DE102015107001A1

DE102015107001A1 - Turbomachine combustion chamber with a combustion chamber sleeve guide

Info

Publication number: DE102015107001A1
Application number: DE102015107001.4A
Authority: DE
Inventors: Nishant Govindbhai Parsania; Chandrasekhar Pushkaran
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2014-05-21
Filing date: 2015-05-05
Publication date: 2015-11-26
Also published as: CH709634A2; JP2015222165A; US20150338101A1; CN105091031A

Abstract

Eine Turbomaschinen-Brennkammer umfasst einen Brennkammerkörper, der sich von einem Kopfende zu einem Auslassende erstreckt. Der Brennkammerkörper umfasst eine Brennkammerauskleidung, das einen Brennraum definiert. Eine Brennkammerhülse umgibt die Brennkammerauskleidung. Die Brennkammerhülse ist von der Brennkammerauskleidung beabstandet und bildet einen Durchgang. Die Brennkammerhülse umfasst mindestens eine Öffnung. Eine Leiteinrichtung ist in dem Durchgang angeordnet. Die Leiteinrichtung umfasst eine krummlinige Oberfläche, die sich von der Brennkammerhülse über die mindestens eine Öffnung in Richtung des Kopfendes des Brennkammerkörpers erstreckt. Die Leiteinrichtung ist dafür ausgebildet und angeordnet, einen Fluidstrom zu verdichten, der durch den Durchgang in Richtung des Kopfendes strömt.A turbomachine combustor includes a combustor body that extends from a head end to an outlet end. The combustor body includes a combustor liner defining a combustion chamber. A combustion chamber sleeve surrounds the combustion chamber lining. The combustor sleeve is spaced from the combustor liner and forms a passageway. The combustion chamber sleeve comprises at least one opening. A guide is arranged in the passage. The guide comprises a curvilinear surface extending from the combustion sleeve over the at least one opening toward the head end of the combustion chamber body. The baffle is adapted and arranged to compress a fluid stream that flows through the passage toward the head end.

Description

HINTERGRUND DER ERFINDUNG BACKGROUND OF THE INVENTION

Der im vorliegenden Text offenbarte Gegenstand betrifft das technische Gebiet der Turbomaschinen und betrifft insbesondere eine Turbomaschinen-Brennkammer mit einer Brennkammerhülsen-Leiteinrichtung.The subject matter disclosed herein relates to the technical field of turbomachinery, and more particularly relates to a turbomachine combustor having a combustor sleeve guide.

Turbomaschinen umfassen einen Verdichterabschnitt, der über eine gemeinsame Verdichter/Turbinenwelle mit einem Turbinenabschnitt verbunden ist, und eine Brennkammeranordnung. Ein Einlassluftstrom wird durch einen Lufteinlass in Richtung des Verdichterabschnitts geführt. In dem Verdichterabschnitt wird der Einlassluftstrom durch eine Anzahl aufeinanderfolgender Stufen in Richtung der Brennkammeranordnung komprimiert. In der Brennkammeranordnung vermischt sich der verdichtete Luftstrom mit einem Brennstoff, um ein brennbares Gemisch zu bilden. Das brennbare Gemisch wird in der Brennkammeranordnung verbrannt, um heiße Gase zu bilden. Die heißen Gase werden entlang eines Heißgaspfades des Turbinenabschnitts durch ein Übergangsstück geführt. Die heißen Gase dehnen sich entlang eines Heißgaspfades durch eine Anzahl von Turbinenstufen hindurch aus und wirken auf Turbinenschaufel-Strömungsprofile, die an Rädern montiert sind, um Arbeit zu verrichten, die ausgegeben wird, um zum Beispiel einen Generator anzutreiben. Ein Teil der verdichteten Luft wird für Kühlzwecke durch andere Komponenten der Turbomaschine geführt. In einem Fall wird Luft zum Kühlen durch eine Brennkammerhülse geführt, die die Brennkammer umgibt. Die Luft zum Kühlen kann als Teil des brennbaren Gemischs in die Brennkammer eintreten. Turbomachines include a compressor section connected to a turbine section via a common compressor / turbine shaft, and a combustor arrangement. An inlet airflow is directed through an air inlet toward the compressor section. In the compressor section, the intake airflow is compressed by a number of successive stages in the direction of the combustor assembly. In the combustor assembly, the compressed air stream mixes with a fuel to form a combustible mixture. The combustible mixture is combusted in the combustor assembly to form hot gases. The hot gases are passed along a hot gas path of the turbine section through a transition piece. The hot gases expand along a hot gas path through a number of turbine stages and act on turbine blade airfoils mounted on wheels to perform work that is output to, for example, drive a generator. Part of the compressed air is routed through other components of the turbomachine for cooling purposes. In one case, air for cooling is passed through a combustor shell surrounding the combustor. The air for cooling may enter the combustion chamber as part of the combustible mixture.

