DE3908166A1 - Durchbruchkuehlverfahren und durchbruchgekuehltes gebilde - Google Patents
Durchbruchkuehlverfahren und durchbruchgekuehltes gebildeInfo
- Publication number
- DE3908166A1 DE3908166A1 DE3908166A DE3908166A DE3908166A1 DE 3908166 A1 DE3908166 A1 DE 3908166A1 DE 3908166 A DE3908166 A DE 3908166A DE 3908166 A DE3908166 A DE 3908166A DE 3908166 A1 DE3908166 A1 DE 3908166A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- wall
- inlets
- cooling
- cooling fluid
- jet
- 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.)
- Granted
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/002—Wall structures
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
-
- 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
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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)
Description
Die Erfindung bezieht sich allgemein auf Einrichtungen und
Verfahren zum Kühlen von Gebilden in einem Gasturbinen
triebwerk und betrifft insbsondere ein verbessertes Kühlver
fahren und eine verbesserte Kühleinrichtung, die bei einer
Gasturbinentriebwerksbrennkammer zum Verringern von deren
Abgasemissionen verwendbar sind.
Verkehrsflugzeug-Gasturbinentriebwerke müssen gewisse ge
setzliche Forderungen hinsichtlich Rauch und Emissionen
erfüllen. Zum Beispiel hat die Bundesluftfahrtverwaltung
(FAA) der Vereinigten Staaten eine Bestimmung, welche die
Emissionsmenge an unverbrannten Kohlenwasserstoffen ein
schließlich Rauch- und Dampfformen derselben begrenzt. Da
rüber hinaus legt die Internationale Zivil-Luftfahrt-Behörde
(ICAO) ebenfalls Grenzwerte für die Emissionen einschließ
lich unverbrannten Kohlenwasserstoffen, Stickoxiden und
Kohlenmonoxid fest.
Der Stand der Technik umfaßt verschiedene Maßnahmen zum
Reduzieren der Abgasemissionen von Gasturbinentriebwerken,
zu denen verbesserte Vergaser zum vollständigeren Ver
mischen und Zerstäuben von Brennstoff und Luft zur Erzielung
einer vollständigeren Verbrennung gehören. Es ist bekannt,
daß sich unverbrannte Kohlenwasserstoffe ergeben, wenn der
Verbrennungs- oder Reaktionsprozeß bei weniger als etwa
816°C (1500°F) stattfindet, wogegen ein vollständiges Ver
brennen von Kohlenwasserstoffen bei Reaktionstemperaturen
von mehr als etwa 1093°C (2000°F) erfolgt und Reaktions
temperaturen dazwischen zu veränderlichen Mengen an unver
brannten Kohlenwasserstoffen führen.
Der Verbrennungsprozeß erzeugt jedoch so hohe Temperaturen
in einer Gasturbinentriebwerksbrennkammer, daß, wenn nicht
die Brennkammer selbst ausreichend gekühlt wird, die her
kömmlichen metallischen Legierungen, aus denen die Brenn
kammer hergestellt wird, thermisch stark überbeansprucht
werden. Deshalb werden bei herkömmlichen Gasturbinentrieb
werken Einrichtungen zur Filmkühlung des Brennkammerflamm
rohres benutzt, um das Flammrohr vor Verbrennungsgasen hoher
Temperatur zu schützen. Das US-Patent 39 78 662 der Anmel
derin beschreibt mehrere Maßnahmen zum Erzielen einer wirk
samen Filmkühlung eines Brennkammerflammrohres. Das Kühlfluid,
das zur Filmkühlung in einem Gasturbinentriebwerk benutzt
wird, ist Verdichterauslaßluft, die üblicherweise eine Tem
peratur von etwa 538°C (1000°F) hat.
Die Verwendung einer Kühlluftgrenzschicht niedriger Tem
peratur oder eines Kühlluftfilms niedriger Temperatur an
der gesamten inneren Oberfläche eines Brennkammerflammrohres
sorgt für eine wirksame Kühllung des Flammrohres gegenüber
den heißen Verbrennungsgasen. Da jedoch die Temperatur die
ser Grenzschicht etwa die Temperatur der Kühlluft ist, die
wesentlich niedriger als etwa 816°C (1500°F) ist, kommt
es während des Betriebes zum Abschrecken oder Abkühlen
des Brennstoff/Luft-Gemisches an dieser Grenzschicht. Da
die Verbrennung des abgeschreckten Brennstoff/Luft-Gemisches
längs der Kühlluftgrenzschicht deshalb bei Temperaturen von
weniger als etwa 816°C (1500°F) stattfindet, werden un
verbrannte Kohlenwasserstoffe und Kohlenmonoxid erzeugt.
In Abhängigkeit von dem besonderen Gasturbinentriebwerks
modell können diese unverbrannten Kohlenwasserstoffe eben
so wie das Kohlenmonoxid die an die Abgasemissionen gestell
ten Forderungen erfüllen. Bei einem besonderen Modell eines
Gasturbinentriebwerks, das gegenwärtig von der Anmelderin
hergestellt wird, sind jedoch restriktivere FAA- und ICAO-
Emissionsforderungen in Kraft getreten, die eine Änderung
in der Konstruktion erforderlich gemacht haben, um die
Emissionen an unverbranntem Kohlenwasserstoff und Kohlen
monoxid zu reduzieren, damit diese Forderungen erfüllt wer
den. Da es sich bei dem Triebwerk um ein Triebwerk der lau
fenden Produktion handelt, war es erwünscht, daß die Ände
rungen innerhalb der Restriktionen, die durch eine bereits
vorhandene Gasturbinentriebwerkskonstruktion auferlegt
werden, auf einem Minimum gehalten werden.
Es ist demgemäß Aufgabe der Erfindung, eine neue und ver
besserte Brennkammer für ein Gasturbinentriebwerk zu
schaffen.
Weiter soll durch die Erfindung eine neue und verbesserte
Brennkammer geschaffen werden, um die Abgasemissionen zu
reduzieren.
Ferner soll durch die Erfindung eine neue und verbesserte
Brennkammer geschaffen werden, die das Abschrecken des
Brennstoff/Luft-Gemisches reduziert.
Außerdem soll durch die Erfindung eine neue und verbesserte
Kühleinrichtung zum Kühlen einer Wand geschaffen werden.
Weiter soll durch die Erfindung eine Brennkammer geschaffen
werden, die eine neue und verbesserte Einrichtung zum Kühlen
eines Flammrohres derselben hat, um eine Erhöhung der Tem
peratur der Verbrennungsgase unmittelbar an einer Oberfläche
des Flammrohres, welche den Verbrennungsgasen zugewandt
ist, zu gestatten.
Schließlich soll durch die Erfindung eine Brennkammer ge
schaffen werden, die eine neue und verbesserte Einrichtung
zum Kühlen eines Flammrohrteils derselben hat, um das
Eliminieren der Filmkühlung dieses Flammrohrteils zu gestat
ten und das Abschrecken des Brennstoff/Luft-Gemisches zum
Reduzieren der Abgasemissionen zu verringern.
Die Erfindung beinhaltet ein Verfahren und eine Vorrichtung
zum Verbessern der Kühlung einer Wand in einem Gasturbinen
triebwerk. Das Verfahren und die Vorrichtung dienen zur
Durchbruchkühlung einer undurchlöcherten Wand, beispiels
weise eines Brennkammerflammrohres, um deren Kühlung zu
verbessern. Die Durchbruchkühlung erfolgt durch ein Gebil
de, das ein Kühlfluid als einen Strahl auf eine äußere
Oberfläche der undurchlöcherten Wand richtet, wobei der
Strahl einen ausreichenden Impuls hat, um eine Grenzschicht
des Kühlfluids, die sich über der äußeren Oberfläche der
Wand bildet, zu durchbrechen und dem Strahl zu gestatten,
mit der äußeren Oberfläche der Wand in Kontakt zu kommen,
damit diese effektiver gekühlt wird.
In einer exemplarischen Ausführungsform der Erfindung ist
die durchbruchgekühlte Wand ein stromaufwärtiger Teil der
Gasturbinentriebwerksbrennkammer, und die innere Ober
fläche des Brennkammerflammrohres, welche den Verbrennungs
gasen zugewandt ist, ist dadurch gekennzeichnet, daß sie
keine Filmkühlungsgrenzschicht von Luft hat, um das Ab
schrecken der Verbrennungsgase zwecks Reduzierung der Abgas
emissionen zu verringern.
Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden unter
Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt
Fig. 1 eine Schnittansicht einer Gasturbinentrieb
werksbrennkammer gemäß einer Ausführungsform
der Erfindung,
Fig. 2 in Draufsicht einen Teil der in Fig. 1 gezeig
ten ersten Tafel nach der Linie 2-2,
Fig. 3 eine Schnittansicht eines vergrößerten Teils
einer ersten Flammrohrplatte der in Fig. 1
gezeigten Brennkammer gemäß einer Ausführungs
form der Erfindung nach der Linie 3-3 in
Fig. 2,
Fig. 4 in einer Endansicht und teilweise im Schnitt
die in Fig. 3 dargestellte erste Tafel nach
der Linie 4-4,
Fig. 5 schematisch und teilweise im Schnitt eine
Ansicht der in Fig. 3 dargestellten Einlässe,
welche einen Strömungsumlenkrand gemäß einer
Ausführungsform der Erfindung veranschau
licht, und
Fig. 6 teilweise im Schnitt und teilweise perspek
tivisch eine Ansicht einer hohlen Gasturbinen
triebwerkslaufschaufel mit einer durchbruch
gekühlten konkaven Wand gemäß einer weiteren
Ausführungsform der Erfindung.
In Fig. 1 ist eine Schnittansicht einer ringförmigen Gas
turbinentriebwerksbrennkammer 10 dargestellt, die konzen
trisch um eine Triebwerksmittellinie oder axiale Achse 12
angeordnet ist. Stromaufwärts der Brennkammer 10 befindet
sich ein herkömmlicher Verdichter (nicht dargestellt), wel
cher der Brennkammer 10 verdichtete Luft oder Kühlfluid 14
liefert.
Die Brennkammer 10 hat ein ringförmiges äußeres Flammrohr 16
mit einer äußeren Oberfläche 18, die einem ringförmigen Ge
häuse 20 zugewandt und Abstand von diesem hat, so daß zwischen
ihnen ein ringförmiger erster Kanal 22 gebildet ist, der einen
Teil des Kühlfluids 14 empfängt. Die Brennkammer 10 hat au
ßerdem ein ringförmiges inneres Flammrohr 24 mit einer äuße
ren Oberfläche 26, die einem inneren Gehäuse 28 zugewandt
und Abstand von diesem hat, so daß zwischen ihnen ein ring
förmiger zweiter Kanal 30 gebildet ist, der einen Teil des
Kühlfluids 14 empfängt. Das innere Flammrohr 24 hat Ab
stand von dem äußeren Flammrohr 16, so daß zwischen ihnen
eine Verbrennungszone 32 gebildet ist. Das äußere Flamm
rohr 16 und das innere Flammrohr 24 haben in entgegenge
setzte Richtungen weisende innere Oberflächen 34 bzw. 36,
welche die Verbrennungszone 32 begrenzen. Das innere und
das äußere Flammrohr 24, 16 sind aus einem herkömmlichen
metallischen Werkstoff, z.B. aus der im Handel erhältlichen
Legierung Hastelloy X, hergestellt.
