EP1865259A2 - Gasturbinenbrennkammerwand für eine mager-brennende Gasturbinenbrennkammer - Google Patents

Gasturbinenbrennkammerwand für eine mager-brennende Gasturbinenbrennkammer Download PDF

Info

Publication number
EP1865259A2
EP1865259A2 EP07109395A EP07109395A EP1865259A2 EP 1865259 A2 EP1865259 A2 EP 1865259A2 EP 07109395 A EP07109395 A EP 07109395A EP 07109395 A EP07109395 A EP 07109395A EP 1865259 A2 EP1865259 A2 EP 1865259A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
combustion chamber
gas turbine
chamber wall
wall according
turbine combustion
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.)
Withdrawn
Application number
EP07109395A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP1865259A3 (de
Inventor
Miklós Gerendás
Michael Ebel
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Original Assignee
Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG filed Critical Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Publication of EP1865259A2 publication Critical patent/EP1865259A2/de
Publication of EP1865259A3 publication Critical patent/EP1865259A3/de
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Images

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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • 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
    • 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
    • F23R2900/00014—Reducing thermo-acoustic vibrations by passive means, e.g. by Helmholtz resonators
    • 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
    • F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes

Definitions

  • the invention relates to a gas turbine combustor wall for a lean-burn gas turbine combustor.
  • the UK patent GB 2 309 296 describes a two-layer wall construction of a lean-burning gas turbine combustion chamber with an acoustically damping effect on high-frequency combustion chamber vibrations (indicated is a frequency band of 3 to 9 kHz) with simultaneous cooling of the combustion chamber wall. Both are achieved through the holes perpendicular through the wall.
  • the outer / cold combustion chamber wall generates the impingement cooling jets on the inner / hot wall, the holes through the inner / hot wall discharge the impingement cooling air into the combustion chamber and generate the damping effect.
  • the EP 0 576 435 B1 describes a combustion chamber with a two-layer, subdivided into chambers wall structure, all holes are arranged at a shallow angle to the surface and therefore no damping effect is generated.
  • film cooling with cooling rings and effusion cooling is possible in the single-layer case, as well as shingles mounted in the multi-layered case (with pins on the back or impact-cooled) or soldered or welded sheet metal structures (Transply, Lamilloy).
  • the cooling air is thereby provided by holes or slots in the cooling rings, which generate the cooling film with or without deflection.
  • These openings may be substantially radially mounted to realize delivery of the cooling air based on the static pressure of the cooling air supply, or substantially axially, to realize a supply by means of the total pressure of the air supply, or by both arrangement options simultaneously.
  • a lip on the cooling ring is used, on which the air jets impact and are deflected in the axial direction.
  • the axial and radial openings may be arranged in one or more rows. With several rows of openings in the axial direction, these are radially staggered and the lip is usually omitted.
  • a useful damping effect can only be achieved through openings that are mounted substantially perpendicularly through the combustion chamber wall.
  • the best effect for suppressing combustion vibrations is achieved by dampers connected to the combustion chamber in the area of maximum heat release.
  • the entire combustion chamber wall must contain openings, because areas without cooling openings would be uncooled. Even in the case of impingement cooling, the entire rear side of the area intended for cooling must be accessible, which does not guarantee the installation of dampers in the area of high heat release.
  • the invention has for its object to provide a gas turbine combustor wall of the type mentioned, which has both a good cooling and good damping with simple expansion and simple, cost manufacturability.
  • dampers can be realized single-walled by the arrangement of openings substantially (plus minus 30 degrees to the surface normal) perpendicularly through the combustion chamber wall between the cooling rings, in which case the space between the combustion chamber and the combustion chamber housing acts as a damper volume.
  • the damper can also be designed as a two-walled construction, if the air consumption of the single-walled construction is perceived as too high.
  • a damper volume is separated by another housing on the outside of the combustion chamber, wherein the axial extent of the damper housing is limited by the distance of the cooling rings.
  • the damper housing may be fixedly connected to the combustion chamber wall (e.g., bolted or welded to flanges) on either side, or only on one side (upstream or downstream end), with or without additional sealing on the sliding seat of the movable separation point.
  • the flow of air through the damper is adjusted through holes in the damper housing which restrict compressor discharge air to the desired pressure in the damper.
  • the damper volume communicates with the hot gas flow through substantially vertical damper ports through which the air flows slowly.
  • the two-walled damper conveniently a plurality of openings in the Combustion chamber wall distributed in the region between the cooling rings in the axial and lateral directions. It may be advantageous to use different distances and cross-sectional areas of the openings on the circumference. The change in the distances and cross-sectional areas of the openings can be continuous or erratic. With regular spacing, one can only change the cross-sectional area of the openings or vary the distance with a constant cross-sectional area, or both.
  • the openings in the combustion chamber wall may be cylindrical bores or non-cylindrical openings.
  • the non-cylindrical openings may contain a continuous (linear or non-linear) cross-sectional change or an abrupt, for example, from a small diameter to a larger diameter or vice versa.
  • the cross section of the openings themselves need not be round. It can also be oval, rectangular or star, shamrock or flower-shaped.
  • the throttle bores in the damper housing are usually round and without cross-sectional change, but may also vary in distance and diameter within the bore field.
  • the damper volume can be completely empty in the double-walled structure and form a circumferential space. It may be divided by partitions in the axial and / or lateral direction in chambers with three or more corners or the damper housing is not a circumferential structure, but extends in the circumferential direction only over a certain section.
  • the circulating volume or the individual chambers may be filled all or partly with an air-permeable material.
  • the material may be a felt or web of fibers of a heat-resistant material, such as metal. Glass or ceramic or an open-pored sponge made of metal, ceramic or other heat-resistant material.
  • the kind and the Properties of the filling material may be the same throughout the damper volume or all chambers or vary.
  • the application can be limited to the wall segments located near the maximum heat release zone or centrally between the burner and turbine vane (part between two cooling rings) where the effect is greatest.
  • the dimensions of the damper and thus the frequency band damped by it can differ between the inner and the outer combustion chamber wall, as well between upstream and downstream of cooling rings limited portions of the combustion chamber and also in the circumferential direction within a combustion chamber segment.
  • combustion chamber wall can be made of ceramic or CMC (ceramic matrix composite) instead of metal, as well as the damper housing, these parts need not be made of the same material.
  • effusion cooling holes at a shallow angle to the surface e.g., between the damping holes, which pass through the wall substantially normal (at 90 degrees angle) may still be present. 20-30 degrees, which are fed by the same pressure level as the damper openings.
  • effusion cooling holes at a shallow angle to the surface e.g., between the damping holes, which pass through the wall substantially normal (at 90 degrees angle) may still be present. 20-30 degrees, which are fed by the same pressure level as the damper openings.
  • Outside of the film cooling segments with acoustic dampers can also be improved by the attachment of effusion holes between the cooling rings or at the end of the combustion chamber to the turbine out at a shallow angle to the surface cooling.
  • a ceramic thermal barrier coating between the cooling rings (combustion chamber segments) can be applied.
  • the damping holes no longer have to produce cooling effect (for which they are suitable only to a very limited extent), the cross section of the damping holes can be matched to the combustion chamber wall thickness and the damper volume or the distance of the combustion chamber wall to the combustion chamber housing or the damper housing, which also at frequencies below one kHz results in a significant attenuation effect.
  • the two-layer structure there are further possibilities for tuning through the pressure in the damper housing and thus by controlling the flow velocity in the damper bores.
  • acoustic dampers with acoustically optimized Throughput can be used, which are tuned to the attenuation of frequencies below 1 kHz, for example, the frequency range of 300 to 1000 Hz.
  • a subdivision of the damper gap in the axial and lateral direction serves to prevent compensating flows in the damper housing.
  • the introduction of air-permeable material into the damping volume can increase the damping.
  • FIG. 1 shows, in a schematic representation, a cross-section of a gas turbine combustion chamber according to the prior art.
  • compressor outlet blades 1 and a combustion chamber outer housing 2 and a combustion chamber inner housing 3 are shown schematically.
  • the reference numeral 4 denotes a burner with arm and head (diffusion flame).
  • a combustion chamber head 5 is associated with a combustion chamber wall 6 with cooling rings 6a.
  • Turbine inlet blades are designated by the reference numeral 7.
  • FIG. 2 shows a schematic structure of a damper in detail view according to the prior art, wherein a combustion chamber wall 10 is provided with steaming and cooling holes 11 which each extend perpendicular to the combustion chamber wall 10.
  • the compressor discharge air is indicated at 12, while flame and flue gas from the lean burn burner are indicated by the arrow 13.
  • a steam space 14 is provided between damper wall 9 and combustion chamber wall 10. Cooling air is introduced into these through inflow bores 8.
  • the individual combustion chamber segments which form a single-layer combustion chamber wall, with respect to the longitudinal axis, slightly inclined, so that there is a shingle-like, staggered structure.
  • substantially axial cooling holes 16 By substantially axial cooling holes 16, a laminar inflow of compressor discharge air 12 takes place.
  • essentially radial cooling holes 17 can be provided.
  • the respective upstream combustion chamber segment comprises a lip 18 on the cooling ring.
  • damper volume is formed by the distance 19 b to the housing 2 or 3 .
  • FIG. 4 differs in that no radial cooling holes 17 are provided, but several rows of substantially axial cooling holes are arranged radially staggered.
  • non-cylindrical damping openings are shown, which can have very different cross-sections, both over their axial length and overall.
  • FIGS. 7 to 9 each show a two-layer structure of the combustion chamber wall.
  • a damper housing 20 is additionally provided, which encloses a steamer volume 21.
  • the damper volume 21 may be divided in the circumferential direction and / or be filled with additional material (see above).
  • the embodiments of FIGS. 8 and 9 each show that one end of the damper housing is fixedly connected (22), while the other region has a displaceable or displaceable separation point 23. As a result, thermal length expansions can be compensated.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Die Erfindung besieht auf eine Gasturbinenbrennkammerwand für eine mager-brennende Gasturbinenbrennkammer mit einem Brennkamstergehäuse 2, 3 und mehreren in dem Brennkammergehäuse 2, 3 angeordneten, eine Brennkammerwand 10 bildenden Brennkamner segmenten, welche jeweils über axiale und/oder radiale Kühlungslöcher 16, 17 mit Kühlluft mit einer Filmkühlung beaufschlagt werden, wobei die Kühlungslöcher 16, 17 zueinander in Axialrichtung beabstandet sind und wobei in diesem Bereich Dämpfungsöffnungen 19a zur Einleitung von Kühlluft vorgesehen sind.