KURZE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNGBRIEF DESCRIPTION OF THE INVENTION

Gemäß einem Aspekt einer beispielhaften Ausführungsform umfasst eine Turbomaschinen-Brennkammer einen Brennkammerkörper, der sich von einem Kopfende zu einem Auslassende erstreckt. Der Brennkammerkörper umfasst eine Brennkammerauskleidung, die einen Brennraum definiert. Eine Brennkammerhülse umgibt die Brennkammerauskleidung. Die Brennkammerhülse ist von der Brennkammerauskleidung beabstandet und bildet einen Durchgang. Die Brennkammerhülse umfasst mindestens eine Öffnung. Eine Leiteinrichtung ist in dem Durchgang angeordnet. Die Leiteinrichtung umfasst eine krummlinige Oberfläche, die sich von der Brennkammerhülse über die mindestens eine Öffnung in Richtung des Kopfendes des Brennkammerkörpers erstreckt. Die Leiteinrichtung ist dafür ausgebildet und angeordnet, einen Fluidstrom zu verdichten, der durch den Durchgang in Richtung des Kopfendes strömt. In one aspect of an exemplary embodiment, a turbomachine combustor includes a combustor body that extends from a head end to an outlet end. The combustor body includes a combustor liner defining a combustion chamber. A combustion chamber sleeve surrounds the combustion chamber lining. The combustor sleeve is spaced from the combustor liner and forms a passageway. The combustion chamber sleeve comprises at least one opening. A guide is arranged in the passage. The guide comprises a curvilinear surface extending from the combustion sleeve over the at least one opening toward the head end of the combustion chamber body. The baffle is adapted and arranged to compress a fluid stream that flows through the passage toward the head end.

In jeder Ausführungsform der Turbomaschinen-Brennkammer kann es von Vorteil sein, dass die mindestens eine Öffnung mehrere Öffnungen umfasst, die sich umfänglich um die Brennkammerhülse herum erstrecken. In any embodiment of the turbomachine combustor, it may be advantageous for the at least one aperture to include a plurality of apertures extending circumferentially about the combustor sleeve.

In jeder Ausführungsform der Turbomaschinen-Brennkammer kann es von Vorteil sein, dass die Leiteinrichtung eine Öffnung umfasst, die zwischen benachbarten der mehreren Öffnungen angeordnet ist. In any embodiment of the turbomachine combustion chamber, it may be advantageous for the guide to include an opening disposed between adjacent ones of the plurality of openings.

In jeder Ausführungsform der Turbomaschinen-Brennkammer kann es von Vorteil sein, dass die Öffnung mindestens ein Loch umfasst, das in der krummlinigen Oberfläche ausgebildet ist. In any embodiment of the turbomachine combustor, it may be advantageous for the opening to include at least one hole formed in the curvilinear surface.

In jeder Ausführungsform der Turbomaschinen-Brennkammer kann es von Vorteil sein, dass sich die Leiteinrichtung von einem ersten Ende zu einem zweiten, frei tragenden Ende durch die krummlinige Oberfläche hindurch erstreckt, wobei das zweite Ende einen divergenten Abschnitt umfasst. In any embodiment of the turbomachine combustor, it may be advantageous for the nozzle to extend from a first end to a second, free-bearing end through the curvilinear surface, the second end including a divergent portion.

In jeder Ausführungsform der Turbomaschinen-Brennkammer kann es von Vorteil sein, dass der divergente Abschnitt von dem zweiten Ende in einem Winkel von kleiner als 5 Grad divergiert. In any embodiment of the turbomachine combustor, it may be advantageous for the divergent section to diverg from the second end at an angle of less than 5 degrees.

In jeder Ausführungsform der Turbomaschinen-Brennkammer kann es von Vorteil sein, dass der Durchgang stromabwärts der Leiteinrichtung im Wesentlichen unbehindert ist. In any embodiment of the turbomachine combustor, it may be advantageous for the passageway downstream of the nozzle to be substantially unobstructed.

Gemäß einem weiteren Aspekt einer beispielhaften Ausführungsform umfasst eine Turbomaschine einen Verdichterabschnitt, einen Turbinenabschnitt, der mit dem Verdichterabschnitt wirkverbunden ist, und eine Brennkammeranordnung, die mit dem Verdichterabschnitt und dem Turbinenabschnitt in Strömungsverbindung steht. Die Brennkammeranordnung umfasst mindestens eine Brennkammer, die einen Brennkammerkörper aufweist, der sich von einem Kopfende zu einem Auslassende erstreckt. Der Brennkammerkörper umfasst eine Brennkammerauskleidung, die einen Brennraum definiert. Eine Brennkammerhülse umgibt die Brennkammerauskleidung. Die Brennkammerhülse ist von der Brennkammerauskleidung beabstandet und bildet einen Durchgang. Die Brennkammerhülse umfasst mindestens eine Öffnung. Eine Leiteinrichtung ist in dem Durchgang angeordnet. Die Leiteinrichtung umfasst eine krummlinige Oberfläche, die sich von der Brennkammerhülse über die mindestens eine Öffnung in Richtung des Kopfendes des Brennkammerkörpers erstreckt. Die Leiteinrichtung ist dafür ausgebildet und angeordnet, einen Fluidstrom zu verdichten, der durch den Durchgang in Richtung des Kopfendes strömt. In another aspect of an exemplary embodiment, a turbomachine includes a compressor section, a turbine section operatively connected to the compressor section, and a combustor arrangement in fluid communication with the compressor section and the turbine section. The combustor assembly includes at least one combustor having a combustor body extending from a head end to an outlet end. The combustor body includes a combustor liner defining a combustion chamber. A combustion chamber sleeve surrounds the combustion chamber lining. The combustor sleeve is spaced from the combustor liner and forms a passageway. The combustion chamber sleeve comprises at least one opening. A guide is arranged in the passage. The guide comprises a curvilinear surface extending from the combustion sleeve over the at least one opening toward the head end of the combustion chamber body. The baffle is adapted and arranged to compress a fluid stream that flows through the passage toward the head end.

