一第一边和一第二边；所述第一边纵向偏离所述第二边。
5.如权利要求4所述的燃烧室衬里(24)，其特征为，所述第一边偏离所述第二边的量为每一个所述成角度的条纹(40)之间的总的纵向距离的大约0.3～0.7倍。
6.如权利要求4所述的燃烧室衬里(24)，其特征为，所述间隔(42，44，P)包括所述V字形的已被去除的所述底部，位于每一个所述V字形之间的横向间隔(42)，和在每一个所述的成角度的条纹(40)之间的一个纵向间隔(P)。
7.如权利要求1所述的燃烧室衬里(24)，其特征为，所述多条成角度的条纹(40)中的每一条的高度约为0.02～0.12英寸。
8.如权利要求1所述的燃烧室衬里(24)，其特征为，所述间隔(42，44，P)包括一个纵向间隔(P)和一个横向间隔(42，44)，在每一条所述的成角度的条纹(40)之间的所述纵向间隔(42)由在每一条所述的成角度的条纹(40)之间的所述横向间隔(42，44)与每一条所述的成角度的条纹(40)的高度之比限定，所述比值的范围大约为6～14。
9.如权利要求8所述的燃烧室衬里(24)，其特征为，所述横向间隔(42，44)由大约为5～10倍于每一条所述的有角度带的高度限定。
10.如权利要求1所述的燃烧室衬里(24)，其特征为，每一条所述的成角度的条纹(40)与水平方向成一个角度，所述角度范围约为30°～60°。
CNA2005100915849A 2004-08-26 2005-08-26 利用成角度的分割表面的燃烧室冷却 Pending CN1740640A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/711131 2004-08-26
US10/711,131 US7373778B2 (en) 2004-08-26 2004-08-26 Combustor cooling with angled segmented surfaces

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN1740640A true CN1740640A (zh) 2006-03-01

Family

ID=35745862

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNA2005100915849A Pending CN1740640A (zh) 2004-08-26 2005-08-26 利用成角度的分割表面的燃烧室冷却

Country Status (4)

Country Link
US (1) US7373778B2 (zh)
JP (1) JP4993427B2 (zh)
CN (1) CN1740640A (zh)
DE (1) DE102005038395B4 (zh)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101858256A (zh) * 2009-04-13 2010-10-13 通用电气公司 组合型对流/泻流冷却的一件式筒形燃烧器
CN101893255A (zh) * 2009-02-17 2010-11-24 通用电气公司 具有传热表面增强件的单件式罐式燃烧器
US8220273B2 (en) 2008-03-31 2012-07-17 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Cooling structure for gas turbine combustor
CN102818286A (zh) * 2011-06-06 2012-12-12 通用电气公司 燃烧衬套和过渡件
CN103471099A (zh) * 2012-06-05 2013-12-25 通用电气公司 具有短暂剧烈淬火区域的燃烧器
CN105480772A (zh) * 2015-11-26 2016-04-13 凌云光技术集团有限责任公司 卷装标签检剔分离系统及离线剔除设备的停机方法