Description

  • Die Erfindung bezieht sich auf eine Gasturbinenbrennkammerwand für eine mager-brennende Gasturbinenbrennkammer.
  • Das UK-Patent GB 2 309 296 beschreibt einen zweischichtigen Wandaufbau einer mager-brennenden Gasturbinenbrennkammer mit einer akustisch dämpfenden Wirkung auf hochfrequence Brennkammerschwingungen (angegeben ist ein Frequenzband von 3 bis 9 kHz) bei gleichzeitiger Kühlung der Brennkammerwand. Beides wird durch die Bohrungen senkrecht durch die Wand erreicht. Die äußere/kalte Brennkammerwand erzeugt die Prallkühlstrahlen auf die innere/heiße Wand, die Bohrungen durch die innere/heiße Wand entlassen die Prallkühlluft in die Brennkammer und erzeugen die Dampfungswirkung.
  • Die EP 0 576 435 B1 beschreibt eine Brennkammer mit einem zweischichtigen, in Kammern unterteilten Wandaufbau, wobei alle Bohrungen im flachen Winkel zur Oberfläche angeordnet sind und daher auch keine Dämpfungswirkung erzeugt wird.
  • Als weiterer Stand der Technik werden die EP 0 971 172 A1 sowie die US 6,907,736 B2 genannt.
  • Zur Kühlung von Brennkammern stehen im einschichtigen Fall Filmkühlung mit Kühlringen und Effusionskühlung, sowie im mehrschichtigen Fall mit Stehbolzen montierte Schindeln (auf der Rückseite mit Stiften versehen oder prallgekühlt) bzw. verlötete oder verschweißte Blechkonstruktionen zur Verfügung (Transply, Lamilloy). Bei der konventionellen Filmkühlung, basierend auf Kühlring, wird die Kühlluft hierbei durch Bohrungen oder Schlitze in den Kühlringen bereitgestellt, welche mit oder ohne Umlenkung den Kühlfilm erzeugen. Diese Öffnungen können im Wesentlichen radial angebracht sein, um eine Zuführung der Kühlluft, basierend auf dem statischen Druck der Kühlluftzufuhr, zu verwirklichen, oder im wesentlichen axial, um eine Zuführung mittels des Totaldruckes der Luftzufuhr zu realisieren, oder durch beide Anordnungsmöglichkeiten gleichzeitig. Bei radialen Öffnungen wird eine Lippe am Kühlring verwendet, auf welchen die Luftstrahlen aufprallen und in axiale Richtung umgelenkt werden. Die axialen und radialen Öffnungen können in einer oder mehreren Reihen angeordnet sein. Bei mehreren Reihen von Öffnungen in axialer Richtung sind diese radial gestaffelt und die Lippe wird üblicherweise weggelassen.
  • Eine brauchbare Dämpfungswirkung kann nur durch Öffnungen, die im wesentlichen senkrecht durch die Brennkammerwand angebracht werden erreicht werden. Die beste Wirkung zur Unterdrückung von Verbrennungsschwingungen erzielen Dämpfer, die im Bereich der maximalen Wärmefreisetzung an die Brennkammer angebunden sind.
  • Eine wirkungsvolle Filmkühlung ist durch senkrechte Öffnungen nur sehr begrenzt möglich, wegen der mangelnden Kühlwirkung schranken die Autoren des oben genannten Patentes den Anwendungsbereich der Dämpfer auf den Teil der Brennkammer ein, der sich im Bereich der divergenten Flammenfront befindet und somit nicht einmal den Bereich der maximalen Wärmefreisetzung abdeckt. Zusätzlich geht eine Dämpfungswirkung im kHz-Bereich (angegeben sind 3 bis 9 kHz) an den Anforderungen der Magerverbrennung vorbei, da die ersten Umfangsmoden bei den allgemein üblichen Ringbrennkammern je nach Größe im Bereich von 200 bis 1000 kHz liegen.
  • Bei Effusions- oder Transpirationskühlung muss die gesamt Brennkammerwand Öffnungen enthalten, denn Bereiche ohne Kühlöffnungen wären ungekühlt. Auch bei der Prallkühlung muss die gesamte Rückseite der zur Kühlung vorgesehenen Fläche entsprechend zugänglich sein, was den Anbau von Dämpfern im Bereich hoher Wärmefreisetzung nicht gestatret.
  • Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Gasturbinenbrennkammerwand der eingangs genannten Art zu schaffen, welche bei einfachem Ausbau und einfacher, kostengünstiger Herstellbarkeit sowohl eine gute Kühlung als auch eine gute Dämpfung aufweist.
  • Erfindungsgemaß wird die Aufgabe durch die Merkmalskombination des Hauptanspruchs gelöst, die Unteransprüche zeigen weitere vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung.
  • Diese Dämpfer können einwandig durch die Anordnung von Öffnungen im wesentlichen (plus minus 30 grad zur Flächennormalen) senkrecht durch die Brennkammerwand zwischen den Kühlringen realisiert werden, wobei dann der Raum zwischen Brennkammer und Brennkammergehäuse als Dämpfervolumen wirkt.
  • Der Dämpfer kann auch als zweiwandige Konstruktionen ausgeführt werden, falls der Luftverbrauch der einwandigen Konstruktion als zu hoch empfunden wird. Hierbei wird auf die Außenseite der Brennkammer ein Dämpfervolumen durch ein weiteres Gehäuse abgetrennt, wobei die axiale Ausdehnung des Dämpfergehäuses durch den Abstand der Kühlringe beschränkt wird. Das Dämpfergehäuse kann auf beiden Seiten fest mit der Brennkammerwand verbunden sein (z.B. an Flanschen verschraubt oder geschweißt), oder nur auf einer Seite (am stromauf- oder stromabliegenden Ende), mit oder ohne zusätzliche Dichtung am Schiebesitz der beweglichen Trennstelle. Die Luftströmung durch den Dämpfer wird durch Bohrungen im Dämpfergehäuse eingestellt, welche Verdichteraustrittsluft auf den im Dämpfer gewünschten Druck drosseln. Das Dämpfervolumen steht mit der Heißgasströmung durch im wesentlichen senkrechten Dämpfungsöffnungen in Verbindung, durch welche die Luft langsam strömt.
  • Beim ein- wie auch beim zweiwandigen Dämpfer werden günstigerweise eine Vielzahl von Öffnungen in der Brennkammerwand im Bereich zwischen den Kühlringen in axialer und lateraler Richtung verteilt. Es kann vorteilhaft sein, unterschiedliche Abstände und Querschnittsflächen der Öffnungen am Umfang zu verwenden. Die Veränderung der Abstande und Querschnittsflächen der Öffnungen kann kontinuierlich oder sprunghaft erfolgen. Man kann bei regelmäßigem Abstand nur die Querschnittsfläche der Öffnungen verändern oder bei konstanter Querschnittsfläche den Abstand variieren, oder beides.