In jeder Ausführungsform der Turbomaschine kann es von Vorteil sein, dass die mindestens eine Öffnung mehrere Öffnungen umfasst, die sich umfänglich um die Brennkammerhülse herum erstrecken. In any embodiment of the turbomachine, it may be advantageous for the at least one opening to include a plurality of openings that extend circumferentially about the combustor shell.

In jeder Ausführungsform der Turbomaschine kann es von Vorteil sein, dass die Leiteinrichtung eine Öffnung umfasst, die zwischen benachbarten der mehreren Öffnungen angeordnet ist. In any embodiment of the turbomachine, it may be advantageous for the guide to include an opening disposed between adjacent ones of the plurality of openings.

In jeder Ausführungsform der Turbomaschine kann es von Vorteil sein, dass die Öffnung mindestens ein Loch umfasst, das in der krummlinigen Oberfläche ausgebildet ist. In any embodiment of the turbomachine, it may be advantageous for the opening to comprise at least one hole formed in the curvilinear surface.

In jeder Ausführungsform der Turbomaschine kann es von Vorteil sein, dass sich die Leiteinrichtung von einem ersten Ende zu einem zweiten, frei tragenden Ende durch die krummlinige Oberfläche hindurch erstreckt, wobei das zweite Ende einen divergenten Abschnitt umfasst. In any embodiment of the turbomachine, it may be advantageous for the guide to extend from a first end to a second, free-bearing end through the curvilinear surface, the second end comprising a divergent section.

In jeder Ausführungsform der Turbomaschine kann es von Vorteil sein, dass der Durchgang stromabwärts der Leiteinrichtung im Wesentlichen unbehindert ist. In any embodiment of the turbomachine, it may be advantageous for the passage downstream of the guide to be substantially unobstructed.

Gemäß einem weiteren Aspekt einer beispielhaften Ausführungsform umfasst ein Verfahren zum Hindurchleiten von Luft durch eine Brennkammer einen Durchgang, der zwischen einer Brennkammerauskleidung und einer Brennkammerhülse definiert ist, und aufweist: Führen eines ersten Luftstroms durch den Durchgang in Richtung eines Kopfendes der Brennkammer, Leiten des ersten Luftstroms über eine Leiteinrichtung, Verdichten des ersten Luftstroms zwischen der Leiteinrichtung und der Brennkammerauskleidung, Einleiten eines zweiten Luftstroms in den ersten Luftstrom stromabwärts der Leiteinrichtung, und Vereinigen des ersten Luftstroms und des zweiten Luftstroms zum Erzeugen eines im Wesentlichen turbulenzfreien Luftstroms. According to another aspect of an exemplary embodiment, a method of passing air through a combustor includes a passage defined between a combustor liner and a combustor shell, and comprising: passing a first airflow through the passage toward a head end of the combustor, directing the first Airflow over a baffle, compressing the first airflow between the baffle and the combustor liner, introducing a second airflow into the first airflow downstream of the baffle, and combining the first airflow and the second airflow to produce a substantially turbulence-free airflow.

In jeder Ausführungsform des Verfahrens kann es von Vorteil sein, dass das Verfahren des Weiteren Folgendes umfasst: Hindurchführen eines Teils des ersten Luftstroms durch die Leiteinrichtung. In any embodiment of the method, it may be advantageous that the method further comprises: passing a portion of the first air stream through the guide.

In jeder Ausführungsform des Verfahrens kann es von Vorteil sein, dass das Hindurchführen des Teils des ersten Luftstroms durch die Leiteinrichtung das Hindurchführen des Teils des ersten Luftstroms durch Öffnungen umfasst, die in der Leiteinrichtung ausgebildet sind. In any embodiment of the method, it may be advantageous for the passage of the portion of the first air flow through the guide means to pass the portion of the first air flow through openings formed in the guide.

In jeder Ausführungsform des Verfahrens kann es von Vorteil sein, dass das Hindurchführen des Teils des ersten Luftstroms durch die Leiteinrichtung das Hindurchführen des Teils des ersten Luftstroms durch eine Unterbrechung in der Leiteinrichtung umfasst. In any embodiment of the method, it may be advantageous that passing the portion of the first airflow through the guide means comprises passing the portion of the first airflow through an interruption in the guide.

In jeder Ausführungsform des Verfahrens kann es von Vorteil sein, dass das Verfahren des Weiteren Folgendes umfasst: Hindurchführen des im Wesentlichen turbulenzfreien Luftstroms in Richtung des Kopfendes der Brennkammer durch einen unbehinderten Abschnitt des Durchgangs. In any embodiment of the method, it may be advantageous that the method further comprises: passing the substantially turbulence-free air flow toward the head end of the combustion chamber through an unobstructed portion of the passageway.

In jeder Ausführungsform des Verfahrens kann es von Vorteil sein, dass das Verdichten des ersten Luftstroms das Leiten des ersten Luftstroms über eine krummlinige Oberfläche der Leiteinrichtung umfasst. In any embodiment of the method, it may be advantageous that the compression of the first air flow comprises directing the first air flow over a curvilinear surface of the guide.

