DE102009026328A1 - Konturierte Aufprallhülsenlöcher - Google Patents
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Abstract
Geschaffen ist eine Brennkammer (120) für den Einsatz in einer Gasturbine (100). Die Brennkammer (120) kann eine Wand (160) und eine Aufprallhülse (200) enthalten, wobei die Wand (160) und die Aufprallhülse (200) einen Luftstromkanal (180) definieren. Die Aufprallhülse (200) kann mehrere hindurchführende konturierte Löcher (210) aufweisen.
Description
- TECHNISCHES GEBIET
- Die vorliegende Erfindung betrifft allgemein Gasturbinentriebwerke und speziell eine Aufprallhülse für eine Brennkammer, die mit hindurch führenden konturierten Löchern ausgebildet ist.
- HINTERGRUND ZU DER ERFINDUNG
- Allgemein enthält ein Gasturbinentriebwerk einen Verdichter zum Komprimieren eines ankommenden Luftstroms, eine Brennkammer, die dazu dient, die verdichtete Luft mit einem Brennstoffstrom zu mischen und das Gemisch zu zünden, und eine Turbine, um den Verdichter und eine externe Last, beispielsweise einen elektrischen Generator und dergleichen, anzutreiben. Zur Kühlung der Brennkammer kann eine Aufprallhülse genutzt werden, um darauf vorhandenen heißen Bereichen Kühlluft zuzuführen. Die Aufprallhülse nutzt im Allgemeinen scharfkantige Löcher, um die Kühlluft an Orte zu lenken, wo sie benötigt wird.
- Die scharfkantigen Löcher der Aufprallhülse können allerdings ein Hindernis für den Luftstrom bilden und daher den Gesamtwirkungsgrad des Triebwerks verringern. Insbesondere kann dieses Hindernis zu einem Druckabfall entlang der Aufprallhülse führen. Ein derartiger Druckabfall kann normalerweise durch Änderung der Abmessung der Aufprallhülsenlöcher ausgeglichen werden. Mittels dieses Ansatzes ist es zwar möglich, den Druckabfall zu reduzieren, jedoch kann die größere Bemessung auch zu einer Verringerung der Wärmeübertragung der Kühlung führen.
- Darüber hinaus ist die Verbrennung in der Brennkammer möglicherweise instabil, so dass geringfügige Veränderungen in der Verbrennungsflamme übermäßige Druckschwankungen hervorrufen können. Diese Schwankungen bzw. die ”Dynamik” des Drucks überträgt gegebenenfalls Energie auf die Brennkammer, so dass darin strukturelle Schwingungen verursacht werden. Mit den im Laufe der Zeit akkumulierten Schwingungszyklen kommt es möglicherweise aufgrund von Ermüdung zu einem Ausfall. Diese Brennkammerdruckschwankungen wurden in der Vergangenheit durch Einsatz einer Resonatoreinrichtung kontrolliert. Diese Resonatoreinrichtungen zielen allerdings im Allgemeinen auf diskrete oder schmalbandige Frequenzen ab, und nicht auf einen breiten Bereich von dynamischen Druckschwankungen.
- Es besteht daher ein Bedarf nach einer verbesserten Steuerung des Druckabfalls, der Dynamik und der Wärmeverteilung mit Blick auf die Kühlung einer Brennkammer. Vorzugsweise kann eine Verbesserung der Brennkammerkühlung bei einer Reduzierung des Druckabfalls und der Dynamik entlang der Aufprallhülse den Gesamtwirkungsgrad und die Lebensdauer einer Gasturbine steigern.
- KURZDARSTELLUNG DER ERFINDUNG
- Die vorliegende Erfindung betrifft daher eine Brennkammer für den Einsatz in einer Gasturbine. Die Brennkammer kann eine Wand und eine Aufprallhülse enthalten, wobei die Wand und die Aufprallhülse einen Luftstromkanal definieren. Die Aufprallhülse kann mit mehreren hindurch führenden konturierten Löchern ausgebildet sein.