Families Citing this family (75)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
US7386980B2 (en) * 2005-02-02 2008-06-17 Power Systems Mfg., Llc Combustion liner with enhanced heat transfer
US7571611B2 (en) * 2006-04-24 2009-08-11 General Electric Company Methods and system for reducing pressure losses in gas turbine engines
US7603863B2 (en) * 2006-06-05 2009-10-20 General Electric Company Secondary fuel injection from stage one nozzle
US7553128B2 (en) * 2006-10-12 2009-06-30 United Technologies Corporation Blade outer air seals
US8033325B2 (en) * 2007-07-24 2011-10-11 Asia Vital Components Co., Ltd. Heat dissipation apparatus with coarse surface capable of intensifying heat transfer
EP2031302A1 (de) * 2007-08-27 2009-03-04 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine mit einer kühlbaren Komponente
US20090235668A1 (en) * 2008-03-18 2009-09-24 General Electric Company Insulator bushing for combustion liner
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
US20100005804A1 (en) * 2008-07-11 2010-01-14 General Electric Company Combustor structure
US20100011770A1 (en) * 2008-07-21 2010-01-21 Ronald James Chila Gas Turbine Premixer with Cratered Fuel Injection Sites
US20100037620A1 (en) * 2008-08-15 2010-02-18 General Electric Company, Schenectady Impingement and effusion cooled combustor component
US8056343B2 (en) * 2008-10-01 2011-11-15 General Electric Company Off center combustor liner
US20100107645A1 (en) * 2008-10-31 2010-05-06 General Electric Company Combustor liner cooling flow disseminator and related method
US8438856B2 (en) * 2009-03-02 2013-05-14 General Electric Company Effusion cooled one-piece can combustor
US20100223931A1 (en) * 2009-03-04 2010-09-09 General Electric Company Pattern cooled combustor liner
US20100269513A1 (en) * 2009-04-23 2010-10-28 General Electric Company Thimble Fan for a Combustion System
US8790916B2 (en) * 2009-05-14 2014-07-29 Genestream, Inc. Microfluidic method and system for isolating particles from biological fluid
DE102009026546B4 (de) * 2009-05-28 2012-05-16 Schott Solar Ag Sonnenkollektor
US8307654B1 (en) * 2009-09-21 2012-11-13 Florida Turbine Technologies, Inc. Transition duct with spiral finned cooling passage
US8402764B1 (en) * 2009-09-21 2013-03-26 Florida Turbine Technologies, Inc. Transition duct with spiral cooling channels
US8308093B2 (en) * 2010-01-11 2012-11-13 Wark Rickey E Coal pulverizer/classifier deflector
US8905713B2 (en) 2010-05-28 2014-12-09 General Electric Company Articles which include chevron film cooling holes, and related processes
US8881500B2 (en) * 2010-08-31 2014-11-11 General Electric Company Duplex tab obstacles for enhancement of deflagration-to-detonation transition
US8201412B2 (en) 2010-09-13 2012-06-19 General Electric Company Apparatus and method for cooling a combustor
US9133721B2 (en) * 2010-11-15 2015-09-15 Siemens Energy, Inc. Turbine transition component formed from a two section, air-cooled multi-layer outer panel for use in a gas turbine engine
US9097117B2 (en) * 2010-11-15 2015-08-04 Siemens Energy, Inc Turbine transition component formed from an air-cooled multi-layer outer panel for use in a gas turbine engine
US8863525B2 (en) * 2011-01-03 2014-10-21 General Electric Company Combustor with fuel staggering for flame holding mitigation
US8955330B2 (en) 2011-03-29 2015-02-17 Siemens Energy, Inc. Turbine combustion system liner
US9511447B2 (en) * 2013-12-12 2016-12-06 General Electric Company Process for making a turbulator by additive manufacturing
US8966910B2 (en) 2011-06-21 2015-03-03 General Electric Company Methods and systems for cooling a transition nozzle
US8915087B2 (en) * 2011-06-21 2014-12-23 General Electric Company Methods and systems for transferring heat from a transition nozzle
US20130180252A1 (en) * 2012-01-18 2013-07-18 General Electric Company Combustor assembly with impingement sleeve holes and turbulators
US9644903B1 (en) 2012-06-01 2017-05-09 The United States Of America As Represented By The Administrator Of National Aeronautics And Space Administration Shaped recess flow control
US20130318986A1 (en) * 2012-06-05 2013-12-05 General Electric Company Impingement cooled combustor
EP2685170A1 (en) * 2012-07-10 2014-01-15 Alstom Technology Ltd Cooled wall structure for the hot gas parts of a gas turbine and method for manufacturing such a structure