  • Die Öffnungen in der Brennkammerwand können zylindrische Bohrungen oder nicht-zylindrische Öffnungen sein. Die nichtzylindrischen Öffnungen können eine kontinuierliche (lineare oder nicht-lineare) Querschnittsveranderung enthalten oder eine sprunghafte, zum Beispiel von einem kleinen Durchmesser auf einen größeren Durchmesser oder umgekehrt. Auch muss der Querschnitt der Öffnungen selbst nicht rund sein. Er kann auch oval, rechteckig oder stern-, kleeblatt- bzw. blütenförmig sein.
  • Die Drosselbohrungen im Dämpfergehäuse sind in der Regel rund und ohne Querschnittsveränderung, können aber ebenfalls in Abstand und Durchmesser innerhalb des Bohrungsfeldes variieren.
  • Das Dämpfervolumen kann beim doppelwandigen Aufbau vollkommen leer sein und einen umlaufenden Raum bilden. Es kann durch Trennwände in axialer und/oder lateraler Richtung in Kammern mit drei oder mehr Ecken unterteilt sein oder das Dämpfergehäuse ist keine umlaufende Struktur, sondern erstreckt sich in Umfangsrichtung nur über einen bestimmten Abschnitt. Das umlaufende Volumen oder die einzelnen Kammern können alle oder teilweise mit einem luftdurchlässigen Material gefüllt sein. Das Material kann zum Beispiel ein Filz bzw. ein Gewebe aus Fasern von einem hitzfesten Material wie Metall. Glas oder Keramik oder ein offenporiger Schwamm aus Metall, Keramik oder einem anderen hitzefesten Material sein. Die Art und die Eigenschaften des Füllmaterials kann im gesamten Dämpfervolumen bzw. allen Kammern gleich sein oder variieren.
  • Zur Reduzierung der vom akustischen Dämpfer in beiden Varianten verbrauchten Luft kann man die Anwendung auf die nahe der maximalen Wärmefreisetzungszone oder mittig zwischen Brenner und Turbinenleitschaufel gelegenen Wandsegmente (Teil zwischen zwei Kühlringen) beschränken, da dort die Wirkung am größten ist. Die Dimensionierung des Dämpfers und somit das von ihm gedämpfte Frequenzband kann sich zwischen der inneren und der äußeren Brennkammerwand unterscheiden, ebenso zwischen stromauf und stromabgelegenen von Kühlringen begrenzten Abschnitten der Brennkammer und auch in Umfangsrichtung innerhalb eines Brennkammersegmentes.
  • Zur Erhöhung der Hitzbeständigkeit der Brennkammerwand kann diese statt aus Metall auch aus Keramik oder CMC (Ceramic matrix composite) gefertigt werden, ebenso das Dämpfergehäuse, wobei diese Teile nicht aus dem gleichen Material bestehen müssen.
  • Falls eine reine Filmkühlung im Bereich der Dämpfer nicht ausreichend sein sollte, kann zwischen den Dämpfungsöffnungen, welche im Wesentlichen normal (im 90 Grad Winkel) durch die Wand führen, noch Effusionskühlungsbohrungen im flachen Winkel zur Oberfläche, z.B. 20-30 Grad, angebracht werden, welche vom gleichen Druckniveau wie die Dämpfungsöffnungen gespeist werden. Außerhalb der Filmkühlsegmente mit akustischen Dämpfern kann ebenfalls durch die Anbringung von Effusionsbohrungen zwischen den Kühlringen oder am Ende der Brennkammer zur Turbine hin im flachen Winkel zur Oberfläche die Kühlung verbessert werden.
  • Zur Verminderung der Temperatur der Brennkammerwand kann eine keramische Wärmedämmschicht zwischen den Kühlringen (Brennkammersegmenten) aufgebracht werden.
  • Da die Dämpfungslöcher keine Kühlwirkung mehr erzeugen müssen (wozu sie nur in einem sehr begrenzten Umfang geeignet sind), kann der Querschnitt der Dämpfungslöcher so auf die Brennkammerwandstärke und das Dämpfervolumen bzw. den Abstand der Brennkammerwand zum Brennkammergehäuse oder zum Dämpfergehäuse abgestimmt werden, dass sich auch bei Frequenzen unterhalb von einem kHz eine nennenswerte Dämpfungswirkung ergibt . Beim zweischichtigen Aufbau ergeben sich weitere Abstimmungsmöglichkeiten durch den Druck im Dämpfergehäuse und damit durch die Kontrolle der Strömungsgeschwindigkeit in den Dämpferbohrungen.
  • Durch die Veränderung der Abstände der Dämpfungsbohrungen oder deren Durchmesser werden unterschiedliche Frequenzen gedämpft. Bei sprunghafter Veränderung der Belochung ergeben sich weiter Dämpfungseffekte.
  • Bei beiden Varianten ergibt sich bei Verwendung von nichtzylindrischen Öffnungen die Möglichkeit die Dämpfungswirkung unter Limitierung des Luftverbrauchs zu optimieren, da ein kleiner Querschnitt der Zuströmseite zu einem kleinen Luftdurchsatz führt. Bei beiden Varianten kann durch Verlängerung der Randlinie des Querschnitts bei konstantem effektiven Strömungsquerschnitt (und somit konstantem Luftverbrauch) von rund über eckig nach stern-, kleeblatt- bzw, blütenförmig unter Steigerung der Fertigungskosten die Dämpfung weiter erhöht werden.
  • Durch die hohe Druckdifferenz über die Kühlluftbohrungen entsteht ein Kühlfilm, welcher gegenüber dem Drall des Magerbrenners sehr robust ist und die Dämpferbohrungen optimal vor einem Eindringen von Heißgas schützt. In der axialen Position der maximalen Wärmefreisetzung in der Brennkammer können nun akustische Dämpfer mit akustisch optimierter Durchstromung eingesetzt werden, die auf die Dämpfung von Frequenzen unterhalb von 1 kHz abgestimmt sind, zum Beispiel auf den Frequenzbereich von 300 bis 1000 Hz.
  • Eine Unterteilung des Dämpferzwischenraums in axialer und lateraler Richtung dient zur Verhinderung von Ausgleichsströmungen im Dämpfergehäuse. Die Einbringung von luftdurchlässigem Material in das Dämpfungsvolumen kann die Dämpfung erhöhen.