- Die vorliegende Erfindung betrifft ferner ein Verfahren zum Betrieb einer Brennkammer. Zu dem Verfahren gehören die Schritte: Ausrüsten der Brennkammer mit einer Aufprallhülse, in der mehrere konturierte Löcher ausgebildet sind, Lenken ei nes Luftstroms gegen die Brennkammer, und Lenken zumindest eines Teils des Luftstrom durch die konturierten Löcher, um die Brennkammer zu kühlen.
- Die vorliegende Erfindung betrifft ferner eine Gegenstrombrennkammer. Die Gegenstrombrennkammer kann eine Brennkammer, eine die Brennkammer umgebende Wand und eine Aufprallhülse enthalten, wobei die Wand und die Aufprallhülse einen Kühlluftstromkanal definieren. Die Aufprallhülse kann mit mehreren hindurch führenden konturierten Löchern ausgebildet sein.
- Diese und weitere Merkmale der vorliegenden Anmeldung erschließen sich dem Fachmann nach dem Lesen der folgenden detaillierten Beschreibung der bevorzugten Ausführungsbeispiele in Verbindung mit den Zeichnungen und den beigefügten Patentansprüchen.
- KURZBESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
-
1 zeigt eine schematische Ansicht einer Gasturbine. -
2 zeigt eine seitliche Schnittansicht einer Brennkammer mit einer bekannten Aufprallhülse. -
3 zeigt eine seitliche Schnittansicht einer bekannten scharfkantigen Aufprallöffnung. -
4 zeigt eine seitliche Schnittansicht einer konturierten Aufprallöffnung, wie sie im Vorliegenden beschrieben ist. - AUSFÜHRLICHE BESCHREIBUNG
- Mit Bezugnahme auf die Zeichnungen, in denen ähnliche Bezugsziffern sich über die unterschiedlichen Ansichten hinweg auf ähnliche Elemente beziehen, zeigt
1 eine schematische Ansicht einer Gasturbine100 . Wie oben beschrieben, kann das Gasturbinentriebwerk100 einen Verdichter110 enthalten, der dazu dient, einen ankommenden Luftstrom zu verdichten. Der Verdichter110 liefert den verdichteten Luftstrom zu einer Brennkammer120 . Die Brennkammer120 mischt den verdichteten Luftstrom mit einem Brennstoffstrom und entzündet das Gemisch. Die heißen Verbrennungsgase werden wiederum einer Turbine130 zugeführt, um den Verdichter110 und eine externe Last140 , beispielsweise einen elektrischen Generator und dergleichen, anzutreiben. Das Gasturbinentriebwerk100 kann im Vorliegenden auch andere Konfigurationen und Komponenten verwenden. -
2 zeigt eine weitere Ansicht der Brennkammer120 . In diesem Beispiel kann die Brennkammer120 eine Gegenstrombrennkammer sein. Es können im Vorliegenden allerdings beliebige unterschiedliche Brennkammerkonstruktionen120 verwendet werden. Beispielsweise kann die Brennkammer120 vorne angebrachte Brennstoffinjektoren, mehrere Rohre verwendende hinten gespeiste Injektoren, ein einziges Rohr aufweisende hinten gespeiste Injektoren, von der Wand her gespeiste Injektoren, abgestufte Wände aufweisende Injektoren und sonstige im Vorliegenden verwendbare Konstruktionen aufweisen. - Wie oben beschrieben, kann hochverdichtete Luft den Verdichter
110 verlassen, die Richtung entlang der Außenseite einer Brennkammer150 umkehren und die Strömungsrichtung beim Eintritt der Luft in die Brennkammer150 , wo das Brennstoff/Luft-Gemisch gezündet wird, nochmals umkehren. Es können im Vorliegenden auch andere Strömungskonfigurationen genutzt werden. Die verbrannten heißen Gase erzeugen eine hohe Strah lungs- und Konvektionswärmebelastung längs der Brennkammer150 , bevor sie weiter zu der Turbine130 strömen. Unter den Bedingungen des Hochtemperaturgasstroms ist daher eine Kühlung der Brennkammer150 erforderlich. - Die Brennkammer