In jeder Ausführungsform des Verfahrens kann es von Vorteil sein, dass das Verfahren des Weiteren Folgendes umfasst: Leiten des zweiten Luftstroms über einen divergenten Abschnitt der Leiteinrichtung. In any embodiment of the method, it may be advantageous that the method further comprises: directing the second air flow over a divergent section of the guide.

In jeder Ausführungsform des Verfahrens kann es von Vorteil sein, dass das Erzeugen des im Wesentlichen turbulenzfreien Luftstroms die Wärmeübertragung von dem Verbrennungsflammrohr verstärkt. In any embodiment of the method, it may be advantageous that generating the substantially turbulence-free air flow enhances heat transfer from the combustion flame tube.

In jeder Ausführungsform des Verfahrens kann es von Vorteil sein, dass das Erzeugen des im Wesentlichen turbulenzfreien Luftstroms die umfängliche Gleichmäßigkeit des Luftstroms verbessert. In any embodiment of the method, it may be advantageous that generating the substantially turbulence-free airflow improves the circumferential uniformity of the airflow.

In jeder Ausführungsform des Verfahrens kann es von Vorteil sein, dass das Erzeugen des im Wesentlichen turbulenzfreien Luftstroms die Aufpralldruckverluste reduziert. In any embodiment of the method, it may be advantageous that generating the substantially turbulence-free air flow reduces the impact pressure losses.

Diese und weitere Vorteile und Merkmale werden anhand der folgenden Beschreibung in Verbindung mit den Zeichnungen besser verständlich. These and other advantages and features will become more apparent from the following description taken in conjunction with the drawings.

KURZE BESCHREIBUNG VON ZEICHNUNGENBRIEF DESCRIPTION OF DRAWINGS

Der Gegenstand, der als die Erfindung angesehen wird, wird in den Ansprüchen am Ende der Spezifikation besonders herausgestellt und beansprucht. Die oben genannten sowie weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung gehen aus der folgenden detaillierten Beschreibung in Verbindung mit den beiliegenden Zeichnungen hervor, in denen Folgendes dargestellt ist: The subject matter considered to be the invention is particularly pointed out and claimed in the claims at the end of this specification. The above and other features and advantages of the invention will be apparent from the following detailed description, taken in conjunction with the accompanying drawings, in which:

1 ist eine schematische Darstellung eines Turbomaschinensystems, das eine Turbomaschine umfasst, die eine Brennkammer aufweist, der mit einer Brennkammerhülsen-Leiteinrichtung versehen ist, gemäß einer beispielhaften Ausführungsform; 1 FIG. 10 is a schematic illustration of a turbomachine system including a turbomachine having a combustion chamber provided with a combustion sleeve guide in accordance with an exemplary embodiment;

2 ist eine Querschnittsansicht der Brennkammer von 1; 2 is a cross-sectional view of the combustion chamber of 1 ;

3 ist eine Querschnittsansicht eines Abschnitts der Brennkammer von 2; 3 is a cross-sectional view of a portion of the combustion chamber of 2 ;

4 ist eine Querschnittsansicht der Leiteinrichtung von 1; 4 is a cross-sectional view of the guide of 1 ;

5 ist eine Querschnittsansicht der Leiteinrichtung von 4, in der Umfangsrichtung gedreht, die Löcher in einer krummlinigen Oberfläche der Leiteinrichtung veranschaulicht; 5 is a cross-sectional view of the guide of 4 rotated in the circumferential direction, illustrating the holes in a curvilinear surface of the guide;

6 ist eine teilweise perspektivische Ansicht der Leiteinrichtung von 1; und 6 is a partial perspective view of the guide of 1 ; and

7 ist eine Querschnittsansicht der Leiteinrichtung gemäß einem weiteren Aspekt einer beispielhaften Ausführungsform. 7 FIG. 10 is a cross-sectional view of the guide according to another aspect of an exemplary embodiment. FIG.

Die detaillierte Beschreibung erklärt Ausführungsformen der Erfindung, zusammen mit Vorteilen und Merkmalen, beispielhaft anhand der Zeichnungen. The detailed description explains embodiments of the invention, together with advantages and features, by way of example with reference to the drawings.

DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNGDETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION

Wir wenden uns den 1–4 zu. In 1 ist ein Turbomaschinensystem gemäß einer beispielhaften Ausführungsform allgemein mit 2 bezeichnet. Das Turbomaschinensystem 2 umfasst eine Turbomaschine 3, die einen Verdichterabschnitt 4 aufweist, der mit einem Turbinenabschnitt 6 über eine Welle 8 wirkverbunden ist. Der Verdichterabschnitt 4 steht mit dem Turbinenabschnitt 6 über eine Brennkammeranordnung 10 in Strömungsverbindung, die mindestens eine Brennkammer 14 aufweist. In der gezeigten beispielhaften Ausführungsform umfasst das Turbomaschinensystem 2 eine angetriebene Last/Komponente 20, die mit der Turbomaschine 3 wirkverbunden ist. Die angetriebene Komponente 20 kann eine Vielzahl verschiedener Formen annehmen, wie zum Beispiel Generatoren, Pumpen und die Last. Die angetriebene Last kann außerdem die Form eines Verkehrsmittels annehmen, das durch die Turbomaschine 3 angetrieben wird. Das Turbomaschinensystem 2 ist außerdem so gezeigt, dass es ein Lufteinlasssystem 24 umfasst, das in Strömungsverbindung mit dem Verdichterabschnitt 4 steht. We turn to the 1 - 4 to. In 1 FIG. 12 is a turbomachine system generally according to an exemplary embodiment 2 designated. The turbomachine system 2 includes a turbomachine 3 that has a compressor section 4 having, with a turbine section 6 over a wave 8th is actively connected. The compressor section 4 stands with the turbine section 6 via a combustion chamber arrangement 10 in fluid communication, the at least one combustion chamber 14 having. In the exemplary embodiment shown, the turbomachine system includes 2 a driven load / component 20 that with the turbo machine 3 is actively connected. The driven component 20 can take a variety of different forms, such as generators, pumps and the load. The driven load may also take the form of a means of transport through the turbomachine 3 is driven. The turbomachine system 2 is also shown to be an air intake system 24 comprising, in fluid communication with the compressor section 4 stands.