Die Brennkammer 10 hat außerdem eine ringförmige Kuppel
38, die mit den stromaufwärtigen Enden 40 und 42 des äu
ßeren Flammrohres 16 bzw. des inneren Flammrohres 24 fest
verbunden ist. Die Brennkammer 10 enthält außerdem mehrere
in gegenseitigem Umfangsabstand angeordnete Vergaser 44,
die in der Kuppel 38 angeordnet sind und jeweils eine her
kömmliche Niederdruck-Luftblasbrennstoffeinspritzvorrich
tung 46 und einen herkömmlichen gegenläufigen Drallkörper
48 aufweisen. Brennstoff 50 wird aus der Einspritzvorrich
tung 46 in den Drallkörper 48 abgegeben und mit der Luft
14 vermischt, um ein Brennstoff/Luft-Gemisch 52 zu erzeugen,
welches an einem Auslaß 54 jedes Vergasers 44 in die Ver
brennungszone 32 abgegeben wird, um darin zu verbrennen
oder zu reagieren und Verbrennungs- oder Abgase 56 zu er
zeugen. Die Abgase 56 strömen durch die Brennkammer 10 ins
gesamt in Richtung einer Längsachse 58 derselben und wer
den an einem Brennkammerauslaß 60 abgegeben, von wo aus
sie dann zu einer Turbine (nicht dargestellt) geleitet wer
den.
Das äußere und das innere Flammrohr 16, 24 haben jeweils
mehrere seriell verbundene Flammrohrplatten, zu denen eine
erste Flammrohrplatte 62, die sich von der Kuppel 38 aus
stromabwärts erstreckt, eine sich daran anschließende zweite
Flammrohrplatte 64 und eine dritte Flammrohrplatte 66 ge
hören. An den Schnittstellen der ersten, der zweiten und
der dritten Flammrohrplatte 62, 64 und 66 und an dem
stromabwärtigen Ende der dritten Flammrohrplatte 66 sind
herkömmliche Filmkühlwülste 68 vorgesehen, die jeweils all
gemein eine nach hinten weisende, U-förmige Tasche auf
weisen, welche ein Loch an ihrem Grund hat, um die Luft 14
abzugeben. Die Kühlwülste 68 leiten die Kühlluft 14 aus den
Löchern als einen Grenzschichtfilm 70 über die inneren
Oberflächen 34 und 36 der Flammrohre, um eine Filmkühlung
derselben zu bewirken.
Da die Filmkühlluft 70 wesentlich kälter ist als die Ver
brennungsgase 56, führt das Abschrecken des Brennstoff/Luft
gemisches 52 durch die Filmkühlluft 70 zu unverbrannten
Kohlenwasserstoffen und zur Bildung von Kohlenmonoxid.
Zum Reduzieren dieser Abgasemissionen wurden Modifizierungen
an einer herkömmlichen filmgekühlten Brennkammer vorgenom
men, um die Temperatur der Grenzschicht an den inneren
Oberflächen 34 und 36 der ersten Flammrohrplatte 62 zu er
höhen und so das Ausmaß an Abschreckung des Brennstoff/
Luft-Gemisches 52 zur Verringerung der Abgasemissionen zu
reduzieren.
Eine Modifizierung wurde so konstruiert und gebaut, daß sich
ein reduziertes, minimales Ausmaß an Filmkühlung an der
ersten Flammrohrplatte 62 ergab. Testergebnisse zeigten je
doch, daß der Kühlfilm zu dünn und unstabil war und daß
die Flammrohrtemperaturen auf unzulässig hohe Werte an
stiegen. Bei einer anderen Modifizierung, die gebaut und
getestet wurde, wurde die Filmkühlung an der ersten Flamm
rohrplatte 62 eliminiert und statt ihr wurden zur Kühlung
herkömmliche Aufprallkühltechniken benutzt. Die Aufprall
kühlung wurde erzielt, indem eine äußere Wand mit Abstand
über der ersten Flammrohrplatte 62 angeordnet wurde, wobei
diese Wand eine relativ große Anzahl von kleinen herkömm
lichen Aufprallkühllöchern aufwies. Testergebnisse von
zwei Aufprallkühlkonstruktionsmodifizierungen zeigten jedoch,
daß keine von ihnen eine ausreichende Kühlung der ersten
Flammrohrplatte 62 ohne die Verwendung der Filmkühlung er
möglichte.
Im Stand der Technik ist bereits erkannt worden, daß eine
Querströmung in einem herkömmlichen aufprallgekühlten Ge
bilde die Wirksamkeit der Aufprallkühlung stark reduziert.
Bei der herkömmlichen Aufprallkühlung, bei der Reihen von
gegenseitigen axialen Abstand aufweisenden Prallöchern
benutzt werden, bildet die Kühlluft, die aus den stromauf
wärtigen Aufprallkühllöchern strömt, eine Grenzschicht von
Kühlluft an der äußeren Oberfläche des Flammrohres, und
es wird angenommen, daß die Grenzschicht mit dem Kühl
fluid, das über benachbarte Prallöcher und jede folgende
Reihe von Aufprallkühllöchern abgegeben wird, wiederaufge
frischt und/oder in der Dicke vergrößert wird. Infolgedessen
wird das effektive Wärmeübertragungsvermögen der Aufprall
kühlung durch das Wärmeübertragungsvermögen der so gebilde
ten Grenzschicht aus Luft begrenzt.
Der Erfinder hat herausgefunden, daß statt der Verwendung
einer relativ großen Anzahl von relativ kleinen herkömm
lichen Prallkühllöchern, d.h. dem Vergrößern der Dichte
dieser Löcher, um den Wärmeübertragungskoeffizienten des
Kühlfluids zu steigern, die Verwendung einer reduzierten
Anzahl von relativ großen Kühllöchern zu einer wesentlichen
Steigerung des Wärmeübertragungskoeffizienten zum Kühlen
des Flammrohres führen kann.
Der Erfinder hat ein neues Verfahren und ein neues Gebilde
zum Kühlen einer Wand zur Erzielung einer Erhöhung der
Wärmeübertragung derselben erfunden. Erreicht wird das durch
ein Verfahren der "Durchbruch" ("breach")-Kühlung einer
undurchlöcherten Wand, wobei ein Kühlfluid als ein Strahl
auf die äußere Oberfläche der Wand geleitet wird und wobei
der Strahl einen ausreichenden Impuls hat, um die Grenz
schicht des Kühlfluids, die über der äußeren Oberfläche der
Wand gebildet wird, zu durchbrechen, d.h. zu durchdringen
und mit der äußeren Oberfläche der Wand in Kontakt zu kommen.
Bei diesem Verfahren berührt der Kühlluftstrahl nicht einfach
die Grenzschicht selbst und vermischt sich nicht einfach
mit derselben, sondern durchbricht diese Grenzschicht, um
in direkten Kontakt mit der äußeren Oberfläche der Wand zu
kommen.
Ausführlicher ist in Fig. 3 die erste Flammrohrplatte 62
des äußeren Flammrohres 16 dargestellt, wobei es sich ver
steht, daß sich auch eine im wesentlichen gleiche, aber um
gekehrte Platte 62 bei dem inneren Flammrohr 24 findet.
Die erste Flammrohrplatte 62 ist ein durchbruchgekühltes
Gebilde mit einer undurchlöcherten inneren oder ersten Wand
72, die sich von der Kuppel 38 aus an dem stromaufwärtigen
Flammrohrende 40 zu der zweiten Flammrohrplatte 64 erstreckt.
Die innere Wand 72 weist eine innere Oberfläche 74 auf, die
der Verbrennungszone 32 zugewandt ist, und eine entgegen
gesetzte äußere oder erste Oberfläche 76. Die erste Flamm
rohrplatte 62 hat weiter eine hintere Wand 78, die sich
von der inneren Wand 72 aus an einem hinteren Ende derselben
nach außen erstreckt. Eine äußere oder zweite Wand 80 ist
mit Abstand von der inneren Wand 72 angeordnet und auf ge
eignete Weise mit einem hinteren Ende derselben an der
hinteren Wand 78 und an einem stromaufwärtigen Ende mit der
inneren Wand 72 selbst fest verbunden, um dazwischen einen
umschlossenen Raum 82 zu bilden. Die äußere Wand 80 hat
mehrere Einlaßlöcher oder einfach Einlässe 84, die der äu
ßeren Oberfläche 76 zugewandt sind. Die hintere Wand 78 hat
mehrere gegenseitigen Umfangsabstand aufweisende Auslaß
löcher oder einfach Auslässe 86 zum Abgeben des Kühlfluids
14 aus dem Raum 82.
Die erste Flammrohrplatte 62 hat weiter eine Einrichtung zum
Leiten des Kühlfluids 14 von jedem der Einlässe 84 aus als
einen Strahl 88 (d.h. als Strahlen 88 a, 88 b, 88 c) durch den
Raum 82, um eine Luftgrenzschicht 90 zu durchbrechen, die
sich an der äußeren Oberfläche 76 bildet, und in direkten
Kontakt mit der äußeren Oberfläche 76 zu gelangen. Diese
Einrichtung zum Leiten des Kühlfluids umfaßt u.a., daß die
Einlässe 84 und die Auslässe 86 so bemessen und positioniert
sind, daß der Impuls (Masse×Geschwindigkeit) des Kühl
fluidstrahls 88, der durch die Einlässe 84 hindurchgehen
kann, ausreicht, um die Grenzschicht 90 zu durchbrechen und
mit der äußeren Oberfläche 76 in Kontakt zu kommen.
Zum Unterstützen des Umlenkens des Kühlfluids 14 aus einer
insgesamt longitudinalen Richtung über der äußeren Wand 80
in eine Einwärtsrichtung, die schräg zu der äußeren Wand ist,
ist ein ringförmiger Strömungsumlenkrand 92 gemäß der Dar
stellung in den Fig. 3 und 5 an jedem Einlaß 84 vorgesehen,
und zwar vorzugsweise daran befestigt oder angeformt. Der
Rand 92 erstreckt sich vorzugsweise unter die äußere Wand
80 um mindestens etwa zwei Wanddicken derselben, um die Kühl
luft 14 effektiv umzulenken und die Strahlen 88 zu richten.