150 kann daher eine Wand160 enthalten, um einen Kühlstrom bereitzustellen. Die Wand160 kann in einer Aufprallhülse170 angeordnet sein, um dazwischen einen Luftstromkanal180 zu bilden. Zumindest ein Teil des Luftstroms aus dem Verdichter110 kann durch die Aufprallhülse170 und in den Luftstromkanal180 strömen. Um die Wand160 zu kühlen, kann die Luft vor Eintritt in die Brennkammer140 über die Wand160 oder in sonstiger Weise gelenkt werden. - Die Aufprallhülse
170 unterteilt den ankommenden Strom in mehrere einzelne Strahlen, um längs der Wand160 eine örtlich scharf begrenzte Kühlung der Rückseite vorzusehen. Die Umwandlung des ankommenden Verdichterstroms zu Hochgeschwindigkeitsdüsenstrahlen ist allerdings mit einem statischen Druckabfall verbunden. Insbesondere kann der Druckabfall über die Aufprallhülse170 hinweg proportional zu dem Maß der Wärmeübertragung der Kühlung sein. Es kann durch höhere Strahlgeschwindigkeiten zwar ein höheres Maß an Kühlung erzielt werden, jedoch ist dies mit dem Nachteil zunehmend höherer Druckabfälle verbunden. -
3 zeigt eine bekannte Aufprallhülse170 mit einem darin angeordneten scharfkantigen Loch190 . Wie oben beschrieben, bedingte bisher eine Verringerung des über die Aufprallhülse170 vorhandenen Druckabfalls gewöhnlich den Einsatz größerer scharfkantiger Löcher. Desgleichen können Druckschwankungen in der Aufprallhülse170 außerdem mechanische Schwingungen darin hervorrufen, die möglicherweise zu einem Ausfall durch Ermüdung führen. Zu beachten ist, dass der ankommende Luftstrahl lediglich an dem Einlass des scharfkantigen Lochs190 angesetzt ist. -
4 zeigt eine mit konturierten Löchern210 ausgebildete Aufprallhülse200 , wie sie im Vorliegenden beschrieben ist. Die konturierten Löcher210 können dieselben Durchmesser wie die oben beschriebenen scharfkantigen Löcher190 aufweisen, jedoch ermöglicht die Nutzung der Kontur einen stärkeren und/oder rascheren Kühlluftstrom und folglich eine Steigerung der gesamten Kühlung. Wie gezeigt, können die konturierten Löcher210 anstelle der oben beschriebenen, mit geraden Wänden ausgebildeten Löcher190 an ihrem äußeren Rand mit einem Krümmungsradius220 ausgebildet (konturiert) sein. Es können im Vorliegenden auch andere Arten, Formen und Größen von Konturen genutzt werden. Die Löcher210 können im Vorliegenden ferner unterschiedlich bemessen sein. Die konturierten Löcher210 können durch herkömmliche spanabhebende Bearbeitungstechniken oder durch andere Herstellungstechniken ausgebildet sein. - Im Gegensatz zu dem scharfkantigen Loch
190 schmiegt sich der ankommende Luftstrahl an den gesamten Krümmungsradius220 der konturierten Löcher210 an. Die konturierten Löcher210 ermöglichen somit eine Reduzierung des durch die Löcher210 hervorgerufenen Luftwiderstands, mit der Folge einer Verringerung des über die Aufprallhülse200 vorhandenen Druckabfalls, einer Steigerung des Gesamtwirkungsgrads des Triebwerks und einer Erhöhung der Gesamtleistungsabgabe. Die konturierten Löcher210 können außerdem die dynamischen Druckschwankungen der Brennkammer reduzieren. Insbesondere können die konturierten Löcher210 durch Bereitstellung eines größeren Impedanzverhältnisses die Dynamik kontrollieren. Das Impedanzverhältnis isoliert insgesamt die Wechselwirkung zwischen nach vorne verlaufenden Druckwellen und den nach hinten verlaufenden Druckwellen in der Gasturbine100 . Mittels einer solchen Trennung, tritt vorwiegend viskose Dämpfung als Dämpfungsmechanismus auf, so dass jede Druckschwankung gedämpft wird. Das Impedanzverhältnis kann auch eine Funktion der Gesamtbetriebsbedingungen sein. Mit einer Steigerung der Druckschwankungen kann auch das Impedanzverhältnis ansteigen. Diese hohe Dämpfung in Verbindung mit einem weiten Bereich von Frequenzen kann ein robustes Gesamtsystem ergeben. - Die Verwendung der konturierten Löcher