  • Durch die oben geschilderten Freiheitsgrade bei der Dämpferauslegung kann eine hinreichende Dämpfung aller kritischen Frequenzen erreicht werden. Durch eine geeignete Verteilung der Luft zwischen Film- und Effusionskühlung wird eine optimale Kühlung der Brennkammer und somit eine hohe Lebensdauer erreicht.
  • Im Folgenden wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen in Verbindung mit der Zeichnung beschrieben. Dabei zeigt:
    • Fig. 1
    eine schematische Darstellung einer Gasturbine mit Gasturbinenbrennkammer gemäß dem Stand der Technik,
    Fig. 2
    eine schematische Darstellung des Brennkammergehäuses sowie der Dampferwand und der Brennkammerwand gemäß dem Stand der Technik,
    Fig. 3
    eine schematische Darstellung eines ersten Ausführungsbeispiels, analog der Darstellung der Fig. 2,
    Fig. 4
    eine schematische Darstellung eines zweiten Ausführungsbeispiels. analog Fig. 3,
    Fig. 5
    eine weitere schematische Darstellung eines weiteren Ausführungsbeispiels,
    Fig. 6
    Darstellungsformen unterschiedlicher Querschnitte von Dämpfungsausnehmungen.
    Fig. 7
    eine schematische Darstellung eines weiteren Ausführungsbeispiels mit zweischichtigem Aufbau der Brennkammerwand,
    Fig. 8
    ein weiteres Ausführungsbeispiel, analog Fig. 7,
    Fig. 9
    ein weiteres Ausführungsbeispiel, analog den Fig. 7 und 8,
    Fig. 10
    eine schematische Darstellung einer Gasturbinenbrennkammer, analog Fig. 1, mit Anordnung der Brennkammersegmente in einschichtigem Aufbau, und
    Fig. 11
    eine schematische Darstellung, analog Fig. 10, mit Darstellung der Brennkammersegmente in zweischichtigem Aufbau.
  • Bei den Ausführungsbeispielen werden gleiche Teile mit gleichen Bezugsziffern bezeichnet.
  • Die Fig. 1, zeigt in schematischer Darstellung einen Querschnitt einer Gasturbinenbrennkammer gemäß dem Stand der Technik. Dabei sind schematisch Kompressorauslassschaufeln 1 sowie ein Brennkammeraußengehäuse 2 und ein Brennkammerinnengehäuse 3 dargestellt. Das Bezugszeichen 4 bezeichnet einen Brenner mit Arm und Kopf (Diffusionsflamme). Ein Brennkammerkopf 5 ist einer Brennkammerwand 6 mit Kühlringen 6a zugeordnet. Turbineneinlassschaufeln sind mit dem Bezugszeichen 7 versehen.
  • Die Fig. 2 zeigt einen schematischen Aufbau eines Dämpfers in Detailansichtnach Stand der Technik, wobei eine Brennkammerwand 10 mit Dampfungs- und Kühlungslöchern 11 versehen ist, welche jeweils senkrecht zur Brennkammerwand 10 verlaufen. Die Kompressoraustrittsluft ist mit 12 bezeichnet, während Flamme und Rauchgas vom Magerbrenner durch den Pfeil 13 dargestellt sind. Zwischen Dämpferwand 9 und Brennkammerwand 10 ist ein Dampferzwischenraum 14 vorgesehen. Kühlluft wird in diesen durch Zuströmbohrungen 8 eingeleitet.
  • Bei dem in Fig. 3 gezeigten Ausführungsbeispiel sind die einzelnen Brennkammersegmente, welche eine einschichtige Brennkammerwand bilden, bezogen auf die Längsachse, leicht geneigt, so dass sich ein schindelartiger, versetzter Aufbau ergibt. Durch im Wesentlichen axiale Kühlungslöcher 16 erfolgt eine laminare Einströmung von Kompressoraustrittsluft 12. Zusätzlich können im Wesentlichen radiale Kühlungslöcher 17 vorgesehen sein. Das jeweils vorgeordnete Brennkammersegment umfasst eine Lippe 18 am Kühlring.
  • Durch zusätzliche Dämpfungsöffnungen 19a wird Luft zur Dämpfung eingeleitet, wobei das Dämpfervolumen durch den Abstand 19 b zum gehäuse 2 oder 3 gebildet wird..
  • Das Ausführungsbeispiel der Fig. 4 unterscheidet sich dadurch, dass keine radialen Kühlungslöcher 17 vorgesehen sind, sondern mehrere Reihen im wesentlichen axialer Kühlungslöcher radial gestaffelt angeordnet sind..
  • Bei dem Ausführungsbeispiel der Fig. 5 sind (im Zusammenhang mit den Ausführungsvarianten der Fig. 6) nicht-zylindrische Dämpfungsöffnungen gezeigt, die unterschiedlichste Querschnitte aufweisen können, sowohl über ihre axiale Länge als auch insgesamt.
  • Die Ausführungsbeispiele der Fig. 7 bis 9 zeigen jeweils einen zweischichtigen Aufbau der Brennkammerwand. Hierbei ist zusätzlich ein Dämpfergehäuse 20 vorgesehen, welches ein Dampfervolumen 21 umschließt. Das Dämpfervolumen 21 kann in Umfangsrichtung unterteilt sein und/oder mit weiterem Material (siehe oben) gefüllt sein. Die Ausführungsbeispiele der Fig. 8 und 9 zeigen jeweils, dass ein Ende des Dämpfergehäuses fest verbunden ist (22), während der andere Bereich über eine verschiebliche oder verschiebbare Trennstelle 23 verfügt. Hierdurch können thermische Längenausdehnungen kompensiert werden.
  • Die Fig. 10 und 11 zeigen zwei Ausführungsbeispiele mit einschichtigem und zweischichtigem Aufbau mit Anordnung der Dämpfer nahe der Wärmefreisetzungszone der Brennkammer.
    • Bezugszeichenliste
    • 1
    Kompressorauslassschaufeln
    2
    Brennkammeraußengehäuse
    3
    Brennkammerinnengehäuse
    4
    Brenner mit Arm und Kopf (Diffusionsflamme)
    5
    Brennkammerkopf
    6
    Brennkammerwand mit Kühlringen 6a
    7
    Turbineneinlassschaufeln
    8
    Zuströmbohrung
    9
    Dämpferwand
    10
    Brennkammerwand
    11
    Dämpfungs- und Kühlungslöcher
    12
    Kompressoraustrittsluft
    13
    Flamme und Rauchgas vom Magerbrenner
    14
    Dämpferzwischenraum zwischen Dämpferwand 9 und Brennkammerwand 10
    15
    16
    im Wesentlichen axiale Kühlungslöcher
    17
    im Wesentlichen radiale Kühlungslöcher
    18
    Lippe am Kühlring
    19a
    Dämpfungsöffnungen
    19b
    Dämpferraum
    19c
    nicht-zylindrische Dämpfungsöffnungen
    20
    Dämpfergehäuse zwischen zwei Kühlringen
    21
    Dämpfervolumen (eventuell in Umfangsrichtung unterteilt)
    22
    feste Verbindung (z.B. geschweißt oder mit Flansch verschraubt)
    23
    verschiebliche Trennstelle (Schiebesitz mit oder ohne Abdichtung)
    24
    Magerbrenner