In einer Ausführungsform der Erfindung, die gebaut und ge
testet worden ist, waren die Ränder 92 in der Lage, die
Strahlen 88 zu der inneren Wand 72 unter einem zwischen
ihnen gemessenen Winkel von etwa 75° zu leiten.
Fig. 3 zeigt, daß während des Betriebes der Brennkammer 10
das Kühlfluid 14 an den Einlässen 84 auf einem statischen
Druck P 1 ist, der den Verdichteraustrittsdruck darstellt.
Der statische Druck des Kühlfluids 14 in dem umschlossenen
Raum 82 an dem Auslaß 86 hat einen Wert P 2, und der stati
sche Druck des Kühlfluids 14 in den Kühlwülsten 68 stromab
wärts des Auslasses 86 hat einen Wert P 3, welcher den sta
tischen Druck am Turbineneinlaß darstellt. Der gesamte
Druckabfall, P 1 minus P 3, der mit P 13 bezeichnet wird, ist
ein bestimmter Wert und wird durch den Triebwerkszyklus ge
steuert.
Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung wird ein erster
Druckabfall P 1 minus P 2, der mit P 12 bezeichnet wird,
vorbestimmt größer gemacht als ein zweiter Druckabfall
P 2 minus P 3, der mit P 23 bezeichnet wird, um die Gewähr
leistung, daß die innere Wand 72 durchbruchgekühlt wird,
zu unterstützen. Da der gesamte statische Druckabfall P 13
eine gegebene Größe ist, können die Einlässe 84 und die
Auslässe 86 so bemessen werden, daß der erste Druckabfall
P 12 einen maximalen Wert und der zweite Druckabfall P 23
einen minimalen Wert hat, um zu gewährleisten, daß sämtliche
Strahlen 88 die Grenzschicht 90 durchbrechen. Das kann er
reicht werden, indem der Strömungsquerschnitt der Auslässe
86 innerhalb der physikalischen Grenzen, die durch die Kühl
wülste 68 gesetzt werden, einfach soweit wie möglich ver
größert wird, während noch ein effektives Ausmaß an Film
kühlung von den Auslässen 86 aus an der inneren Oberfläche
34 der zweiten Flammrohrplatte 64, die stromabwärts der
ersten Flammrohrplatte 62 angeordnet ist, erfolgt.
Zu Vergleichszwecken sei angegeben, daß bei einem her
kömmlichen aufprallgekühlten Gebilde der statische Druck
abfall an den Prallöchern üblicherweise etwa gleich dem
statischen Druckabfall an den Auslaßlöchern, welche her
kömmliche Filmkühlwülste speisen, ist.
In einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung, wie sie
in den Fig. 2 und 3 dargestellt ist, umfassen die Einlässe
84 eine erste, stromaufwärtige Reihe von gegenseitigen Um
fangsabstand aufweisenden ersten Einlaßlöchern 84 a, eine
zweite Reihe von gegenseitigen Umfangsabstand aufweisenden
zweiten Einlaßlöchern 84 b, welche mit Längsabstand strom
abwärts der ersten Einlässe 84 a angeordnet sind und an wel
che sich wiederum eine dritte Reihe von gegenseitigen Um
fangsabstand aufweisenden dritten, hinteren Einlaßlöchern
84 c anschließt. Die Einlässe 84 a, 84 b, 84 c haben jeweils
einen Strömungsquerschnitt A 1, A 2 bzw. A 3 und jeweils einen
rechtwinkeligen Abstand H 1, H 2 bzw. H 3 von der äußeren
Oberfläche 76.
Ein erster Strahl 88 a des Kühlfluids 14 wird durch den er
sten Einlaß 84 a erzeugt, um mit einem ersten, stromaufwär
tigen Teil 76 a der äußeren Oberfläche 76 in Kontakt zu kom
men, und die Grenzschicht 90 zu bilden, welche einen Impuls
und eine Dicke T 1 hat und stromabwärts über einen zweiten
Teil 76 b der äußeren Oberfläche 76 hinwegleitbar ist, welche
dem zweiten Einlaß 84 b zugewandt ist. Der Strömungsquer
schnitt A 2 des zweiten Einlasses 84 b wird zusammen mit dem
Impuls eines zweiten Strahls 88 b, der durch den zweiten
Einlaß 84 b erzeugt wird, auf vorbestimmte Weise relativ
zu der Dicke T 1 und dem Impuls der Grenzschicht 90 gewählt,
daß gewährleistet ist, daß der zweite Strahl 88 b die Grenz
schicht 90 durchbricht, um mit der äußeren Oberfläche des
zweiten Teils 76 b in Kontakt zu kommen.
Ebenso werden der Strömungsquerschnitt A 3 des dritten Ein
lasses 84 c und der Impuls eines dritten Strahls 88 c, welcher
durch den dritten Einlaß 84 c erzeugt wird, auf vorbestimmte
Weise relativ zu dem Impuls und der Dicke T 2 der Grenz
schicht 90, welche über die äußere Oberfläche des dritten
Teils 76 c strömt, gewählt, daß gewährleistet ist, daß der
dritte Strahl 88 c die Grenzschicht 90 durchbricht, um mit
der äußeren Oberfläche 76 in Kontakt zu kommen.
Die Grenzschicht 90 nimmt in stromabwärtiger Richtung in
der Dicke zu, weil die Menge an Kühlfluid 14 aus den Ein
lässen 84 kumulativ ist. Deshalb ist die Dicke T 3 größer als
T 2, die ihrerseits größer als T 1 ist. Die Einlässe 84 a, 84 b
und 84 c könnten zwar jeweils maßgeschneidert werden, um
eine maximale Durchbruchkühlung mit einem Minimum an Kühl
fluid 14 zum Durchbrechen der Dicken der Grenzschicht 90 zu
erzielen, zur Vereinfachung der Herstellung können jedoch
gleichmäßige Einlässe 84 a, 84 b und 84 c gewählt werden, um
ein effektives Ausmaß an Durchbruchkühlung zu erzielen.
Die Zahl der Reihen von Einlässen 84 wird durch die Fähig
keit der Strahlen 88, die Grenzschicht 90 zu durchdringen,
begrenzt. Zu viele Reihen von Einlässen 84 werden eine Grenz
schicht 90 ergeben, die durch die Strahlen 88 nicht durch
drungen werden kann, was das Kühlvermögen und den Wärme
übertragungskoeffizienten des Gebildes wesentlich redu
zieren wird. Bei der exemplarischen Gasturbinentriebwerks
brennkammer, die tatsächlich gebaut und getestet worden ist,
hat es sich gezeigt, daß eine optimale Zahl von Reihen von
Einlässen 84 auf nicht mehr als drei Reihen begrenzt ist.
Zum Minimieren der Stärke und der Dicke der Grenzschicht 90
und zum gleichmäßigeren Kühlen der inneren Wand 72 wird
bevorzugt, daß die zweiten Einlässe 84 b mit Umfangsabstand
zwischen den ersten Einlässen 84 a und den dritten Einlässen
84 c angeordnet sind, wie es in Fig. 3 gezeigt ist.
Da jeder Strahl 88 einen Kühlbereich in der äußeren Ober
fläche 76 der inneren Wand bewirkt, haben die Einlässe 84
auf vorbestimmte Weise derartigen gegenseitigen Abstand,
daß die Kühlbereiche der Strahlen 88 einander überlappen,
um eine insgesamt gleichmäßige Temperatur der äußeren Ober
fläche 76 der inneren Wand zu erzielen.
In einer bevorzugten Ausführungsform, die tatsächlich ge
baut und getestet worden ist, hatten die Einlässe 84 einen
gleichmäßigen Durchmesser von 2,92 mm (0,115 Zoll) und einen
gegenseitigen Abstand von 7,11 mm (0,28 Zoll) in der Längs
richtung zwischen den Reihen und von 19,56 mm (0,77 Zoll)
in der Umfangsrichtung. Die Höhen H 1, H 2 und H 3 betrugen
6,35 mm (0,25 Zoll), 7,62 mm (0,30 Zoll) bzw. 8,89 mm (0,35
Zoll). Der gesamte statische Druck P 13 betrug etwa 0,97 bar
(14 psi), der erste Druckabfall P 12 betrug etwa 0,76 bar
(11 psi), und der zweite Druckabfall P 23 betrug etwa 0,21 bar
(3 psi).
Aus den obigen Angaben können die besonderen Entwurfs
parameter zum Erzielen der Durchbruchkühlung auf herkömm
liche Weise bestimmt werden. Zum Beispiel können die fol
genden Gleichungen benutzt werden:
h = Nuk/D (1)
wobei h der Wärmeübertragungskoeffizient der äußeren Ober
fläche 76 in jeder Reihe von Einlässen 84 ist, Nu die
bekannte Nusselt-Zahl ist, die eine Funktion der Größe,
des Abstands und der Teilung der Einlässe 84 sowie des
Winkels A der Strahlen 88 ist, k die Wärmeleitfähigkeit
des Kühlfluids 14 ist, und D der Durchmesser der Einlässe
84 ist.
Nu = CRe m Pr 1/3 (H/D) 0,091 (2)
wobei der zusätzliche Parameter C eine Konstante ist,
m eine Variable ist, Re die bekannte Reynolds-Zahl ist,
Pr die bekannte Prandtl-Zahl ist, die für das Kühlfluid 14
bei einer bestimmten Temperatur im wesentlichen konstant
ist, und H die Höhe H 1, H 2 oder H 3 der Einlässe 84 ist.
Die Parameter C und m werden auf herkömmliche Weise aus
empirischen Daten bestimmt, die für besondere Verwendungs
zwecke erzeugt werden und eine Funktion der Dicke und des
Impulses der Grenzschicht 90 sind.
Re = ϕ VD/μ (3)
wobei der zusätzliche Parameter ϕ die Dichte des Kühlfluids
14 ist, V die Geschwindigkeit des Strahls 88 ist, und μ der
absolute Koeffizient der Viskosität des Kühlfluids 14 ist.
V = W/ϕ A e (4)
wobei der zusätzliche Parameter W der Durchsatz des Kühl
fluids 14 in jeder Reihe von Einlässen 84 ist, und A e der
üblicherweise bekannte effektive Querschnitt jeder Reihe
der Einlässe 84 ist (z.B. A 1, A 2, A 3).
W = (A e /A et ) W t (5)
wobei der zusätzliche Parameter A et die Summe des effek
tiven Querschnitts von zusätzlichen Einlaßreihen ist und
W t der Gesamtdurchsatz ist.
wobei der zusätzliche Parameter A eo der gesamte effektive
Strömungsquerschnitt der Einlässe 84 und der Auslässe 86
ist.
wobei der zusätzliche Parameter A ed die Summe der effek
tiven Querschnitte der Auslässe 86 ist.
Diese Gleichungen können benutzt werden, um den Wärmeüber
tragungskoeffizienten h aufgrund von jeder Reihe der
Strahlen 88 auf der Basis der obigen Parameter zu bestimmen.