US20140090385A1 (en) * 2012-10-01 2014-04-03 General Electric Company System and method for swirl flow generation
US9897317B2 (en) * 2012-10-01 2018-02-20 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Thermally free liner retention mechanism
US10060630B2 (en) 2012-10-01 2018-08-28 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Flamesheet combustor contoured liner
US9347669B2 (en) 2012-10-01 2016-05-24 Alstom Technology Ltd. Variable length combustor dome extension for improved operability
US10378456B2 (en) 2012-10-01 2019-08-13 Ansaldo Energia Switzerland AG Method of operating a multi-stage flamesheet combustor
US20140196433A1 (en) * 2012-10-17 2014-07-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine component platform cooling
US9085981B2 (en) 2012-10-19 2015-07-21 Siemens Energy, Inc. Ducting arrangement for cooling a gas turbine structure
EP2971543B1 (en) * 2013-03-15 2020-08-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having shaped pedestals
US9709274B2 (en) 2013-03-15 2017-07-18 Rolls-Royce Plc Auxetic structure with stress-relief features
US10816201B2 (en) 2013-09-13 2020-10-27 Raytheon Technologies Corporation Sealed combustor liner panel for a gas turbine engine
EP3055537B1 (en) * 2013-10-07 2020-08-19 United Technologies Corporation Combustor wall with tapered cooling cavity
JP6202976B2 (ja) 2013-10-10 2017-09-27 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
US9039371B2 (en) * 2013-10-31 2015-05-26 Siemens Aktiengesellschaft Trailing edge cooling using angled impingement on surface enhanced with cast chevron arrangements
WO2015122950A2 (en) * 2013-11-21 2015-08-20 United Technologies Corporation Turbine engine multi-walled structure with internal cooling element(s)
KR101556532B1 (ko) * 2014-01-16 2015-10-01 두산중공업 주식회사 냉각슬리브를 포함하는 라이너, 플로우슬리브 및 가스터빈연소기
EP2921779B1 (en) * 2014-03-18 2017-12-06 Ansaldo Energia Switzerland AG Combustion chamber with cooling sleeve
CN103967621B (zh) * 2014-04-08 2016-06-08 上海交通大学 具有微小斜肋-凹陷复合结构的冷却装置
EP2955442A1 (en) * 2014-06-11 2015-12-16 Alstom Technology Ltd Impingement cooled wall arrangement
EP3045680B1 (en) * 2015-01-15 2020-10-14 Ansaldo Energia Switzerland AG Method and apparatus for cooling a hot gas wall
US10871075B2 (en) 2015-10-27 2020-12-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooling passages in a turbine component
US10533749B2 (en) * 2015-10-27 2020-01-14 Pratt & Whitney Cananda Corp. Effusion cooling holes
EP3205937B1 (en) * 2016-02-09 2021-03-31 Ansaldo Energia IP UK Limited Impingement cooled wall arangement
JP6735605B2 (ja) 2016-06-01 2020-08-05 川崎重工業株式会社 ガスタービンエンジンの冷却構造
JP2018009550A (ja) 2016-07-15 2018-01-18 川崎重工業株式会社 ガスタービンエンジンの冷却構造およびその製造方法
US10502068B2 (en) * 2016-12-02 2019-12-10 General Electric Company Engine with chevron pin bank
KR101906701B1 (ko) * 2017-01-03 2018-10-10 두산중공업 주식회사 가스터빈 블레이드
US11156099B2 (en) 2017-03-28 2021-10-26 General Electric Company Turbine engine airfoil with a modified leading edge
KR101983469B1 (ko) 2017-10-20 2019-09-10 두산중공업 주식회사 터빈 블레이드 링 세그멘트 및 이를 포함하는 터빈 및 가스터빈
JP6663899B2 (ja) * 2017-11-29 2020-03-13 本田技研工業株式会社 冷却装置
US10808552B2 (en) * 2018-06-18 2020-10-20 Raytheon Technologies Corporation Trip strip configuration for gaspath component in a gas turbine engine
US11306918B2 (en) * 2018-11-02 2022-04-19 Chromalloy Gas Turbine Llc Turbulator geometry for a combustion liner
US10890328B2 (en) * 2018-11-29 2021-01-12 DOOSAN Heavy Industries Construction Co., LTD Fin-pin flow guide for efficient transition piece cooling
US11519295B2 (en) 2018-12-03 2022-12-06 Raytheon Technologies Corporation Thermal management system for gas turbine engine
US11788416B2 (en) 2019-01-30 2023-10-17 Rtx Corporation Gas turbine engine components having interlaced trip strip arrays
KR102377720B1 (ko) * 2019-04-10 2022-03-23 두산중공업 주식회사 압력 강하가 개선된 라이너 냉각구조 및 이를 포함하는 가스터빈용 연소기
WO2022046146A1 (en) * 2020-08-24 2022-03-03 Siemens Gas And Power Gmbh & Co. Kg Turbine blade in gas turbine engine
DE112022001110T5 (de) * 2021-02-18 2024-01-18 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Übergang mit unebener Fläche
US11828226B2 (en) * 2022-04-13 2023-11-28 General Electric Company Compressor bleed air channels having a pattern of vortex generators
DE102022205240A1 (de) 2022-05-25 2023-11-30 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Brennkammer mit spezifischen Kühlluftöffnungen