Claims (15)

1. Gasturbinenbrennkammerwand für eine mager-brennende Gasturbinenbrennkammer mit einem Brennkammergehäuse (2, 3) und mehreren in dem Brennkammergehäuse (2, 3) angeordneten, eine Brennkammerwand (10) bildenden Brennkammersegmenten, welche jeweils über axiale und/oder radiale Kühlungslöcher (16, 17) mit Kühlluft mit einer Filmkühlung beaufschlagt werden, wobei die Kühlungslöcher (16, 17) zueinander in Axialrichtung beabstandet sind und wobei in diesem Bereich Dämpfungsöffnungen (19a) zur Einleitung von Luft vorgesehen sind.
3. Gasturbinenbrennkammerwand nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennkammerelemente jeweils ringförmig und kegelstumpfförmig ausgebildet sind.
3. Gasturbinenbrennkammerwand nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennkammerelemente zueinander an ihren Randbereichen überlappend angeordnet sind.
4. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennkammersegmente nahe der maximalen wärmefreisetzungszone der Gasturbinenbrennkammer angeordnet sind.
5. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 1 bis 3 , dadurch gekennzeichnet, dass die Brennkammersegmente mittig zwischen Brenner (24) und Turbineneinlassschaufeln (7) angeordnet sind.
6. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 1 bis 5. dadurch gekennzeichnet, dass die Brennkammersegmente einwandig ausgebildet sind.
7. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennkammersegmente doppelwandig mit einem radial außenliegenden, ein Dämpfervolumen (21) bildendes Dämpfergehäuse (20), ausgebildet sind.
8. Gasturbinenbrennkammerwand nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass das Dämpfergehäuse (20) fest an dem Brennkammersegment angeordnet ist.
9. Gasturbinenbrennkammerwand nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass das Dämpfergehäuse (20) an einem Ende fest und an seinem anderen Ende verschiebbar an dem Brennkammersegment angeordnet ist.
10. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 7 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass das umlaufende Dämpfervolumen (21) des Dämpfergehäuses (20) in einzelne Kammern unterteilt ist.
11. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 7 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass das umlaufende Dämpfervolumen (21) des Dämpfergehäuses (20) zumindest teilweise mit einem luftdurchlässigen Material gefüllt ist.
12. Gasturbinenbrennkammerwand nach einen der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass diese aus Metall gefertigt ist.
13. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass diese aus Keramik gefertigt ist.
14. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass diese aus CMC gefertigt ist.
15. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 1 bis 14, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen den Dämpfungsöffnungen (19a), welche im Wesentlichen senkrecht durch die Brennkammerwand (10) führen, Effusionskühlungsbohrungen im flachen Winkel zur Oberfläche der Brennkammerwand (10) angeordnet sind.
EP07109395.9A 2006-06-09 2007-06-01 Gasturbinenbrennkammerwand für eine mager-brennende Gasturbinenbrennkammer Withdrawn EP1865259A3 (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102006026969A DE102006026969A1 (de) 2006-06-09 2006-06-09 Gasturbinenbrennkammerwand für eine mager-brennende Gasturbinenbrennkammer