Luft tritt in das Lufteinlasssystem 24 ein und strömt zum Verdichterabschnitt 4. Die Luft wird komprimiert und zur Brennkammeranordnung 10 weitergeleitet. Ein Teil der Luft wird zum Kühlen in den Turbinenabschnitt 6 geführt. In der Brennkammeranordnung 10 wird die Luft mit einem Brennstoff und/oder Verdünnungsmitteln vermischt, um ein brennbares Gemisch zu bilden. Das brennbare Gemisch wird verbrannt und bildet heiße Gase, die von der Brennkammeranordnung 10 zum Turbinenabschnitt 6 strömen. Die heißen Gase dehnen sich durch den Turbinenabschnitt 6 hindurch aus, wodurch die Wärmeenergie der heißen Gase in mechanische Energie umgewandelt wird, welche die angetriebene Komponente 20 antreibt. Die heißen Gase strömen vom Turbinenabschnitt 6 zu einem (nicht gezeigten) Auslasssystem. Air enters the air intake system 24 and flows to the compressor section 4 , The air is compressed and to the combustion chamber arrangement 10 forwarded. Part of the air is used for cooling in the turbine section 6 guided. In the combustion chamber arrangement 10 the air is mixed with a fuel and / or diluents to form a combustible mixture. The combustible mixture is burned and forms hot gases from the combustor assembly 10 to the turbine section 6 stream. The hot gases expand through the turbine section 6 through, whereby the heat energy of the hot gases is converted into mechanical energy, which is the driven component 20 drives. The hot gases flow from the turbine section 6 to an exhaust system (not shown).

Wie am besten in den 2–3 gezeigt, umfasst die Brennkammer 14 einen Brennkammerkörper 34, der ein Kopfende 36 und ein Auslassende 38 aufweist, das über ein Übergangsstück 42 mit dem Turbinenabschnitt 6 gekoppelt ist. Das Kopfende 36 beherbergt mehrere Düsen 46. Die Brennkammer 14 umfasst außerdem einer Brennkammerauskleidung 50, das in dem Brennkammerkörper 34 angeordnet ist. Die Brennkammerauskleidung 50 definiert einen Brennraum 54. Das brennbare Gemisch wird in den Brennraum 54 eingeleitet und verbrannt, um die heißen Gase zu bilden, die dem Turbinenabschnitt 6 über das Übergangsstück 42 zugeführt werden. Die Brennkammer 14 weist außerdem eine Brennkammerhülse 60 auf, die die Brennkammerauskleidung 50 umgibt. Die Brennkammerhülse 60 ist von der Brennkammerauskleidung 50 beabstandet und bildet einen Durchgang 64. Der Durchgang 64 führt einen Luftstrom vom Verdichterabschnitt 4 entlang der Brennkammerauskleidung 50 in Richtung eines Kopfendes 36 der Brennkammer 14. Mehrere Öffnungen, von denen eine bei 68 gezeigt ist, erstrecken sich durch und umfänglich um die Brennkammerhülse 60. Wie unten noch ausführlicher erläutert wird, leiten die Öffnungen 68 einen Luftstrom in den Durchgang 64. How best in the 2 - 3 shown, includes the combustion chamber 14 a combustion chamber body 34 , the one head end 36 and an outlet end 38 that has a transition piece 42 with the turbine section 6 is coupled. The head end 36 houses several jets 46 , The combustion chamber 14 also includes a combustion liner 50 that in the combustion chamber body 34 is arranged. The combustion chamber lining 50 defines a combustion chamber 54 , The combustible mixture is in the combustion chamber 54 introduced and burned to form the hot gases that the turbine section 6 over the transition piece 42 be supplied. The combustion chamber 14 also has a combustion sleeve 60 on top of the combustion chamber lining 50 surrounds. The combustion chamber sleeve 60 is from the combustion chamber lining 50 spaced and forms a passage 64 , The passage 64 guides an airflow from the compressor section 4 along the combustion chamber lining 50 in the direction of a head end 36 the combustion chamber 14 , Several openings, one of which at 68 is shown extending through and circumferentially around the combustor sleeve 60 , As will be explained in more detail below, the openings lead 68 a stream of air in the passage 64 ,