Family Cites Families (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4195475A (en) * 1977-12-21 1980-04-01 General Motors Corporation Ring connection for porous combustor wall panels
JP3006174B2 (ja) * 1991-07-04 2000-02-07 株式会社日立製作所 内部に冷却通路を有する部材
US5361828A (en) * 1993-02-17 1994-11-08 General Electric Company Scaled heat transfer surface with protruding ramp surface turbulators
US5337568A (en) * 1993-04-05 1994-08-16 General Electric Company Micro-grooved heat transfer wall
JP3268070B2 (ja) * 1993-06-29 2002-03-25 三菱重工業株式会社 ガスタービンの中空冷却動翼
DE4416343C2 (de) * 1994-05-09 1996-10-17 Karlsruhe Forschzent Statischer Mikro-Vermischer
US5791405A (en) * 1995-07-14 1998-08-11 Mitsubishi Shindoh Co., Ltd. Heat transfer tube having grooved inner surface
JP2842810B2 (ja) * 1995-07-14 1999-01-06 三菱伸銅株式会社 内面溝付伝熱管
DE19526917A1 (de) * 1995-07-22 1997-01-23 Fiebig Martin Prof Dr Ing Längswirbelerzeugende Rauhigkeitselemente
JP3619599B2 (ja) * 1995-11-30 2005-02-09 株式会社東芝 ガスタービンプラント
US5797726A (en) * 1997-01-03 1998-08-25 General Electric Company Turbulator configuration for cooling passages or rotor blade in a gas turbine engine
US6018950A (en) * 1997-06-13 2000-02-01 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustion turbine modular cooling panel
GB2328011A (en) * 1997-08-05 1999-02-10 Europ Gas Turbines Ltd Combustor for gas or liquid fuelled turbine
US5974805A (en) * 1997-10-28 1999-11-02 Rolls-Royce Plc Heat shielding for a turbine combustor
US6098397A (en) 1998-06-08 2000-08-08 Caterpillar Inc. Combustor for a low-emissions gas turbine engine
MY120261A (en) * 1998-11-24 2005-09-30 Furukawa Electric Co Ltd Internal-grooved heat exchanger tube and metal strip machining roll for internal-grooved heat exchanger tube
JP2000320837A (ja) * 1999-05-06 2000-11-24 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器
US6298909B1 (en) * 2000-03-01 2001-10-09 Mitsubishi Shindoh Co. Ltd. Heat exchange tube having a grooved inner surface
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
US6446438B1 (en) * 2000-06-28 2002-09-10 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
US6883597B2 (en) * 2001-04-17 2005-04-26 Wolverine Tube, Inc. Heat transfer tube with grooved inner surface
US6530225B1 (en) * 2001-09-21 2003-03-11 Honeywell International, Inc. Waffle cooling
US6722134B2 (en) * 2002-09-18 2004-04-20 General Electric Company Linear surface concavity enhancement
DE10248548A1 (de) * 2002-10-18 2004-04-29 Alstom (Switzerland) Ltd. Kühlbares Bauteil
US6681578B1 (en) * 2002-11-22 2004-01-27 General Electric Company Combustor liner with ring turbulators and related method
TW200503608A (en) * 2003-07-15 2005-01-16 Ind Tech Res Inst Cooling plate having vortices generator
US20050044857A1 (en) * 2003-08-26 2005-03-03 Boris Glezer Combustor of a gas turbine engine
JP4614266B2 (ja) * 2004-07-23 2011-01-19 臼井国際産業株式会社 流体攪拌用フィン並びに該フィンを内装した伝熱管および熱交換器または熱交換型ガス冷却装置