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP1865259A2 true EP1865259A2 (de) 2007-12-12
EP1865259A3 EP1865259A3 (de) 2014-08-06

Family

ID=38457606

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP07109395.9A Withdrawn EP1865259A3 (de) 2006-06-09 2007-06-01 Gasturbinenbrennkammerwand für eine mager-brennende Gasturbinenbrennkammer

Country Status (3)

Country Link
US (1) US7926278B2 (de)
EP (1) EP1865259A3 (de)
DE (1) DE102006026969A1 (de)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2299177A1 (de) * 2009-09-21 2011-03-23 Alstom Technology Ltd Gasturbinenbrennkammer
EP2559942A1 (de) * 2011-08-19 2013-02-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Brennkammerkopf einer Gasturbine mit Kühlung und Dämpfung
WO2013029981A1 (de) * 2011-09-01 2013-03-07 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammer für eine gasturbinenanlage
CN103807844A (zh) * 2014-01-24 2014-05-21 华东理工大学 一种与高温气体接触的金属壁冷却方法
CN104676649A (zh) * 2015-02-05 2015-06-03 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种阻尼热声振荡声学火焰筒
EP2913589A1 (de) * 2014-02-28 2015-09-02 Alstom Technology Ltd Schalldämpfungsvorrichtung für Kammern mit Überströmung
EP3133242A1 (de) * 2015-08-17 2017-02-22 General Electric Company Verteiler mit prallplatte zur thermischen einstellung eines turbinenbauteils

Families Citing this family (57)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
AU2009216788B2 (en) * 2008-02-20 2014-09-25 General Electric Technology Gmbh Gas turbine having an improved cooling architecture
US9310079B2 (en) 2010-12-30 2016-04-12 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Combustion liner with open cell foam and acoustic damping layers
GB201105790D0 (en) * 2011-04-06 2011-05-18 Rolls Royce Plc A cooled double walled article
US8745988B2 (en) 2011-09-06 2014-06-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Pin fin arrangement for heat shield of gas turbine engine
GB201116608D0 (en) * 2011-09-27 2011-11-09 Rolls Royce Plc A method of operating a combustion chamber
DE102011114928A1 (de) * 2011-10-06 2013-04-11 Lufthansa Technik Ag Brennkammer für eine Gasturbine
EP2613080A1 (de) 2012-01-05 2013-07-10 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammer einer Ringbrennkammer für eine Gasturbine
EP2762784B1 (de) * 2012-11-30 2016-02-03 Alstom Technology Ltd Dämpfvorrichtung für eine Gasturbinenbrennkammer
WO2014137428A1 (en) 2013-03-05 2014-09-12 Rolls-Royce Corporation Dual-wall impingement, convection, effusion combustor tile
WO2014149108A1 (en) 2013-03-15 2014-09-25 Graves Charles B Shell and tiled liner arrangement for a combustor
US9400108B2 (en) 2013-05-14 2016-07-26 Siemens Aktiengesellschaft Acoustic damping system for a combustor of a gas turbine engine
US9410484B2 (en) * 2013-07-19 2016-08-09 Siemens Aktiengesellschaft Cooling chamber for upstream weld of damping resonator on turbine component
US10222064B2 (en) * 2013-10-04 2019-03-05 United Technologies Corporation Heat shield panels with overlap joints for a turbine engine combustor
EP2860451A1 (de) * 2013-10-11 2015-04-15 Alstom Technology Ltd Brennkammer einer Gasturbine mit verbesserter Schalldämpfung
WO2015057304A1 (en) * 2013-10-18 2015-04-23 Burd Steven W Panel with cooling holes and methods for fabricating same
US10816206B2 (en) 2013-10-24 2020-10-27 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine quench pattern for gas turbine engine combustor
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
EP3102883B1 (de) * 2014-02-03 2020-04-01 United Technologies Corporation Filmkühlung einer brennkammerwand eines turbinenmotors
US9410702B2 (en) 2014-02-10 2016-08-09 Honeywell International Inc. Gas turbine engine combustors with effusion and impingement cooling and methods for manufacturing the same using additive manufacturing techniques
EP3048370A1 (de) * 2015-01-23 2016-07-27 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammer für einen Gasturbinenmotor
CA2933884A1 (en) * 2015-06-30 2016-12-30 Rolls-Royce Corporation Combustor tile
US10280760B2 (en) * 2015-09-30 2019-05-07 General Electric Company Turbine engine assembly and method of assembling the same
GB201518345D0 (en) * 2015-10-16 2015-12-02 Rolls Royce Combustor for a gas turbine engine
US10520193B2 (en) * 2015-10-28 2019-12-31 General Electric Company Cooling patch for hot gas path components
DE102016104957A1 (de) * 2016-03-17 2017-09-21 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Kühleinrichtung zur Kühlung von Plattformen eines Leitschaufelkranzes einer Gasturbine
US10309228B2 (en) * 2016-06-09 2019-06-04 General Electric Company Impingement insert for a gas turbine engine
CN109563994B (zh) * 2016-07-25 2020-12-01 西门子股份公司 具有谐振器环的燃气涡轮发动机
JP2018054210A (ja) * 2016-09-28 2018-04-05 株式会社Ihi 燃焼装置用ライナ
US10724739B2 (en) 2017-03-24 2020-07-28 General Electric Company Combustor acoustic damping structure
JP7008722B2 (ja) * 2017-03-30 2022-01-25 シーメンス アクティエンゲゼルシャフト ガスタービンエンジンの燃焼器セクションにおける冷却流体の二重利用のための導管配置を備えたシステム
US10415480B2 (en) 2017-04-13 2019-09-17 General Electric Company Gas turbine engine fuel manifold damper and method of dynamics attenuation
US10663168B2 (en) * 2017-08-02 2020-05-26 Raytheon Technologies Corporation End rail mate-face low pressure vortex minimization
US11149948B2 (en) 2017-08-21 2021-10-19 General Electric Company Fuel nozzle with angled main injection ports and radial main injection ports
US10830435B2 (en) 2018-02-06 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Diffusing hole for rail effusion
US11248791B2 (en) 2018-02-06 2022-02-15 Raytheon Technologies Corporation Pull-plane effusion combustor panel
US11009230B2 (en) 2018-02-06 2021-05-18 Raytheon Technologies Corporation Undercut combustor panel rail
US11022307B2 (en) 2018-02-22 2021-06-01 Raytheon Technology Corporation Gas turbine combustor heat shield panel having multi-direction hole for rail effusion cooling
US11156162B2 (en) 2018-05-23 2021-10-26 General Electric Company Fluid manifold damper for gas turbine engine
US11506125B2 (en) 2018-08-01 2022-11-22 General Electric Company Fluid manifold assembly for gas turbine engine
US11268696B2 (en) 2018-10-19 2022-03-08 Raytheon Technologies Corporation Slot cooled combustor
DE102019204746A1 (de) * 2019-04-03 2020-10-08 Siemens Aktiengesellschaft Hitzeschildkachel mit Dämpfungsfunktion
DE102019205540A1 (de) * 2019-04-17 2020-10-22 Siemens Aktiengesellschaft Resonator, Verfahren zur Herstellung eines solchen sowie mit einem solchen versehene Brenneranordnung
US11959641B2 (en) 2020-01-31 2024-04-16 Rtx Corporation Combustor shell with shaped impingement holes
JP7393262B2 (ja) * 2020-03-23 2023-12-06 三菱重工業株式会社 燃焼器、及びこれを備えるガスタービン
CN111648866A (zh) * 2020-04-14 2020-09-11 南京航空航天大学 一种冲击气膜-发散孔复合冷却结构
US20210372616A1 (en) * 2020-05-27 2021-12-02 Raytheon Technologies Corporation Multi-walled structure for a gas turbine engine
US11614233B2 (en) 2020-08-31 2023-03-28 General Electric Company Impingement panel support structure and method of manufacture
US11371702B2 (en) 2020-08-31 2022-06-28 General Electric Company Impingement panel for a turbomachine
US11994292B2 (en) 2020-08-31 2024-05-28 General Electric Company Impingement cooling apparatus for turbomachine
US11994293B2 (en) 2020-08-31 2024-05-28 General Electric Company Impingement cooling apparatus support structure and method of manufacture
US11460191B2 (en) 2020-08-31 2022-10-04 General Electric Company Cooling insert for a turbomachine
US11255545B1 (en) 2020-10-26 2022-02-22 General Electric Company Integrated combustion nozzle having a unified head end
US20220282688A1 (en) * 2021-03-08 2022-09-08 Raytheon Company Attenuators for combustion noise in dual mode ramjets and scramjets
US11867402B2 (en) 2021-03-19 2024-01-09 Rtx Corporation CMC stepped combustor liner
CN113701193B (zh) * 2021-08-13 2023-02-28 中国航发沈阳发动机研究所 一种燃气轮机火焰筒
CN114811649B (zh) * 2022-04-07 2024-05-10 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 燃烧室和具有它燃气轮机
US11767766B1 (en) 2022-07-29 2023-09-26 General Electric Company Turbomachine airfoil having impingement cooling passages