Gemäß einer beispielhaften Ausführungsform enthält die Brennkammer 14 eine Leiteinrichtung 80, die in dem Durchgang 64 angeordnet ist. Die Leiteinrichtung 80 ist stromabwärts von jeglichen Hindernissen angeordnet, die in dem Durchgang 64 vorhanden sein können. Dank dieser Anordnung hat Luft, die über die Leiteinrichtung 80 strömt, einen im Wesentlichen unbehinderten Strömungspfad zum Kopfende 36. Wie in 4 gezeigt, erstreckt sich die Leiteinrichtung 80 von einem ersten Ende 83, das mit der Brennkammerhülse 60 gekoppelt ist, zu einem zweiten, frei tragenden Ende 84 durch eine krummlinige Oberfläche 86 hindurch. Die krummlinige Oberfläche 86 erstreckt sich über Öffnungen 68 und konvergiert in Richtung einer Brennkammerauskleidung 50. Luft, die durch den Durchgang 64 stromabwärts der Leiteinrichtung 80 strömt, kann turbulent und umfänglich und radial ungleichmäßig sein, was die Folge einer Wechselwirkung mit anderen Komponenten wie zum Beispiel Injektoren, Kreuzfeuerröhren, Zündkerzen und dergleichen ist, wie zum Beispiel bei 88 gezeigt. Die Luft erreicht die Leiteinrichtung 80 und wird zwischen der Brennkammerauskleidung 50 und der krummlinigen Oberfläche 86 komprimiert, wodurch Turbulenzen reduziert werden und/oder Rezirkulation reduziert wird, wodurch die Umfangsgleichmäßigkeit verbessert wird. Zusätzliche Luft tritt in den Durchgang 64 durch Öffnungen 68 ein und vermischt sich mit der Luft, die über die Leiteinrichtung 80 strömt. Gemäß einem Aspekt einer beispielhaften Ausführungsform treten etwa 15 % bis etwa 30 % eines Gesamtluftstroms, der durch den Durchgang 64 stromabwärts der Leiteinrichtung 80 strömt, durch die Öffnungen 68 ein. Die Zugabe von Luft durch die Öffnungen 68 reduziert zusätzlich Turbulenzen in dem Luftstrom, der zum Kopfende 36 gelangt. Das Reduzieren von Turbulenzen in dem Luftstrom, der zu dem Kopfende 36 gelangt, verbessert die Leistung der Brennkammer 14. According to an exemplary embodiment, the combustion chamber contains 14 a guide 80 that in the passage 64 is arranged. The guide 80 is located downstream of any obstacles in the passageway 64 can be present. Thanks to this arrangement, air has over the guide 80 flows, a substantially unobstructed flow path to the head end 36 , As in 4 shown, the guide extends 80 from a first end 83 that with the combustion chamber sleeve 60 is coupled, to a second, free-carrying end 84 through a curvilinear surface 86 therethrough. The curvilinear surface 86 extends over openings 68 and converges toward a combustor liner 50 , Air passing through the passage 64 downstream of the guide 80 may be turbulent and circumferentially and radially non-uniform as a result of interaction with other components such as injectors, crossfire tubes, spark plugs, and the like, such as for example 88 shown. The air reaches the guide 80 and is between the combustion chamber liner 50 and the curvilinear surface 86 which reduces turbulence and / or reduces recirculation, thereby improving circumferential uniformity. Additional air enters the passage 64 through openings 68 and mixes with the air passing over the baffle 80 flows. In one aspect of an exemplary embodiment, about 15% to about 30% of a total airflow passing through the passageway occurs 64 downstream of the guide 80 flows through the openings 68 one. The addition of air through the openings 68 additionally reduces turbulence in the airflow leading to the head end 36 arrives. Reducing turbulence in the air flow leading to the head end 36 passes, improves the performance of the combustion chamber 14 ,

Das Reduzieren von Turbulenzen im Durchgang 64, das sich aus dem Verdichten der Luft zwischen dem Verbrennungsflammrohr 50 und der krummlinigen Oberfläche 86 ergibt, verbessert außerdem die Wärmeübertragung von einer heißen Seite des Verbrennungsflammrohres 50 zu Luft, die über das Verbrennungsflammrohr 50 streicht, wodurch die Grenznutzungsdauer und die Zuverlässigkeit der Brennkammeranordnung 10 insgesamt verbessert werden. Leistungssteigerungen können auch durch eine Reduzierung der Druckverluste und durch eine Reduzierung der Stickoxidemissionen realisiert werden. Genauer gesagt, hat eine Verbesserung der Gleichmäßigkeit zur Folge, dass jede Düse 46 einen (dem Volumen nach) im Wesentlichen identischen Luftstrom erhält, so dass ein gleichmäßigeres Luft/Strömungs-Gemisch für die Verbrennung gebildet wird. Die Gleichmäßigkeit des Luft/Brennstoff-Gemisches führt zu einer vollständigeren Verbrennung und einem verbesserten Halten der Flamme, was zu einer Reduzierung der Emissionen, wie zum Beispiel der Stickoxide, führt. Reducing turbulence in the passage 64 that results from compressing the air between the combustion flame tube 50 and the curvilinear surface 86 also improves heat transfer from a hot side of the combustion liner 50 to air, over the combustion flame tube 50 which eliminates the marginal service life and reliability of the combustor assembly 10 be improved overall. Increases in performance can also be achieved by reducing pressure losses and reducing nitrogen oxide emissions. Specifically, an improvement in uniformity results in each nozzle 46 obtains a substantially identical (by volume) air flow so that a more uniform air / flow mixture is formed for combustion. The uniformity of the air / fuel mixture results in more complete combustion and improved flame hold, resulting in a reduction in emissions such as nitrogen oxides.