Eine iterative Technik wird benutzt, um die Entwurfspara
meter zu verändern und einen Wärmeübertragungskoeffizienten
h zu erzielen, der größer ist als der, welcher bei der
herkömmlichen Aufprallkühlung erzielt werden würde.
Beispielsweise ist ein Wärmeübertragungskoeffizient h von
etwa 633 kJ/h - 0,09 m2 - 0,55°C (600 btu/hr-ft2-°F) für die
herkömmliche Aufprallkühlung typisch. Im Gegensatz dazu
wurde ein Wärmeübertragungskoeffizient h von etwa 950 kJ/h-
0,09 m3-0,55°C (900 btu/hr-ft3-°F) bei der in Fig. 3 dar
gestellten bevorzugten Ausführungsform der Durchbruchkühlung
erzielt. Das stellt eine Verbesserung von etwa 50% dar. Der
beträchtliche Vorteil der Durchbruchkühlung wird noch deutli
cher im Vergleich zur herkömmlichen Filmkühlung einer Rück
fläche eines undurchlöcherten Flammrohres, die einen typi
schen Wärmeübertragungskoeffizienten von etwa nur 317 kJ/h-
0,09 m2-0,55°C (300 btu/hr-ft2-°F) ergibt.
Der Grenzwert für die Anzahl von Reihen der Einlässe 84
kann anhand der folgenden Gleichungen abgeschätzt werden:
h mitt = K e-c(N-1) (8)
wobei h mitt der mittlere Wärmeübertragungskoeffizient auf
grund einer besonderen Reihe ist, K und c Konstanten sind,
und N die Gesamtzahl der Reihen der Einlässe 84 ist. Bei
einer Reihe von Einlässen wäre K gleich dem mittleren Wärme
übertragungskoeffizienten für diese Reihe.
h t = h mitt (1-c(N-1)) (9)
wobei der zusätzliche Parameter h t der mittlere Wärmeüber
tragungskoeffizient aufgrund von sämtlichen Einlässen 84
ist.
Wenn die Anzahl von Reihen N der Einlässe 84 zunimmt, nimmt
demgemäß der mittlere Wärmeübertragungskoeffizient h t auf
grund von sämtlichen Einlässen ab. Die Gleichungen 8 und 9
repräsentieren die Auswirkung der zunehmenden Dicke der
Grenzschicht 90. Wenn eine relativ große Anzahl von Reihen
N benutzt wird, geht der Durchbruchkühleffekt verloren,
was zu einem Gebilde führt, das einem herkömmlichen aufprall
gekühlten Gebilde enger angenähert ist. Bei einer Ausführungs
form der Erfindung hat es sich gezeigt, wie oben dargelegt,
daß drei Reihen der Einlässe 84 effektiv ermöglicht haben,
die Durchbruchkühlung zu erzielen.
Gemäß der Darstellung in den Fig. 3 und 4 hat die innere
Wand 72 Abstand von der und überlappt die zweite Flammrohr
platte 64, um die Kühlwulst 68 zu bilden, welche ein strom
abwärtiges Ende der inneren Wand 72, einen Teil der hinteren
Wand 78 einschließlich der Auslässe 86 und einen stromauf
wärtigen Teil der zweiten Flammrohrplatte 64 umfaßt. Das
Kühlfluid 14 wird aus dem Raum 82 über die Auslässe 86 ab
gegeben und durch die Kühlwülste 68 veranlaßt, als der
Grenzschichtfilm 70 von Kühlluft über die innere Oberfläche
34 des äußeren Flammrohres 16 auf herkömmliche Weise zu
strömen.
Das durchbruchgekühlte Gebilde, d.h. die erste Flammrohr
platte 62, wie sie in Fig. 3 im wesentlichen dargestellt
ist, wurde getestet, und es hat sich gezeigt, daß sich mit
ihr akzeptabel niedrige Temperaturen der inneren Wand 72
durch Wärmeableitung von der inneren Wand 72 erzielen las
sen, welche eine Wärmeströmungsgeschwindigkeit von etwa
475×106 J/h-0,09 m2 (450 000 btu/hr-ft2) hatte, da keine
Filmkühlung auf der Verbrennungsseite der Wand benutzt wur
de. Das ist eine beträchtliche Steigerung des Wärmeflusses
im Vergleich zu dem Wärmefluß von etwa 158×106 J/h-0,09 m2
(150 000 btu/hr-ft2), der üblicherweise bei einem herkömm
lichen Flammrohr angetroffen wird, bei welchem die Ober
fläche des Flammrohres, welche der Verbrennungszone zuge
wandt ist, hauptsächlich filmgekühlt wird.
Da der hohe Wärmefluß über die erste Flammrohrplatte 62
effektiv durch die Durchbruchkühlung abgeleitet wird, kann
die Brennkammer 10 ohne Filmkühlung der inneren Oberfläche
der ersten Platte 62 betrieben werden, wodurch die Temperatur
erhöht wird, welcher das Brennstoff/Luft-Gemisch 52 an der
inneren Wand 72 ausgesetzt ist, und geringere Abgasemissionen
erzielt werden. In einer getesteten Ausführungsform wurde
die innere Oberfläche effektiv auf etwa 816°C (1500°F)
betrieben, ohne daß die Filmkühlung derselben notwendig war.
Zum weiteren Reduzieren der Abgasemissionen an unverbranntem
Kohlenwasserstoff und Kohlenmonoxid enthält eine bevorzugte
Ausführungsform der Erfindung einen Wärmesperrüberzug 94
auf der gesamten inneren Oberfläche 74 der inneren Wand 72.
Der Überzug 94 ist herkömmlich, und 8% Yttrium-Zirkondioxid
wurden in der bevorzugten Ausführungsform mit einer Dicke
von etwa 0,254 µm (10 mils) benutzt. Mit dem Überzug 94
wurde der Wärmefluß durch die innere Wand 72 auf etwa
317×106 J/h-0,09 m2 (300 000 btu/hr-ft2) reduziert. Durch die Ver
wendung des Überzugs 94 war die Oberfläche des Überzugs 94, welche der
Verbrennungszone 32 zugewandt ist, einer Temperatur von
etwa 1038°C (1900°F) in der getesteten bevorzugten Aus
führungsform ausgesetzt, und bei dieser Temperatur wurden
die unverbrannten Kohlenwasserstoffe und Kohlenmonoxid
wesentlich reduziert, so daß die Brennkammer 10 in der Lage
war, die kürzlich erlassenen strengeren FAA- und ICAO-Emis
sionsforderungen zu erfüllen.
Die durchbruchgekühlte erste Flammrohrplatte 62 wird aus
mehreren Gründen lediglich als das Flammrohr unmittelbar
stromabwärts der Kuppel 38 benutzt. Obgleich die durchbruch
gekühlte Flammrohrplatte 62 einen hohen Wärmeübertragungs
koeffizienten hat, ist eine relativ große Temperaturdiffe
renz von der inneren Oberfläche 74 zu der äußeren Oberfläche
76 vorhanden. Große Temperaturgradienten sind im allgemeinen
unerwünscht, weil sie die Lebensdauer eines Gebildes ver
kürzen können. Da die Verbrennung hauptsächlich in der
Verbrennungszone 32 in dem Bereich unmittelbar stromabwärts
der Kuppel 38 und insgesamt innerhalb der ersten Flammrohr
platte 62 erfolgt, hat sich weiter die Durchbruchkühlung
der ersten Flammrohrplatte 62 allein als wirksam erwiesen,
die Abgasemissionen ausreichend zu reduzieren, um die FAA-
und ICAO-Forderungen zu erfüllen. Demgemäß bleiben die zwei
te und die dritte Flammrohrplatte 64 und 66 grundsätzlich
gegenüber der ursprünglichen und herkömmlichen Filmkühlkon
struktion ungeändert.
Da die erste Flammrohrplatte 62 ohne Filmkühlung der inneren
Oberfläche betrieben wird, um die Abgasemissionen zu re
duzieren, zeigte es sich, daß die herkömmliche Kühlung
einschließlich der Aufprallkühlung nicht ausreichte, um eine
undurchlöcherte Flammrohrwand wirksam zu kühlen. Es zeigte
sich auch, daß nur die Durchbruchkühlung gemäß der Erfindung
in der Lage war, die undurchlöcherte innere Wand 72 aus
reichend zu kühlen.
Die Erfindung wurde zwar zum Reduzieren der Abgasemissionen
einer Brennkammer konzipiert, es ist jedoch klar, daß die
verbesserte Kühlung, die aufgrund des beschriebenen Durch
bruchkühlgebildes realisierbar ist, auch bei anderen Ge
bilden benutzt werden kann, die eine Kühlung erfordern.
Als Beispiel ist in Fig. 6 eine hohle Gasturbinentrieb
werkslaufschaufel 96 dargestellt, durch welche das Kühl
fluid 14 strömt. Die Laufschaufel 96 hat eine undurch
löcherte, konkave äußere oder erste Wand 98 mit einer in
neren, ersten Oberfläche 100 und einer äußeren, zweiten
Oberfläche 102, über die die Verbrennungsgase strömen.
Ein Einsatz oder eine zweite Wand 104 ist in der Schaufel
96 angeordnet und hat Abstand von der inneren Oberfläche
100, um einen Raum 106 zu bilden. Der Einsatz 104 hat drei
axialen Abstand aufweisende Reihen, die jeweils mehrere
radialen Abstand aufweisende Einlässe 108 aufweisen. Die
Schaufel 96 hat mehrere radialen Abstand aufweisende Hin
terkantenauslässe 110, welche das Kühlfluid aus dem Raum 106
abgeben. Der Einsatz 104, die konkave Wand 98, die Einlässe
108 und die Auslässe 110 gleichen insgesamt dem in Fig. 2
dargestellten Durchbruchkühlgebilde. Die Einlässe 108 und
die Auslässe 110 sind auf vorbestimmte Weise bemessen und
gestaltet, um eine Durchbruchkühlung der konkaven Seite 98
der Schaufel 96 zu erzielen.
Hier sind zwar die bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung
beschrieben worden, Modifizierungen sind jedoch im Rahmen
der Erfindung möglich.
Zum Beispiel, obgleich nur das erste Flammrohr 62 durchbruch
gekühlt gezeigt ist, kann jeder Flammrohrteil oder ein ge
samtes Brennkammerflammrohr durchbruchgekühlt werden, was
von den besonderen Entwurfserfordernissen abhängt. Obgleich
eine getestete Ausführungsform ergeben hat, daß drei Reihen
von Einlässen 84 eine optimale Kühlung ergeben, wird der
tatsächliche Grenzwert für die Zahl von Reihen nur durch
die Möglichkeit, den verbesserten Wärmeübertragungskoef
fizienten durch die hier beschriebene Durchbruchkühlung
zu erzielen, beschränkt.