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8220273B2 (en) 2008-03-31 2012-07-17 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Cooling structure for gas turbine combustor
CN101893255A (zh) * 2009-02-17 2010-11-24 通用电气公司 具有传热表面增强件的单件式罐式燃烧器
CN101858256A (zh) * 2009-04-13 2010-10-13 通用电气公司 组合型对流/泻流冷却的一件式筒形燃烧器
CN102818286A (zh) * 2011-06-06 2012-12-12 通用电气公司 燃烧衬套和过渡件
CN103471099A (zh) * 2012-06-05 2013-12-25 通用电气公司 具有短暂剧烈淬火区域的燃烧器
CN105480772A (zh) * 2015-11-26 2016-04-13 凌云光技术集团有限责任公司 卷装标签检剔分离系统及离线剔除设备的停机方法

Also Published As

Publication number Publication date
JP4993427B2 (ja) 2012-08-08
DE102005038395A1 (de) 2006-03-02
US20060042255A1 (en) 2006-03-02
DE102005038395B4 (de) 2013-11-28
US7373778B2 (en) 2008-05-20
JP2006063984A (ja) 2006-03-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN1740640A (zh) 利用成角度的分割表面的燃烧室冷却
EP1413829B1 (en) Combustor liner with inverted turbulators
JP6177785B2 (ja) 一次孔および／または希釈孔のレベルで冷却を改善した燃焼室の環状壁
KR100856184B1 (ko) 연결기 부분
US8544277B2 (en) Turbulated aft-end liner assembly and cooling method
US6681578B1 (en) Combustor liner with ring turbulators and related method
EP2317270B1 (en) Combustor with heat exchange bulkhead
EP2532963B1 (en) Reverse-flow annular combustor for reduced emissions
US8024933B2 (en) Wall elements for gas turbine engine combustors
US20080063524A1 (en) Cooling arrangement for a component of a gas turbine engine
US9557060B2 (en) Combustor heat shield
US7114923B2 (en) Cooling system for a showerhead of a turbine blade
US20100205972A1 (en) One-piece can combustor with heat transfer surface enhacements
CN101981381A (zh) 燃气涡轮燃烧器的冷却结构
US10760436B2 (en) Annular wall of a combustion chamber with optimised cooling
US20070193216A1 (en) Wall elements for gas turbine engine combustors
US9513008B2 (en) Combustor for gas turbine engine
US10408452B2 (en) Array of effusion holes in a dual wall combustor
US20120304654A1 (en) Combustion liner having turbulators
EP2375160A2 (en) Angled seal cooling system
EP3771864A1 (en) Dual fuel lance with cooling microchannels
EP1426558A2 (en) Gas turbine transition piece with dimpled surface and cooling method for such a transition piece
EP3147567B1 (en) Single skin combustor with heat transfer enhancement
CN202419701U (zh) 多斜孔火焰筒壁板、火焰筒及燃气轮机燃烧室
KR102720223B1 (ko) 냉각 마이크로채널을 갖는 이중 연료 랜스

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C12 Rejection of a patent application after its publication
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Open date: 20060301