Gemäß einem Aspekt einer beispielhaften Ausführungsform, die in 5 veranschaulicht ist, umfasst die Leiteinrichtung 80 eine Öffnung 90, die in Form von Löchern gezeigt ist, von denen zwei bei 93 und 94 gezeigt sind, die in der krummlinigen Oberfläche 86 ausgebildet sind. Die Löcher 93 und 94 können in der krummlinigen Oberfläche 86 zwischen benachbarten Öffnungen 68 ausgebildet sein. Die Hinzufügung von Löchern 93 und 94 ermöglicht es, dass zusätzliche Luft durch die Leiteinrichtung 80 in Bereichen strömt, in denen es vielleicht keine Öffnungen 68 gibt. Gemäß einem weiteren Aspekt einer beispielhaften Ausführungsform, die in 6 veranschaulicht ist, ist die Leiteinrichtung 80 so gezeigt, dass sie eine Öffnung 98 umfasst. Die Öffnung 98 nimmt die Form einer Unterbrechung oder Diskontinuität 100 in der Leiteinrichtung 80 an. In einer ähnlichen Weise, wie oben besprochen, ermöglicht es die Öffnung 98, dass zusätzliche Luft durch die Leiteinrichtung 80 in Bereichen strömen kann, in denen es vielleicht keine Öffnungen 68 gibt. According to an aspect of an exemplary embodiment, which is disclosed in US 5 is illustrated includes the guide 80 an opening 90 , which is shown in the form of holes, two of which at 93 and 94 shown in the curvilinear surface 86 are formed. The holes 93 and 94 can in the curvilinear surface 86 between adjacent openings 68 be educated. The addition of holes 93 and 94 allows extra air through the baffle 80 flows in areas where there may be no openings 68 gives. According to a further aspect of an exemplary embodiment, which is described in 6 is illustrated, is the guide 80 shown to have an opening 98 includes. The opening 98 takes the form of an interruption or discontinuity 100 in the guide 80 at. In a similar manner as discussed above, it allows for opening 98 that extra air through the baffle 80 can flow in areas where there may be no openings 68 gives.

An diesem Punkt ist anzumerken, dass die beispielhaften Ausführungsformen eine Leiteinrichtung beschreiben, die in einem ringförmigen Durchgang einer Umkehrstrombrennkammer angeordnet ist. Die Leiteinrichtung konditioniert einen turbulenten Luftstrom, der entlang der Brennkammer in Richtung des Kopfendes strömt. Genauer gesagt, verdichtet die Leiteinrichtung den Luftstrom gegen die Brennkammerauskleidung, um die Luftrezirkulation zu reduzieren, was eine optimierte Strömungsgleichmäßigkeit zur Folge hat. Auf diese Weise reduziert die beispielhafte Ausführungsformen Aufpralldruckverluste für Luft, die durch Öffnungen in der Leiteinrichtung kommt, um die Verbrennungseigenschaften der Brennkammer zu verbessern. Es versteht sich des Weiteren, dass die Leiteinrichtung 80 einen divergenten Abschnitt 160 umfassen kann, der die Strömungsgleichmäßigkeit im Durchgang 64 weiter verbessern kann, wie in 7 gezeigt. Der divergente Abschnitt 160 kann von dem zweiten Ende 84 in einem Winkel von kleiner als 5 Grad divergieren. Natürlich kann der Winkel des divergenten Abschnitts 160 auch größer als 5 Grad sein. It should be noted at this point that the exemplary embodiments describe a nozzle disposed in an annular passage of a reverse flow combustion chamber. The baffle conditions a turbulent airflow that flows along the combustion chamber toward the head end. More specifically, the baffle compresses the airflow against the combustor liner to reduce air recirculation, resulting in optimized flow uniformity. In this way, the exemplary embodiment reduces impact pressure losses for air passing through openings in the nozzle to improve the combustion characteristics of the combustion chamber. It is further understood that the guide 80 a divergent section 160 may include the flow uniformity in the passage 64 can continue to improve, as in 7 shown. The divergent section 160 can from the second end 84 diverge at an angle of less than 5 degrees. Of course, the angle of the divergent section 160 also be greater than 5 degrees.

Obgleich die Erfindung ausführlich in Verbindung mit nur einer begrenzten Anzahl von Ausführungsformen beschrieben wurde, versteht es sich freilich, dass die Erfindung nicht auf diese offenbarten Ausführungsformen beschränkt ist. Vielmehr kann die Erfindung dahingehend modifiziert werden, dass sie jede beliebige Anzahl von Variationen, Abänderungen, Substituierungen oder äquivalenten Anordnungen umfasst, die bisher nicht beschrieben wurden, die aber mit dem Wesen und Schutzumfang der Erfindung übereinstimmen. Darüber hinaus mögen zwar verschiedene Ausführungsformen der Erfindung beschrieben worden sein, doch es versteht sich, dass Aspekte der Erfindung auch nur einige der beschriebenen Ausführungsformen umfassen könnten. Dementsprechend ist die Erfindung nicht so zu verstehen, als würde sie durch die obige Beschreibung eingeschränkt werden, sondern sie wird allein durch den Schutzumfang der beiliegenden Ansprüche beschränkt.Although the invention has been described in detail in connection with only a limited number of embodiments, it is to be understood that the invention is not limited to these disclosed embodiments. Rather, the invention may be modified to include any number of variations, modifications, substitutions, or equivalent arrangements not heretofore described, but consistent with the spirit and scope of the invention. In addition, while various embodiments of the invention may be described, it should be understood that aspects of the invention could encompass only some of the described embodiments. Accordingly, the invention should not be construed as limited by the above description, but it is limited only by the scope of the appended claims.