Claims (31)
1. Verfahren zur Durchbruchkühlung einer undurchlöcherten
Wand, gekennzeichnet durch Leiten eines Kühlfluids als
einen Strahl auf eine erste Oberfläche der Wand, wobei der
Strahl einen ausreichenden Impuls hat, um eine Grenzschicht
des Kühlfluids, welche sich über der ersten Oberfläche der
Wand bilden kann, zu durchbrechen und in Kontakt mit der
ersten Oberfläche der Wand zu gelangen.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß das Kühlfluid als ein erster Strahl auf einen strom aufwärtigen Teil der ersten Oberfläche der Wand und als ein zweiter Strahl auf einen zweiten Teil der ersten Ober fläche der Wand, welcher stromabwärts des ersten Teils an geordnet ist, geleitet wird;
daß der erste Strahl eine Grenzschicht des Kühlfluids längs des zweiten Teils der Wand hervorruft; und
daß der zweite Strahl die Grenzschicht durchbricht, um mit der ersten Oberfläche der Wand des zweiten Teils in Kontakt zu kommen.
daß das Kühlfluid als ein erster Strahl auf einen strom aufwärtigen Teil der ersten Oberfläche der Wand und als ein zweiter Strahl auf einen zweiten Teil der ersten Ober fläche der Wand, welcher stromabwärts des ersten Teils an geordnet ist, geleitet wird;
daß der erste Strahl eine Grenzschicht des Kühlfluids längs des zweiten Teils der Wand hervorruft; und
daß der zweite Strahl die Grenzschicht durchbricht, um mit der ersten Oberfläche der Wand des zweiten Teils in Kontakt zu kommen.
3. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß
die erste Oberfläche eine äußere Oberfläche ist und daß
das Kühlfluid, nachdem es mit der äußeren Oberfläche der
Wand in Kontakt gekommen ist, als ein Kühlfluidfilm strom
abwärts über eine innere Oberfläche einer zweiten Wand ge
leitet wird, die stromabwärts der durchbruchgekühlten Wand
angeordnet ist.
4. Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß
der erste und der zweite Kühlfluidstrahl von ersten bzw.
zweiten Einlässen in einer zweiten Wand ausgehen, die Ab
stand von der durchbruchgekühlten Wand hat, daß das Film
kühlfluid über einen Auslaß in einer hinteren Wand aus
strömen kann, welche mit der durchbruchgekühlten undurch
löcherten Wand verbunden ist, und daß ein erster Druckab
fall an den Einlässen und ein zweiter Druckabfall an dem
Auslaß erzeugbar ist, wobei der erste Druckabfall größer
als der zweite Druckabfall ist.
5. Durchbruchgekühltes Gebilde, gekennzeichnet durch:
eine undurchlöcherte erste Wand (72) mit einer ersten Oberfläche (76);
eine zweite Wand (80), die Abstand von der ersten Wand (72) hat und mit dieser verbunden ist, um einen umschlossenen Raum (82) zu bilden;
wobei die zweite Wand (80) mehrere Einlässe (84) aufweist, die der ersten Oberfläche (76) der ersten Wand (72) zuge wandt sind, zum Leiten eines Kühlfluids (14) in den Raum (82);
wobei der Raum (82) mehrere Auslässe (86) zum Abgeben des Kühlfluids (14) hat;
eine Einrichtung zum Leiten des Kühlfluids (14) von jedem der Einlässe (84) aus durch den Raum (82), um eine Grenz schicht (90) des Kühlfluids (14), die sich an der ersten Oberfläche (76) der ersten Wand (72) bilden kann, zu durch brechen und mit der ersten Oberfläche (76) der ersten Wand (72) zur Durchbruchkühlung derselben in Kontakt zu kommen.
eine undurchlöcherte erste Wand (72) mit einer ersten Oberfläche (76);
eine zweite Wand (80), die Abstand von der ersten Wand (72) hat und mit dieser verbunden ist, um einen umschlossenen Raum (82) zu bilden;
wobei die zweite Wand (80) mehrere Einlässe (84) aufweist, die der ersten Oberfläche (76) der ersten Wand (72) zuge wandt sind, zum Leiten eines Kühlfluids (14) in den Raum (82);
wobei der Raum (82) mehrere Auslässe (86) zum Abgeben des Kühlfluids (14) hat;
eine Einrichtung zum Leiten des Kühlfluids (14) von jedem der Einlässe (84) aus durch den Raum (82), um eine Grenz schicht (90) des Kühlfluids (14), die sich an der ersten Oberfläche (76) der ersten Wand (72) bilden kann, zu durch brechen und mit der ersten Oberfläche (76) der ersten Wand (72) zur Durchbruchkühlung derselben in Kontakt zu kommen.
6. Gebilde nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die
Einrichtung zum Leiten des Kühlfluids die Einlässe (84) und
die Auslässe (86) umfaßt, die so bemessen und positioniert
sind, daß der Impuls des Kühlfluids (14), welches durch die
Einlässe (84) strömen kann, ausreicht, um die Kühlfluid
grenzschicht (90) zu durchbrechen, welche sich auf der ersten
Oberfläche (76) der ersten Wand (72) bilden kann.
7. Gebilde nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß ein
erster Druckabfall an den Einlässen (84) und ein zweiter
Druckabfall an den Auslässen (86) erzeugbar ist und daß
der erste Druckabfall größer als der zweite Druckabfall
ist.
8. Gebilde nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß
der erste und der zweite Druckabfall gleich einem Gesamt
druckabfall sind und daß die Einlässe (84) und die Ausläs
se (86) so bemessen sind, daß der erste Druckabfall
einen Maximalwert repräsentiert und daß der zweite Druck
abfall einen Minimalwert repräsentiert, um die Durchbruch
kühlung der ersten Wand (72) zu steigern.
9. Gebilde nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die
Einlässe (84) und die Auslässe (86) so bemessen sind, daß
eine verstärkte Durchbruchkühlung der ersten Wand (72) er
zielt wird, während ein effektives Ausmaß an Filmkühlung
von den Auslässen (86) aus an einer inneren Oberfläche
einer zweiten Wand, die stromabwärts der durchbruchge
kühlten inneren Wand angeordnet ist, vorhanden ist.
10. Gebilde nach einem der Ansprüche 6 bis 9, dadurch
gekennzeichnet, daß die Einlässe (84) eine erste Reihe
von Umfangsabstand aufweisenden ersten Einlässen (84 a)
und eine zweite Reihe von Umfangsabstand aufweisenden zwei
ten Einlässen (84 b), die mit Längsabstand stromabwärts der
ersten Einlässe (84 a) angeordnet sind, umfassen, daß ein
erster Strahl (88 a) von Kühlfluid (14) durch jeden der er
sten Einlässe (84 a) erzeugbar ist, um mit einem ersten Teil
der ersten Oberfläche (76) der ersten Wand (72) in Kontakt
zu kommen und eine Grenzschicht (90) des Kühlfluids (14)
zu bilden, die ein Moment und eine Dicke hat, und strom
abwärts über einen zweiten Teil der ersten Oberfläche (76)
der ersten Wand (72) strömen kann, der den zweiten Ein
lässen (84 b) zugewandt ist, und daß jeder der zweiten Ein
lässe (84 b) einen Strömungsquerschnitt und einen zweiten
Strahl (88 b) hat, welcher einen Impuls hat und von da aus
strömen kann, wobei der Querschnitt des zweiten Einlasses
und der Impuls des zweiten Strahls relativ zu der Dicke und
dem Moment der Grenzschicht (90) auf vorbestimmte Weise
gewählt werden, daß gewährleistet ist, daß der zweite Strahl
(88 b) die Grenzschicht (90) durchbricht, um mit der ersten
Oberfläche (76) der ersten Wand (72) in Kontakt zu kommen.
11. Gebilde nach Anspruch 10, gekennzeichnet durch eine
dritte Reihe von mehreren Umfangsabstand aufweisenden
dritten Einlässen (84 c), die stromabwärts von der zweiten
Reihe angeordnet ist, wobei jeder der dritten Einlässe
(84 c) einen Strömungsquerschnitt hat und ein dritter Strahl
(88 c), der einen Impuls hat, von das aus zu einem dritten
Teil (76 c) der ersten Oberfläche (76) der ersten Wand (72)
strömen kann;
daß der Strömungsquerschnitt des zweiten Einlasses (84 b) und der Impuls des zweiten Strahls (88 b) auf vorbestimmte Weise relativ zu der Dicke und dem Impuls der Grenzschicht (90), die über den zweiten Teil (76 b) der ersten Oberfläche (76) der ersten Wand (72) strömen kann, gewählt werden, daß gewährleistet ist, daß der zweite Strahl (88 b) die Grenz schicht (90) durchbricht, um mit der ersten Oberfläche (76) der ersten Wand (72) in Kontakt zu kommen; und
daß der Strömungsquerschnitt des dritten Einlasses (84 c) und der Impuls des dritten Strahls (88 c) auf vorbestimmte Weise relativ zu der Dicke und dem Impuls der Grenzschicht (90), die über den dritten Teil (76 c) der ersten Oberfläche (76) der ersten Wand (72) strömen kann, gewählt werden, daß ge währleistet ist, daß der dritte Strahl (88 c) die Grenzschicht (90) durchbricht, um mit der ersten Oberfläche (76) der er sten Wand (72) in Kontakt zu kommen.
daß der Strömungsquerschnitt des zweiten Einlasses (84 b) und der Impuls des zweiten Strahls (88 b) auf vorbestimmte Weise relativ zu der Dicke und dem Impuls der Grenzschicht (90), die über den zweiten Teil (76 b) der ersten Oberfläche (76) der ersten Wand (72) strömen kann, gewählt werden, daß gewährleistet ist, daß der zweite Strahl (88 b) die Grenz schicht (90) durchbricht, um mit der ersten Oberfläche (76) der ersten Wand (72) in Kontakt zu kommen; und
daß der Strömungsquerschnitt des dritten Einlasses (84 c) und der Impuls des dritten Strahls (88 c) auf vorbestimmte Weise relativ zu der Dicke und dem Impuls der Grenzschicht (90), die über den dritten Teil (76 c) der ersten Oberfläche (76) der ersten Wand (72) strömen kann, gewählt werden, daß ge währleistet ist, daß der dritte Strahl (88 c) die Grenzschicht (90) durchbricht, um mit der ersten Oberfläche (76) der er sten Wand (72) in Kontakt zu kommen.
12. Gebilde nach Ansrpuch 11, dadurch gekennzeichnet, daß
die zweite Wand (80) nicht mehr als drei Reihen von Ein
lässen (84 a, 84 b, 84 c) aufweist.
13. Gebilde nach Anspruch 11 oder 12, dadurch gekennzeich
net, daß die zweiten Einlässe (84 b) Umfangsabstand sowohl
von den ersten als auch von den dritten Einlässen (84 a, 84 c)
haben.