210 verringert somit den Gesamtdruckabfall und die Dynamik, während die Auswirkung auf die Wärmeübertragung auf ein Minimum reduziert ist. Darüber hinaus sollte die reduzierte Temperatur von Komponenten die Langlebigkeit steigern. Es kann auch eine Kombination von scharfkantigen Löchern190 und konturierten Löchern210 verwendet werden. Weiter können vorhandene scharfkantige Löcher190 nachträglich zu konturierten Löchern210 ausgebildet werden. - Es sollte klar sein, dass sich das Vorausgehende lediglich auf spezielle Ausführungsbeispiele der vorliegenden Anmeldung bezieht, und dass durch den Fachmann im Vorliegenden zahlreiche Änderungen und Modifikationen vorgenommen werden können, ohne von dem allgemeinen Gegenstand und Schutzumfang der Erfindung abzuweichen, wie er durch die nachfolgenden Ansprüche und deren Äquivalente definiert ist.
- Geschaffen ist eine Brennkammer
120 für den Einsatz in einer Gasturbine100 . Die Brennkammer120 kann eine Wand160 und eine Aufprallhülse200 enthalten, wobei die Wand160 und die Aufprallhülse200 einen Luftstromkanal180 definieren. Die Aufprallhülse200 kann mehrere hindurch führende konturierte Löcher210 aufweisen. -
- 100
- Gasturbinentriebwerk
- 110
- Verdichter
- 120
- Brennkammer
- 130
- Turbine
- 140
- externe Last
- 150
- Brennkammer
- 160
- Wand
- 170
- Aufprallhülse
- 180
- Luftstromkanal
- 190
- scharfkantiges Loch
- 200
- Aufprallhülse
- 210
- konturierte Löcher
- 220
- Radius
Claims (9)
- Brennkammer (
120 ), zu der gehören: eine Wand (160 ); eine Aufprallhülse (200 ); wobei die Wand (160 ) und die Aufprallhülse (200 ) einen Luftstromkanal (180 ) definieren; und die Aufprallhülse (200 ) mit mehreren hindurch führenden konturierten Löchern (210 ) ausgebildet ist. - Brennkammer (
120 ) nach Anspruch 1, wobei die Brennkammer (120 ) auf einer Gegenstrombrennkammer (120 ) basiert. - Brennkammer (
120 ) nach Anspruch 1, die ferner eine Brennkammer (150 ) aufweist, die durch die Wand (160 ) definiert ist. - Brennkammer (
120 ) nach Anspruch 1, wobei die mehreren konturierten Löcher (210 ) mit einem Krümmungsradius (220 ) ausgebildet sind. - Brennkammer (
120 ) nach Anspruch 1, wobei die Aufprallhülse (200 ) mit mehreren scharfkantigen Löchern (190 ) ausgebildet ist. - Brennkammer (
120 ) nach Anspruch 1, wobei die mehreren konturierten Löcher (210 ) mit mehreren unterschiedlichen Größen bemessen sind. - Verfahren zum Betrieb einer Brennkammer (
120 ), mit den Schritten: Ausrüsten der Brennkammer (120 ) mit einer Aufprallhülse (200 ), die mit mehreren konturierten Löchern (210 ) darin ausgebildet ist; Lenken eines Luftstroms gegen die Brennkammer (120 ); und Lenken zumindest eines Teils des Luftstroms durch die mehreren konturierten Löcher (210 ), um die Brennkammer (120 ) zu kühlen. - Verfahren nach Anspruch 7, ferner mit dem Schritt, eine bestehende Aufprallhülse (
170 ) nachträglich mit den mehreren konturierten Löchern (210 ) auszubilden. - Verfahren nach Anspruch 7, wobei die Verwendung der mehreren konturierten Löcher (
210 ) den über die Aufprallhülse (200 ) vorhandenen Druckabfall im Vergleich zu einer mehrere scharfkantige Löcher (190 ) aufweisenden Aufprallhülse (170 ) verringert.