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0937946A2 (de) * 1998-02-18 1999-08-25 ROLLS-ROYCE plc Wandstruktur für eine Gasturbinenbrennkammer
EP1098141A1 (de) * 1999-11-06 2001-05-09 Rolls-Royce Plc Wandelemente für Gasturbinenbrennkammer
EP1213538A2 (de) * 2000-12-08 2002-06-12 ABB Turbo Systems AG Abgassystem mit Helmholtz-Resonator
US20030233831A1 (en) * 2000-12-06 2003-12-25 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine combustor, gas turbine, and jet engine

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4242871A (en) * 1979-09-18 1981-01-06 United Technologies Corporation Louver burner liner
US4916906A (en) * 1988-03-25 1990-04-17 General Electric Company Breach-cooled structure
GB9127505D0 (en) * 1991-03-11 2013-12-25 Gen Electric Multi-hole film cooled afterburner combustor liner
US5435139A (en) * 1991-03-22 1995-07-25 Rolls-Royce Plc Removable combustor liner for gas turbine engine combustor
EP0576717A1 (de) * 1992-07-03 1994-01-05 Abb Research Ltd. Gasturbinen-Brennkammer
DE59810343D1 (de) * 1998-07-10 2004-01-15 Alstom Switzerland Ltd Brennkammer für eine Gasturbine mit schalldämpfender Wandstruktur
US6266961B1 (en) * 1999-10-14 2001-07-31 General Electric Company Film cooled combustor liner and method of making the same
US6260359B1 (en) * 1999-11-01 2001-07-17 General Electric Company Offset dilution combustor liner
US6351947B1 (en) * 2000-04-04 2002-03-05 Abb Alstom Power (Schweiz) Combustion chamber for a gas turbine
US6397603B1 (en) * 2000-05-05 2002-06-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Conbustor having a ceramic matrix composite liner
US6530221B1 (en) * 2000-09-21 2003-03-11 Siemens Westinghouse Power Corporation Modular resonators for suppressing combustion instabilities in gas turbine power plants
JP3676228B2 (ja) 2000-12-06 2005-07-27 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器およびガスタービン並びにジェットエンジン
US6543233B2 (en) * 2001-02-09 2003-04-08 General Electric Company Slot cooled combustor liner
JP3962554B2 (ja) * 2001-04-19 2007-08-22 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器及びガスタービン
US6675582B2 (en) * 2001-05-23 2004-01-13 General Electric Company Slot cooled combustor line
US6655146B2 (en) * 2001-07-31 2003-12-02 General Electric Company Hybrid film cooled combustor liner
US7086232B2 (en) * 2002-04-29 2006-08-08 General Electric Company Multihole patch for combustor liner of a gas turbine engine
GB2390150A (en) * 2002-06-26 2003-12-31 Alstom Reheat combustion system for a gas turbine including an accoustic screen
US6964170B2 (en) * 2003-04-28 2005-11-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Noise reducing combustor
EP1475567A1 (de) * 2003-05-08 2004-11-10 Siemens Aktiengesellschaft Schichtstruktur und Verfahren zur Herstellung einer Schichtstruktur
US7007481B2 (en) * 2003-09-10 2006-03-07 General Electric Company Thick coated combustor liner
US6868675B1 (en) * 2004-01-09 2005-03-22 Honeywell International Inc. Apparatus and method for controlling combustor liner carbon formation
US7334408B2 (en) * 2004-09-21 2008-02-26 Siemens Aktiengesellschaft Combustion chamber for a gas turbine with at least two resonator devices
GB0425794D0 (en) * 2004-11-24 2004-12-22 Rolls Royce Plc Acoustic damper