14. Gebilde nach einem der Ansprüche 11 bis 13, dadurch
gekennzeichnet, daß die Einlässe (84) jeweils von einem Rand
(92) eingefaßt sind, um das Umlenken des Kühlfluids (14)
aus einer insgesamt longitudinalen Stromabwärtsrichtung
an einer äußeren Oberfläche der zweiten Wand (80) in eine
Einwärtsrichtung, die zu der zweiten Wand (80) schräg ist,
für das Durchdringen zu der ersten Wand (72) zu verbessern.
15. Gebilde nach einem der Ansprüche 11 bis 14, dadurch ge
kennzeichnet, daß jeder Strahl (88) auf einen Kühlbereich
in der ersten Oberfläche (76) der ersten Wand (72) ein
wirkt und daß die Einlässe (84) vorbestimmten gegenseitigen
Abstand haben, so daß die Kühlbereiche der Strahlen (88)
einander überlappen, um eine insgesamt gleichmäßige Tempera
tur der ersten Oberfläche (76) der ersten Wand (72) zu er
zielen.
16. Gebilde nach einem der Ansprüche 11 bis 15, dadurch ge
kennzeichnet, daß das filmgekühlte Gebilde einen Teil einer
Gasturbinentriebwerksbrennkammer (10) umfaßt, wobei die
Brennkammer (10) ein inneres Flammrohr (24) mit Abstand
von einem äußeren Flammrohr (16), zwischen denen eine Ver
brennungszone (32) gebildet ist, aufweist, wobei das äußere
und das innere Flammrohr (16, 24) erste Flammrohrplatten
(62) aufweisen, die mit einer ringförmigen Kuppel (38) ver
bunden sind, wobei die Kuppel (38) mehrere gegenseitigen
Umfangsabstand aufweisende Vergaser (44) zum Liefern eines
Brennstoff/Luft-Gemisches (52), das in der Verbrennungs
zone (32) verbrennbar ist, aufweist, wobei das äußere und
das innere Flammrohr (16, 24) weiter zweite Flammrohrplat
ten (64) aufweisen, die sich von den ersten Flammrohrplatten
(62) aus stromabwärts erstrecken, wobei die ersten Flamm
rohrplatten (62) jeweils das filmgekühlte Gebilde umfassen,
wobei die erste Wand (72) eine innere Wand und die zweite
Wand (80) eine äußere Wand ist und wobei die inneren Wände
(72) einen Teil der Verbrennungszone (32) begrenzen und
die Auslässe (86) das Kühlfluid (14) als einen Film längs
inneren Oberflächen der zweiten Flammrohrplatten (64) zur
Filmkühlung derselben abgeben.
17. Gasturbinentriebwerksbrennkammer nach Anspruch 16, da
durch gekennzeichnet, daß die inneren Wände (72) innere
Oberflächen (74) aufweisen, die der Verbrennungszone (32)
zugewandt und Strahlungs- und Konvektionserhitzung von der
Verbrennungszone (32) her ausgesetzt sind, und daß die
Brennkammer (10) dadurch gekennzeichnet ist, daß sie keine
Filmkühlung der inneren Oberflächen (74) der inneren
Wand (72) hat, um Emissionen unverbrannten Kohlenwasser
stoffes und Kohlenmonoxids zu reduzieren.
18. Gasturbinentriebwerksbrennkammer nach Anspruch 17, da
durch gekennzeichnet, daß die inneren Oberflächen (74) der
inneren Wand (72) einen Wärmesperrüberzug (94) zum weiteren
Reduzieren der Emissionen unverbrannten Kohlenwasserstoffes
und Kohlenmonoxids aufweisen.
19. Gebilde nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß
das durchbruchgekühlte Gebilde Teil einer Gasturbinentrieb
werkslaufschaufel (96) ist, wobei die undurchlöcherte erste
Wand (98) ein Teil einer äußeren Wand der Schaufel (96) und
die zweite Wand ein innerhalb der Schaufel (96) angeordneter
Einsatz (104) ist.
20. Gasturbinenschaufel nach Anspruch 19, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Auslässe des umschlossenen Raums (106)
mehrere Auslässe (110) umfassen, die in einer Hinterkante
der Schaufel (96) angeordnet sind.
21. Gasturbinenschaufel nach Anspruch 20, dadurch gekenn
zeichnet, daß der Einsatz (104) nicht mehr als drei Reihen
der Einlässe aufweist.
22. Brennkammer für ein Gasturbinentriebwerk, gekennzeich
net durch:
ein äußeres Flammrohr (16);
ein inneres Flammrohr (24) mit Abstand von dem äußeren Flammrohr (16), zwischen denen sich eine Verbrennungszone (32) befindet;
eine Kuppel (38), die mit den stromaufwärtigen Enden des äußeren und des inneren Flammrohres (16, 24) verbunden ist;
einen Vergaser (44), der in der Kuppel (38) angeordnet ist und eine Brennstoffeinspritzvorrichtung (46) und einen Drallkörper (48) zum Abgeben eines Brennstoff/Luft-Ge misches (52) über einen Auslaß (54) des Vergasers (44) in die Verbrennungszone (32), um darin verbrannt zu werden, aufweist;
wobei das äußere und das innere Flammrohr (16, 24) jeweils mehrere seriell verbundene Flammrohrplatten (62, 64, 66) aufweisen, zu denen eine erste Flammrohrplatte (62) gehört, die sich von der Kuppel (38) aus stromabwärts erstreckt, wobei die erste Flammrohrplatte (62) aufweist:
eine undurchlöcherte innere Wand (72), die eine äußere Oberfläche (76) hat;
eine hintere Wand (78), die sich von der inneren Wand (72) nach außen erstreckt;
eine äußere Wand (80), die Abstand von der inneren Wand (72) hat und mit der hinteren Wand (78) verbunden ist, um einen umschlossenen Raum (82) zu bilden;
wobei die äußere Wand (80) mehrere Einlässe (84) aufweist, die der äußeren Oberfläche (76) der inneren Wand (72) zuge wandt sind, um ein Kühlfluid (14) in den umschlossenen Raum (82) zu leiten;
wobei die hintere Wand (78) mehrere Auslässe (86) zum Ab geben des Kühlfluids (14) aus dem umschlossenen Raum (82) aufweist;
eine Einrichtung zum Leiten des Kühlfluids (14) von jedem Einlaß (84) aus durch den umschlossenen Raum (82), um eine Grenzschicht (90) des Kühlfluids (14), welche sich längs der äußeren Oberfläche (76) der inneren Wand (72) bilden kann, zu durchbrechen, und mit der äußeren Oberfläche (76) der inneren Wand (72) zur Kühlung derselben in Kontakt zu kommen.
ein äußeres Flammrohr (16);
ein inneres Flammrohr (24) mit Abstand von dem äußeren Flammrohr (16), zwischen denen sich eine Verbrennungszone (32) befindet;
eine Kuppel (38), die mit den stromaufwärtigen Enden des äußeren und des inneren Flammrohres (16, 24) verbunden ist;
einen Vergaser (44), der in der Kuppel (38) angeordnet ist und eine Brennstoffeinspritzvorrichtung (46) und einen Drallkörper (48) zum Abgeben eines Brennstoff/Luft-Ge misches (52) über einen Auslaß (54) des Vergasers (44) in die Verbrennungszone (32), um darin verbrannt zu werden, aufweist;
wobei das äußere und das innere Flammrohr (16, 24) jeweils mehrere seriell verbundene Flammrohrplatten (62, 64, 66) aufweisen, zu denen eine erste Flammrohrplatte (62) gehört, die sich von der Kuppel (38) aus stromabwärts erstreckt, wobei die erste Flammrohrplatte (62) aufweist:
eine undurchlöcherte innere Wand (72), die eine äußere Oberfläche (76) hat;
eine hintere Wand (78), die sich von der inneren Wand (72) nach außen erstreckt;
eine äußere Wand (80), die Abstand von der inneren Wand (72) hat und mit der hinteren Wand (78) verbunden ist, um einen umschlossenen Raum (82) zu bilden;
wobei die äußere Wand (80) mehrere Einlässe (84) aufweist, die der äußeren Oberfläche (76) der inneren Wand (72) zuge wandt sind, um ein Kühlfluid (14) in den umschlossenen Raum (82) zu leiten;
wobei die hintere Wand (78) mehrere Auslässe (86) zum Ab geben des Kühlfluids (14) aus dem umschlossenen Raum (82) aufweist;
eine Einrichtung zum Leiten des Kühlfluids (14) von jedem Einlaß (84) aus durch den umschlossenen Raum (82), um eine Grenzschicht (90) des Kühlfluids (14), welche sich längs der äußeren Oberfläche (76) der inneren Wand (72) bilden kann, zu durchbrechen, und mit der äußeren Oberfläche (76) der inneren Wand (72) zur Kühlung derselben in Kontakt zu kommen.
23. Gasturbinentriebwerksbrennkammer nach Anspruch 22,
dadurch gekennzeichnet, daß die inneren Wände (72) innere
Oberflächen (74) aufweisen, welche der Verbrennungszone
(32) zugewandt und Strahlungs- und Konvektionserhitzung
von der Verbrennungszone (32) her ausgesetzt sind, und
daß die Brennkammer (10) dadurch gekennzeichnet ist, daß
sie keine Filmkühlung der inneren Oberflächen (74) der in
neren Wand (72) hat, um Emissionen von unverbranntem
Kohlenwasserstoff und von Kohlenmonoxid zu reduzieren.
24. Gasturbinentriebwerksbrennkammer nach Anspruch 23, da
durch gekennzeichnet, daß die Einlässe (84) eine erste
Reihe von gegenseitigen Umfangsabstand aufweisenden ersten
Einlässen (84 a) und eine zweite Reihe von gegenseitigen
Umfangsabstand aufweisenden zweiten Einlässen (84 b) mit
Längsabstand stromabwärts von den ersten Einlässen (84 a) auf
weisen, daß ein erster Strahl (88 a) von Kühlfluid (14) durch
jeden ersten Einlaß (84 a) erzeugbar ist, um mit einem ersten
Teil (76 a) der äußeren Oberfläche (76) der inneren Wand
(72) in Kontakt zu kommen und eine Grenzschicht (90) des Kühl
fluids (14) zu bilden, die einen Impuls und eine Dicke
hat und stromabwärts über einen zweiten Teil (76 b) der äu
ßeren Oberfläche (76) der inneren Wand (72), welche den
zweiten Einlässen (84 b) zugewandt ist, strömen kann, und daß
jeder zweite Einlaß (84 b) einen Strömungsquerschnitt hat
und ein zweiter Strahl (88 b), der einen Impuls hat, von
diesem aus strömen kann, wobei der Querschnitt des zweiten
Einlasses (84 b) und der Impuls des zweiten Strahls (88 b)
auf vorbestimmte Weise relativ zu der Dicke und dem Impuls
der Grenzschicht (90) gewählt werden, damit gewährleistet
ist, daß der zweite Strahl (88 b) die Grenzschicht (90)
durchbricht und mit der äußeren Oberfläche (76) der inneren
Wand (72) in Kontakt kommt.