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Families Citing this family (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP5579011B2 (ja) * | 2010-10-05 | 2014-08-27 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン燃焼器 |
US8887508B2 (en) * | 2011-03-15 | 2014-11-18 | General Electric Company | Impingement sleeve and methods for designing and forming impingement sleeve |
US20130086917A1 (en) * | 2011-10-06 | 2013-04-11 | Ilya Aleksandrovich Slobodyanskiy | Apparatus for head end direct air injection with enhanced mixing capabilities |
US9328923B2 (en) | 2012-10-10 | 2016-05-03 | General Electric Company | System and method for separating fluids |
US9188336B2 (en) * | 2012-10-31 | 2015-11-17 | General Electric Company | Assemblies and apparatus related to combustor cooling in turbine engines |
JP7262364B2 (ja) * | 2019-10-17 | 2023-04-21 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器 |
Family Cites Families (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
BE514534A (de) * | 1951-05-31 | |||
FR1424457A (fr) * | 1964-11-30 | 1966-01-14 | Perfectionnements apportés aux chambres de combustion des moteurs à turbine à gaz | |
US3465517A (en) * | 1967-12-26 | 1969-09-09 | Montrose K Drewry | Art of heating air for gas turbine use |
US3652181A (en) * | 1970-11-23 | 1972-03-28 | Carl F Wilhelm Jr | Cooling sleeve for gas turbine combustor transition member |
US3981142A (en) * | 1974-04-01 | 1976-09-21 | General Motors Corporation | Ceramic combustion liner |
US4141213A (en) * | 1977-06-23 | 1979-02-27 | General Motors Corporation | Pilot flame tube |
US4719748A (en) * | 1985-05-14 | 1988-01-19 | General Electric Company | Impingement cooled transition duct |
US4916906A (en) * | 1988-03-25 | 1990-04-17 | General Electric Company | Breach-cooled structure |
WO1989012788A1 (en) * | 1988-06-22 | 1989-12-28 | The Secretary Of State For Defence In Her Britanni | Gas turbine engine combustors |
FR2668246B1 (fr) * | 1990-10-17 | 1994-12-09 | Snecma | Chambre de combustion munie d'un dispositif de refroidissement de sa paroi. |
US6000908A (en) * | 1996-11-05 | 1999-12-14 | General Electric Company | Cooling for double-wall structures |
GB2328011A (en) * | 1997-08-05 | 1999-02-10 | Europ Gas Turbines Ltd | Combustor for gas or liquid fuelled turbine |
US6192689B1 (en) * | 1998-03-18 | 2001-02-27 | General Electric Company | Reduced emissions gas turbine combustor |
US6266961B1 (en) * | 1999-10-14 | 2001-07-31 | General Electric Company | Film cooled combustor liner and method of making the same |
DE10064264B4 (de) * | 2000-12-22 | 2017-03-23 | General Electric Technology Gmbh | Anordnung zur Kühlung eines Bauteils |
DE10214573A1 (de) * | 2002-04-02 | 2003-10-16 | Rolls Royce Deutschland | Brennkammer einer Gasturbine mit Starterfilmkühlung |
US6964170B2 (en) * | 2003-04-28 | 2005-11-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Noise reducing combustor |
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 |
US7966832B1 (en) * | 2004-12-29 | 2011-06-28 | Solar Turbines Inc | Combustor |
US7966822B2 (en) * | 2005-06-30 | 2011-06-28 | General Electric Company | Reverse-flow gas turbine combustion system |
GB2429515B (en) * | 2005-08-11 | 2008-06-25 | Rolls Royce Plc | Cooling method and apparatus |
-
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