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0937946A2 (de) * 1998-02-18 1999-08-25 ROLLS-ROYCE plc Wandstruktur für eine Gasturbinenbrennkammer
EP1098141A1 (de) * 1999-11-06 2001-05-09 Rolls-Royce Plc Wandelemente für Gasturbinenbrennkammer
US20030233831A1 (en) * 2000-12-06 2003-12-25 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine combustor, gas turbine, and jet engine
EP1213538A2 (de) * 2000-12-08 2002-06-12 ABB Turbo Systems AG Abgassystem mit Helmholtz-Resonator

Cited By (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2299177A1 (de) * 2009-09-21 2011-03-23 Alstom Technology Ltd Gasturbinenbrennkammer
WO2011032959A1 (en) * 2009-09-21 2011-03-24 Alstom Technology Ltd Combustor of a gas turbine
US8635874B2 (en) 2009-09-21 2014-01-28 Alstom Technology Ltd Gas turbine combustor including an acoustic damper device
EP2559942A1 (de) * 2011-08-19 2013-02-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Brennkammerkopf einer Gasturbine mit Kühlung und Dämpfung
WO2013029981A1 (de) * 2011-09-01 2013-03-07 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammer für eine gasturbinenanlage
CN103765105A (zh) * 2011-09-01 2014-04-30 西门子公司 用于燃气轮机设备的燃烧室
CN103807844A (zh) * 2014-01-24 2014-05-21 华东理工大学 一种与高温气体接触的金属壁冷却方法
CN103807844B (zh) * 2014-01-24 2016-01-20 华东理工大学 一种与高温气体接触的金属壁冷却方法
EP2913589A1 (de) * 2014-02-28 2015-09-02 Alstom Technology Ltd Schalldämpfungsvorrichtung für Kammern mit Überströmung
CN104879781A (zh) * 2014-02-28 2015-09-02 阿尔斯通技术有限公司 用于具有切向流的室的声阻尼装置
US9429042B2 (en) 2014-02-28 2016-08-30 General Electric Technology Gmbh Acoustic damping device for chambers with grazing flow
CN104879781B (zh) * 2014-02-28 2019-08-13 安萨尔多能源瑞士股份公司 用于具有切向流的室的声阻尼装置
CN104676649A (zh) * 2015-02-05 2015-06-03 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种阻尼热声振荡声学火焰筒
EP3133242A1 (de) * 2015-08-17 2017-02-22 General Electric Company Verteiler mit prallplatte zur thermischen einstellung eines turbinenbauteils
US9995151B2 (en) 2015-08-17 2018-06-12 General Electric Company Article and manifold for thermal adjustment of a turbine component

Also Published As

Publication number Publication date
US7926278B2 (en) 2011-04-19
US20070283700A1 (en) 2007-12-13
EP1865259A3 (de) 2014-08-06
DE102006026969A1 (de) 2007-12-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1865259A2 (de) Gasturbinenbrennkammerwand für eine mager-brennende Gasturbinenbrennkammer
DE69919298T2 (de) Kühlstruktur für eine Gasturbinenbrennkammer
EP2423599B1 (de) Verfahren zum Betrieb einer Brenneranordnung sowie Brenneranordnung zur Durchführung des Verfahrens
DE102005025823B4 (de) Verfahren und Vorrichtung zum Kühlen einer Brennkammerauskleidung und eines Übergangsteils einer Gasturbine
DE602005001682T2 (de) Helmholtzresonator für eine Brennkammer eines Gasturbinentriebwerks
DE69917655T2 (de) System zur dämpfung akustischer schwingungen in einer brennkammer
EP2340397B1 (de) Brennereinsatz für eine gasturbinenbrennkammer und gasturbine
EP2559942A1 (de) Brennkammerkopf einer Gasturbine mit Kühlung und Dämpfung
EP1745245B1 (de) Brennkammer für gasturbine
DE2147135A1 (de) Brennkammermantel insbesondere für Gasturbinentriebwerke
DE102008037480A1 (de) Mager vorgemischte Dual-Fuel-Ringrohrbrennkammer mit Radial-Mehrring-Stufendüse
DE3200972A1 (de) Brennereinsatz, insbesondere fuer ein gasturbinentriebwerk
EP2196734A1 (de) Brennstofflanze für einen Brenner
CH699309A1 (de) Thermische maschine mit luftgekühlter, ringförmiger brennkammer.
EP2103876A2 (de) Brenner für Gasturbine mit Spülmechanismus für die Brennstoffdüse
EP2275743A2 (de) Gasturbinenbrennkammer mit Starterfilm zur Kühlung der Brennkammerwand
CH701876B1 (de) Zweibrennstoffdüse für eine Turbomaschine.
EP2230458A1 (de) Brenneranordnung für fluidische Brennstoffe und Verfahren zum Herstellen der Brenneranordnung
WO2012016748A2 (de) Gasturbinenbrennkammer
DE102016104957A1 (de) Kühleinrichtung zur Kühlung von Plattformen eines Leitschaufelkranzes einer Gasturbine
DE102004010620B4 (de) Brennkammer zur wirksamen Nutzung von Kühlluft zur akustischen Dämpfung von Brennkammerpulsation
EP2264370B1 (de) Brenneranordnung für eine Verfeuerungsanlage zum Verfeuern fluidischer Brennstoffe und Verfahren zum Betrieb einer solchen Brenneranordnung
DE102006040760A1 (de) Gasturbinenbrennkammerwand für eine mager-brennende Gasturbinenbrennkammer
DE102006048842B4 (de) Brennkammer für eine Gasturbine
EP2409086B1 (de) Brenneranordnung für eine gasturbine

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MT NL PL PT RO SE SI SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL BA HR MK YU

PUAL Search report despatched

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009013

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A3

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MT NL PL PT RO SE SI SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL BA HR MK RS

RIC1 Information provided on ipc code assigned before grant

Ipc: F23R 3/00 20060101AFI20140630BHEP

Ipc: F23R 3/06 20060101ALI20140630BHEP

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION HAS BEEN WITHDRAWN

18W Application withdrawn

Effective date: 20140812