25. Gasturbinentriebwerksbrennkammer nach Anspruch 24,
gekennzeichnet durch eine dritte Reihe von mehreren gegen
seitigen Umfangsabstand aufweisenden dritten Einlässen
(84 c), die stromabwärts von der zweiten Reihe angeordnet
ist, wobei jeder dritte Einlaß (84 c) einen Strömungsquer
schnitt hat und ein dritter Strahl (88 c), der einen Impuls
hat, von da aus zu einem dritten Teil (76 c) der äußeren
Oberfläche (76) der inneren Wand (72) strömen kann;
wobei der Strömungsquerschnitt des zweiten Einlasses (84 b) und der Impuls des zweiten Strahls (88 b) auf vorbestimmte Weise relativ zu der Dicke und dem Impuls der Grenzschicht (90), die über den zweiten Teil (76 b) der äußeren Oberfläche (76) der inneren Wand (72) strömen kann, gewählt werden, um zu gewährleisten, daß der zweite Strahl (88 b) die Grenz schicht (90) durchbricht und mit der äußeren Oberfläche (76) der inneren Wand (72) in Kontakt kommt; und
wobei der Strömungsquerschnitt des dritten Einlasses (84 c) und der Impuls des dritten Strahls (88 c) auf vorbestimmte Weise relativ zu der Dicke und dem Impuls der Grenzschicht (90), die über den dritten Teil (76 c) der äußeren Oberfläche (76) der inneren Wand (72) strömen kann, gewählt werden, um zu gewährleisten, daß der dritte Strahl (88 c) die Grenz schicht (90) durchbricht und mit der äußeren Oberfläche (76) der inneren Wand (72) in Kontakt kommt.
wobei der Strömungsquerschnitt des zweiten Einlasses (84 b) und der Impuls des zweiten Strahls (88 b) auf vorbestimmte Weise relativ zu der Dicke und dem Impuls der Grenzschicht (90), die über den zweiten Teil (76 b) der äußeren Oberfläche (76) der inneren Wand (72) strömen kann, gewählt werden, um zu gewährleisten, daß der zweite Strahl (88 b) die Grenz schicht (90) durchbricht und mit der äußeren Oberfläche (76) der inneren Wand (72) in Kontakt kommt; und
wobei der Strömungsquerschnitt des dritten Einlasses (84 c) und der Impuls des dritten Strahls (88 c) auf vorbestimmte Weise relativ zu der Dicke und dem Impuls der Grenzschicht (90), die über den dritten Teil (76 c) der äußeren Oberfläche (76) der inneren Wand (72) strömen kann, gewählt werden, um zu gewährleisten, daß der dritte Strahl (88 c) die Grenz schicht (90) durchbricht und mit der äußeren Oberfläche (76) der inneren Wand (72) in Kontakt kommt.
26. Gasturbinentriebwerksbrennkammer nach Anspruch 25, da
durch gekennzeichnet, daß die äußere Wand (80) nicht mehr als
drei Reihen von Einlässen (84 a, 84 b, 84 c) aufweist.
27. Gasturbinentriebwerksbrennkammer nach Anspruch 25 oder
26, dadurch gekennzeichnet, daß die zweiten Einlässe (84 b)
Umfangsabstand sowohl von den ersten als auch von den
dritten Einlässen (84 a, 84 c) haben.
28. Gasturbinentriebwerksbrennkammer nach einem der An
sprüche 25 bis 27, dadurch gekennzeichnet, daß die Einlässe
(84) jeweils von einem Rand (92) eingefaßt sind, um das
Umlenken des Kühlfluids (14) aus einer insgesamt longitudi
nalen, stromabwärtigen Richtung längs einer äußeren Ober
fläche der äußeren Wand (80) in eine einwärtige Richtung,
die zu der äußeren Wand (80) geneigt ist, für das Durch
dringen zu der inneren Wand (72) zu verbessern.
29. Gasturbinentriebwerksbrennkammer nach einem der An
sprüche 25 bis 28, dadurch gekennzeichnet, daß die Strahlen
(88) jeweils einen Kühlbereich in einer äußeren Ober
fläche (76) der inneren Wand (72) beaufschlagen und daß
die Einlässe (84) in vorbestimmtem Abstand voneinander sind,
so daß sich die Kühlbereiche der Strahlen (88) gegenseitig
überlappen, um eine insgesamt gleichmäßige Temperatur der
äußeren Oberfläche (76) der inneren Wand (72) zu erzielen.
30. Gasturbinentriebwerksbrennkammer nach einem der An
sprüche 25 bis 29, dadurch gekennzeichnet, daß ein erster
Druckabfall an den Einlässen (84) und ein zweiter Druckab
fall an den Auslässen (86) erzeugbar ist und daß der erste
Druckabfall größer als der zweite Druckabfall ist.
31. Gasturbinentriebwerksbrennkammer nach einem der Ansprüche
25 bis 30, dadurch gekennzeichnet, daß der erste und der
zweite Druckabfall gleich einem Gesamtdruckabfall sind, und
daß die Einlässe (84) und die Auslässe (86) so bemessen
sind, daß der erste Druckabfall einen Maximalwert und der
zweite Druckabfall einen Minimalwert zum Verbessern der
Durchbruchkühlung der inneren Wand (72) repräsentiert,
während ein effektives Ausmaß an Filmkühlung von den Aus
lässen (86) her längs einer inneren Oberfläche einer zweiten
Flammrohrplatte (64), die sich von der ersten Flammrohr
platte (62) aus stromabwärts erstreckt, bereitgestellt
wird.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US176482 | 1988-03-25 | ||
US07/176,482 US4916906A (en) | 1988-03-25 | 1988-03-25 | Breach-cooled structure |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3908166A1 true DE3908166A1 (de) | 1989-10-05 |
DE3908166B4 DE3908166B4 (de) | 2007-11-08 |
Family
ID=22644529
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE3908166A Expired - Lifetime DE3908166B4 (de) | 1988-03-25 | 1989-03-13 | Prallgekühltes Gebilde |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4916906A (de) |
JP (1) | JP2783835B2 (de) |
AU (1) | AU626291B2 (de) |
CA (1) | CA1327455C (de) |
DE (1) | DE3908166B4 (de) |
FR (1) | FR2629134B1 (de) |
GB (1) | GB2216645B (de) |
IL (1) | IL89509A (de) |
IT (1) | IT1228872B (de) |
SE (1) | SE468060B (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4239856A1 (de) * | 1992-11-27 | 1994-06-01 | Asea Brown Boveri | Gasturbinenbrennkammer |
Families Citing this family (42)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5083422A (en) * | 1988-03-25 | 1992-01-28 | General Electric Company | Method of breach cooling |
US5123248A (en) * | 1990-03-28 | 1992-06-23 | General Electric Company | Low emissions combustor |
USH1380H (en) * | 1991-04-17 | 1994-12-06 | Halila; Ely E. | Combustor liner cooling system |
US5224822A (en) * | 1991-05-13 | 1993-07-06 | General Electric Company | Integral turbine nozzle support and discourager seal |
US5363654A (en) * | 1993-05-10 | 1994-11-15 | General Electric Company | Recuperative impingement cooling of jet engine components |
DE4328294A1 (de) * | 1993-08-23 | 1995-03-02 | Abb Management Ag | Verfahren zur Kühlung eines Bauteils sowie Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens |
US5352091A (en) * | 1994-01-05 | 1994-10-04 | United Technologies Corporation | Gas turbine airfoil |
US5528904A (en) * | 1994-02-28 | 1996-06-25 | Jones; Charles R. | Coated hot gas duct liner |
JPH07279612A (ja) * | 1994-04-14 | 1995-10-27 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 重質油焚き用ガスタービン冷却翼 |
US5461866A (en) * | 1994-12-15 | 1995-10-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine combustion liner float wall cooling arrangement |
US5749229A (en) * | 1995-10-13 | 1998-05-12 | General Electric Company | Thermal spreading combustor liner |
US6389815B1 (en) | 2000-09-08 | 2002-05-21 | General Electric Company | Fuel nozzle assembly for reduced exhaust emissions |
US6749396B2 (en) | 2002-06-17 | 2004-06-15 | General Electric Company | Failsafe film cooled wall |
US7093440B2 (en) * | 2003-06-11 | 2006-08-22 | General Electric Company | Floating liner combustor |
US7900459B2 (en) * | 2004-12-29 | 2011-03-08 | United Technologies Corporation | Inner plenum dual wall liner |
US7707835B2 (en) * | 2005-06-15 | 2010-05-04 | General Electric Company | Axial flow sleeve for a turbine combustor and methods of introducing flow sleeve air |
DE102006026969A1 (de) * | 2006-06-09 | 2007-12-13 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenbrennkammerwand für eine mager-brennende Gasturbinenbrennkammer |
US7797945B2 (en) * | 2006-09-06 | 2010-09-21 | Honeywell International Inc. | Bleed valve outlet flow deflector |
US8281600B2 (en) * | 2007-01-09 | 2012-10-09 | General Electric Company | Thimble, sleeve, and method for cooling a combustor assembly |
US8127553B2 (en) * | 2007-03-01 | 2012-03-06 | Solar Turbines Inc. | Zero-cross-flow impingement via an array of differing length, extended ports |
US7617684B2 (en) * | 2007-11-13 | 2009-11-17 | Opra Technologies B.V. | Impingement cooled can combustor |
US8096133B2 (en) * | 2008-05-13 | 2012-01-17 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling and dilution tuning a gas turbine combustor liner and transition piece interface |
US20100037622A1 (en) * | 2008-08-18 | 2010-02-18 | General Electric Company | Contoured Impingement Sleeve Holes |
JP5320177B2 (ja) * | 2009-06-18 | 2013-10-23 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器 |
US20110107769A1 (en) * | 2009-11-09 | 2011-05-12 | General Electric Company | Impingement insert for a turbomachine injector |
US8516822B2 (en) * | 2010-03-02 | 2013-08-27 | General Electric Company | Angled vanes in combustor flow sleeve |
GB2486488A (en) | 2010-12-17 | 2012-06-20 | Ge Aviat Systems Ltd | Testing a transient voltage protection device |
US9249679B2 (en) * | 2011-03-15 | 2016-02-02 | General Electric Company | Impingement sleeve and methods for designing and forming impingement sleeve |
GB2492374A (en) * | 2011-06-30 | 2013-01-02 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine impingement cooling |
US20130081401A1 (en) * | 2011-09-30 | 2013-04-04 | Solar Turbines Incorporated | Impingement cooling of combustor liners |