Eine Turbomaschinen-Brennkammer umfasst einen Brennkammerkörper, der sich von einem Kopfende zu einem Auslassende erstreckt. Der Brennkammerkörper weist eine Brennkammerauskleidung auf, die einen Brennraum definiert. Eine Brennkammerhülse umgibt die Brennkammerauskleidung. Die Brennkammerhülse ist von der Brennkammerauskleidung beabstandet und bildet einen Durchgang. Die Brennkammerhülse umfasst mindestens eine Öffnung. Eine Leiteinrichtung ist in dem Durchgang angeordnet. Die Leiteinrichtung umfasst eine krummlinige Oberfläche, die sich von der Brennkammerhülse über die mindestens eine Öffnung in Richtung des Kopfendes des Brennkammerkörpers erstreckt. Die Leiteinrichtung ist dafür ausgebildet und angeordnet, einen Fluidstrom zu verdichten, der durch den Durchgang in Richtung des Kopfendes strömt.A turbomachine combustor includes a combustor body that extends from a head end to an outlet end. The combustion chamber body has a combustion chamber lining which defines a combustion chamber. A combustion chamber sleeve surrounds the combustion chamber lining. The combustor sleeve is spaced from the combustor liner and forms a passageway. The combustion chamber sleeve comprises at least one opening. A guide is arranged in the passage. The guide comprises a curvilinear surface extending from the combustion sleeve over the at least one opening toward the head end of the combustion chamber body. The baffle is adapted and arranged to compress a fluid stream that flows through the passage toward the head end.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

22: Turbomaschinensystem Turbomachinery system
33: Turbomaschine turbomachinery
44: Verdichterabschnitt compressor section
66: Turbinenabschnitt turbine section
88th: Welle wave
1010: Brennkammeranordnung combustor assembly
1414: Brennkammer combustion chamber
2020: Angetriebene Last/Komponente Powered load / component
2424: Lufteinlasssystem Air intake system
3434: Brennkammerkörper combustion chamber body
3636: Kopfende head
3838: Auslassende outlet
4242: Übergangsstück Transition piece
4646: mehrere Düsen several nozzles
5050: Brennkammerauskleidung combustion liner
5454: Brennraum combustion chamber
6060: Brennkammerhülse combustion chamber sleeve
6464: Durchgang passage
6868: mehrere Öffnungen several openings
8080: Leiteinrichtung guide
8383: Erstes Ende First end
8484: Zweites, frei tragendes Ende Second, free-ending end
8686: Krummlinige Oberfläche Curvilinear surface
9393: Loch hole
9494: Loch hole
9898: Öffnung opening
100100: Unterbrechung oder Diskontinuität Interruption or discontinuity
160160: Divergenter Abschnitt Divergent section

Claims

Turbomachine combustion chamber comprising: a combustor body extending from a head end to an outlet end, the combustor body having a combustor liner defining a combustion chamber; a combustor shell surrounding the combustor liner, the combustor shell spaced from the combustor liner and forming a passage, the combustor shell having at least one opening; and a baffle disposed in the passageway, the baffle having a curvilinear surface extending from the combustor shell over the at least one opening toward the top end of the combustor body, the baffle configured and arranged to compress a fluid stream, which flows through the passage in the direction of the head end.

The turbomachine combustor of claim 1, wherein the at least one opening has a plurality of openings extending circumferentially about the combustor shell.

The turbomachine combustor of claim 2, wherein the guide has an opening disposed between adjacent ones of the plurality of openings.

The turbomachine combustor of claim 3, wherein the opening has at least one hole formed in the curvilinear surface.

A turbomachine combustor according to any one of the preceding claims, wherein the guide extends from a first end through the curvilinear surface to a second, free-bearing end, the second end having a diverging portion.

The turbomachine combustor of claim 5, wherein the diverging section diverges from the second end at an angle of less than 5 degrees.

A turbomachine combustor according to any one of the preceding claims, wherein the passage downstream of the nozzle is substantially unhindered.

Turbomachine comprising: a compressor section; a turbine section operatively connected to the compressor section; and a combustor assembly in flow communication with the compressor section and the turbine section, the combustor arrangement having at least one combustor, the at least one combustor having: a combustor body extending from a head end to an outlet end, the combustor body having a combustor liner defining a combustion chamber; a combustor shell surrounding the combustor liner, the combustor shell spaced from the combustor liner and forming a passage, the combustor shell having at least one opening; and a baffle disposed in the passage, the baffle having a curvilinear surface extending from the combustor shell over the at least one opening toward the top of the combustor body, the baffle configured and arranged to compress a fluid stream, which flows through the passage in the direction of the head end.

A method of passing air through a combustor having a passage which between a combustor liner and a combustor sleeve, the method comprising: passing a first airflow through the passageway toward a head end of the combustor; Directing the first air flow over a guide; Compressing the first airflow between the nozzle and the combustor liner; Introducing a second stream of air into the first stream of air downstream of the guide; and combining the first airflow and the second airflow to produce a substantially turbulence-free airflow.

The method of claim 9, further comprising: Passing a portion of the first air stream through the guide.