US9243801B2 (en) | 2012-06-07 | 2016-01-26 | United Technologies Corporation | Combustor liner with improved film cooling |
US9335049B2 (en) | 2012-06-07 | 2016-05-10 | United Technologies Corporation | Combustor liner with reduced cooling dilution openings |
US9217568B2 (en) | 2012-06-07 | 2015-12-22 | United Technologies Corporation | Combustor liner with decreased liner cooling |
US9239165B2 (en) | 2012-06-07 | 2016-01-19 | United Technologies Corporation | Combustor liner with convergent cooling channel |
US9010125B2 (en) | 2013-08-01 | 2015-04-21 | Siemens Energy, Inc. | Regeneratively cooled transition duct with transversely buffered impingement nozzles |
US10240790B2 (en) * | 2013-11-04 | 2019-03-26 | United Technologies Corporation | Turbine engine combustor heat shield with multi-height rails |
JP6246562B2 (ja) * | 2013-11-05 | 2017-12-13 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン燃焼器 |
US11525401B2 (en) * | 2021-01-11 | 2022-12-13 | Honeywell International Inc. | Impingement baffle for gas turbine engine |
US11371701B1 (en) | 2021-02-03 | 2022-06-28 | General Electric Company | Combustor for a gas turbine engine |
US11774098B2 (en) | 2021-06-07 | 2023-10-03 | General Electric Company | Combustor for a gas turbine engine |
US11959643B2 (en) | 2021-06-07 | 2024-04-16 | General Electric Company | Combustor for a gas turbine engine |
US11885495B2 (en) * | 2021-06-07 | 2024-01-30 | General Electric Company | Combustor for a gas turbine engine including a liner having a looped feature |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2836539A1 (de) * | 1978-08-03 | 1980-02-14 | Bbc Brown Boveri & Cie | Gasturbinengehaeuse |
DE2944139A1 (de) * | 1978-11-03 | 1980-05-14 | Gen Electric | Brenneranordnung |
Family Cites Families (26)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3643430A (en) * | 1970-03-04 | 1972-02-22 | United Aircraft Corp | Smoke reduction combustion chamber |
GB1380003A (en) * | 1971-07-23 | 1975-01-08 | Thermo Electron Corp | Jet impingement heat exchanger |
US4912922A (en) * | 1972-12-19 | 1990-04-03 | General Electric Company | Combustion chamber construction |
US4480436A (en) * | 1972-12-19 | 1984-11-06 | General Electric Company | Combustion chamber construction |
US4555901A (en) * | 1972-12-19 | 1985-12-03 | General Electric Company | Combustion chamber construction |
US4109459A (en) * | 1974-07-19 | 1978-08-29 | General Electric Company | Double walled impingement cooled combustor |
US3978662A (en) * | 1975-04-28 | 1976-09-07 | General Electric Company | Cooling ring construction for combustion chambers |
US4253301A (en) * | 1978-10-13 | 1981-03-03 | General Electric Company | Fuel injection staged sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas |
US4296455A (en) * | 1979-11-23 | 1981-10-20 | International Business Machines Corporation | Slotted heat sinks for high powered air cooled modules |
US4302941A (en) * | 1980-04-02 | 1981-12-01 | United Technologies Corporation | Combuster liner construction for gas turbine engine |
GB2087065B (en) * | 1980-11-08 | 1984-11-07 | Rolls Royce | Wall structure for a combustion chamber |
US4526226A (en) * | 1981-08-31 | 1985-07-02 | General Electric Company | Multiple-impingement cooled structure |
US4573865A (en) * | 1981-08-31 | 1986-03-04 | General Electric Company | Multiple-impingement cooled structure |
US4422300A (en) * | 1981-12-14 | 1983-12-27 | United Technologies Corporation | Prestressed combustor liner for gas turbine engine |
JPS58182034A (ja) * | 1982-04-19 | 1983-10-24 | Hitachi Ltd | ガスタ−ビン燃焼器尾筒 |
US4485630A (en) * | 1982-12-08 | 1984-12-04 | General Electric Company | Combustor liner |
JPS59108053U (ja) * | 1983-01-12 | 1984-07-20 | 三菱重工業株式会社 | 熱しや蔽装置 |
US4567730A (en) * | 1983-10-03 | 1986-02-04 | General Electric Company | Shielded combustor |
US4529358A (en) * | 1984-02-15 | 1985-07-16 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Vortex generating flow passage design for increased film cooling effectiveness |
DE3424345A1 (de) * | 1984-07-03 | 1986-01-09 | General Electric Co., Schenectady, N.Y. | Brennkammer |
US4739621A (en) * | 1984-10-11 | 1988-04-26 | United Technologies Corporation | Cooling scheme for combustor vane interface |
US4642024A (en) * | 1984-12-05 | 1987-02-10 | United Technologies Corporation | Coolable stator assembly for a rotary machine |
US4653279A (en) * | 1985-01-07 | 1987-03-31 | United Technologies Corporation | Integral refilmer lip for floatwall panels |
JPH0660740B2 (ja) * | 1985-04-05 | 1994-08-10 | 工業技術院長 | ガスタービンの燃焼器 |
US4800718A (en) * | 1986-12-24 | 1989-01-31 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Surface cooling system |
US4787209A (en) * | 1987-04-29 | 1988-11-29 | Avco Corporation | Stacked ring combustor assembly |
-
1988
- 1988-03-25 US US07/176,482 patent/US4916906A/en not_active Expired - Lifetime
-
1989
- 1989-02-09 CA CA000590669A patent/CA1327455C/en not_active Expired - Fee Related
- 1989-03-07 IL IL89509A patent/IL89509A/xx unknown
- 1989-03-13 DE DE3908166A patent/DE3908166B4/de not_active Expired - Lifetime
- 1989-03-21 SE SE8900996A patent/SE468060B/sv not_active IP Right Cessation
- 1989-03-22 FR FR8903737A patent/FR2629134B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 1989-03-22 JP JP1067788A patent/JP2783835B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1989-03-23 GB GB8906805A patent/GB2216645B/en not_active Expired - Fee Related
- 1989-03-23 AU AU31628/89A patent/AU626291B2/en not_active Ceased
- 1989-03-24 IT IT8919893A patent/IT1228872B/it active
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2836539A1 (de) * | 1978-08-03 | 1980-02-14 | Bbc Brown Boveri & Cie | Gasturbinengehaeuse |
DE2944139A1 (de) * | 1978-11-03 | 1980-05-14 | Gen Electric | Brenneranordnung |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4239856A1 (de) * | 1992-11-27 | 1994-06-01 | Asea Brown Boveri | Gasturbinenbrennkammer |
US5388412A (en) * | 1992-11-27 | 1995-02-14 | Asea Brown Boveri Ltd. | Gas turbine combustion chamber with impingement cooling tubes |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
IL89509A0 (en) | 1989-09-10 |
IL89509A (en) | 1992-06-21 |
GB2216645B (en) | 1992-09-02 |
GB8906805D0 (en) | 1989-05-10 |
JP2783835B2 (ja) | 1998-08-06 |
FR2629134A1 (fr) | 1989-09-29 |
AU3162889A (en) | 1989-09-28 |
GB2216645A (en) | 1989-10-11 |
AU626291B2 (en) | 1992-07-30 |
SE8900996L (sv) | 1989-09-26 |
DE3908166B4 (de) | 2007-11-08 |
IT8919893A0 (it) | 1989-03-24 |
SE468060B (sv) | 1992-10-26 |
US4916906A (en) | 1990-04-17 |
IT1228872B (it) | 1991-07-05 |
FR2629134B1 (fr) | 1994-07-08 |
SE8900996D0 (sv) | 1989-03-21 |
JPH01301929A (ja) | 1989-12-06 |
CA1327455C (en) | 1994-03-08 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE3908166A1 (de) | Durchbruchkuehlverfahren und durchbruchgekuehltes gebilde | |
EP0619133B1 (de) | Mischkammer | |
DE69102032T2 (de) | Gasturbinenbrennkammer. | |
DE102005038395B4 (de) | Brennkammerkühlung mit geneigten segmentierten Flächen | |
DE69924657T2 (de) | Wandstruktur für eine Gasturbinenbrennkammer | |
EP0341436B1 (de) | Verfahren und Vorrichtung zum Kühlen eines heissen Produktgases, das klebrige bzw. schmelzflüssige Partikel enthält | |
DE69223441T2 (de) | Vorzugskühlungsmuster von Filmkühlungsbohrungen für Brennkammerwand | |
DE2623471A1 (de) | Brennkammer | |
EP2423599B1 (de) | Verfahren zum Betrieb einer Brenneranordnung sowie Brenneranordnung zur Durchführung des Verfahrens | |
DE69308518T2 (de) | Injektor mit einer porösen Wand für eine Raketenbrennkammer | |
CH702172A2 (de) | Brennkammer für eine Gasturbine ,mit verbesserter Kühlung. | |
DE2343673A1 (de) | Stiftrippen-kuehlsystem | |
DE1529197B1 (de) | Strahlungsbrenner | |
DE2630629B2 (de) | Doppelwandiger Flammrohrabschnitt einer Brennkammer für Gasturbinentriebwerke | |
CH698405B1 (de) | Injektor für Gasturbinen. | |
DE102018212394B4 (de) | Brennkammerbaugruppe mit Strömungsleiteinrichtung aufweisendem Wandelement | |
EP0206174B1 (de) | Roststab für einen Feuerungsrost einer Grossfeuerung und Feuerungsrost für diese Grossfeuerung | |
DE10064264B4 (de) | Anordnung zur Kühlung eines Bauteils | |
DE2410356A1 (de) | Mit fluessigem brennstoff arbeitender gitterbrenner fuer verunreinigte luft unter verwendung von hilfsverbrennungsluft | |
DE3706371C2 (de) | ||
DE2555814C2 (de) | Flammrohrwand | |
CH634139A5 (de) | Einrichtung zum verringern der rauchdichte eines brenners. | |
DE19647492A1 (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Speisung einer Gasturbine sowohl mit flüssigen wie auch mit gasförmigen Brennstoffen | |
DE4244302C2 (de) | Vorrichtung zur Prallkühlung | |
DE69522323T2 (de) | Flammenschutzvorrichtung |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8128 | New person/name/address of the agent |
Representative=s name: VOIGT, R., DIPL.-ING., PAT.-ASS., 6232 BAD SODEN |
|
8120 | Willingness to grant licences paragraph 23 | ||
8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
8128 | New person/name/address of the agent |
Representative=s name: SIEB, R., DIPL.-CHEM. DR.RER.NAT., PAT.-ANW., 6951 |
|
8128 | New person/name/address of the agent |
Representative=s name: ROEGER UND KOLLEGEN, 73728 ESSLINGEN |
|
8364 | No opposition during term of opposition |