FR2933765A1 - Structure de systeme de combustion - Google Patents

Structure de systeme de combustion Download PDF

Info

Publication number
FR2933765A1
FR2933765A1 FR0954422A FR0954422A FR2933765A1 FR 2933765 A1 FR2933765 A1 FR 2933765A1 FR 0954422 A FR0954422 A FR 0954422A FR 0954422 A FR0954422 A FR 0954422A FR 2933765 A1 FR2933765 A1 FR 2933765A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
combustion system
combustion
flow
openings
sleeve
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Withdrawn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
FR0954422A
Other languages
English (en)
Inventor
Wei Chen
David Martin Johnson
Ronald James Chila
Joseph Citeno
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of FR2933765A1 publication Critical patent/FR2933765A1/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • 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
    • F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Système de combustion (14) comprenant au moins une chemise (24) de système de combustion définissant une chambre de combustion (40) apte à diriger des produits de combustion vers une turbine (16). Au moins un manchon (30) de système de combustion est disposé hors de la chambre de combustion (40) et est apte à réduire l'amplitude d'ondes acoustiques dans la chambre de combustion (40). La/les chemises (24) de système de combustion et le/les manchons (30) de système de combustion définissent entre eux au moins un canal d'écoulement (32). En outre, il est décrit un système de combustion (14) comprenant au moins une chemise (24) de système de combustion définissant une chambre de combustion (40) apte à diriger des produits de combustion vers une turbomachine. Au moins un manchon (30) de système de combustion est disposé hors de la chambre de combustion (40) et apte à commander la répartition du flux (52) de fluide dans le système de combustion (14) afin de modifier l'uniformité du flux (52) de fluide vers la chambre de combustion (40).

Description

B09-2232FR Société dite : GENERAL ELECTRIC COMPANY STRUCTURE DE SYSTÈME DE COMBUSTION Invention de CHEN Wei JOHNSON David Martin CHILA Ronald CITENO Joseph Priorité d'une demande de brevet déposée aux Etats-Unis d'Amérique le 11 juillet 2008 sous le n° 12/171.386 STRUCTURE DE SYSTÈME DE COMBUSTION
La présente invention est relative aux turbomachines. Plus particulièrement, la présente invention est relative à une construction de 5 système de combustion pour turbomachine. Dans une turbomachine classique, par exemple une turbine à gaz, un système de combustion convertit en énergie thermique l'énergie chimique d'un combustible ou d'un mélange de combustible et d'air. L'énergie thermique est transportée par un fluide, souvent de l'air issu d'un 10 compresseur, jusqu'à une turbine où l'énergie thermique est convertie en énergie mécanique. De nombreuses caractéristiques de la turbine à gaz ont une incidence sur le rendement de ces conversions d'énergies. Parmi ces caractéristiques figurent les fréquences de passage des aubes mobiles, les fluctuations de l'alimentation en combustible, le volume direct du système de 15 combustion, la conception des injecteurs de combustible, les profils air/combustible, le débit d'air de purge, la forme de la flamme et la stabilisation de la flamme. On citera comme exemple la fréquence vibratoire ou acoustique, la fréquence de passage des aubes (FPA), produite à la sortie du compresseur par une rangée d'aubes mobiles passant devant une rangée 20 d'aubes fixes à la sortie du compresseur. Ces phénomènes acoustiques conduisent à des variations et des oscillations de pression et de température dans l'air fourni au système de combustion, et ultérieurement à des problèmes de capacités de fonctionnement de la turbine à gaz, tels que la limite d'extinction pauvre, la dynamique du système de combustion, l'augmentation 25 des émissions et autres problèmes de capacités de fonctionnement d'une turbine à gaz. Les problèmes de dynamique d'un système de combustion sont ordinairement réglés à l'aide de l'une des solutions suivantes : emploi d'un résonateur dans la chambre de combustion, réglage des angles des aubes directrices 30 d'entrée (ADE), changement du nombre d'injecteurs dans le dernier étage du compresseur, introduction d'un système de redistribution d'air ou modification du circuit de combustible du système de combustion, ou autre. Le moyen employé pour résoudre le problème de dynamique dépend évidemment du facteur, ou de la cause, conduisant au problème. En outre, ces solutions s'appliquent a posteriori puisqu'elles ne sont appliquées qu'après la découverte d'un problème par des essais et/ou le fonctionnement de la turbine à gaz. Selon un premier aspect de l'invention, un système de combustion comprend au moins une chemise de système de combustion définissant une chambre de combustion apte à diriger des produits de combustion vers une turbine. Au moins un manchon de système de combustion est situé hors de la chambre de combustion et est apte à réduire l'amplitude d'ondes acoustiques dans la chambre de combustion. La/les chemises de système de combustion et le/les manchons de système de combustion définissent entre eux au moins un canal d'écoulement. Le/les manchons de système de combustion comporte(nt) une pluralité d'ouvertures aptes à diriger le flux de fluide jusque dans le/les canaux d'écoulement. Le flux de fluide passant par la pluralité d'ouvertures frappe la/les 15 chemise(s) de système de combustion. La pluralité d'ouvertures sont aptes à amortir les ondes acoustiques en comprimant le flux de fluide passant par celles-ci. Un espacement entre les ouvertures de la pluralité d'ouvertures est amené à varier. 20 Une dimension d'ouverture de la pluralité d'ouvertures est amenée à varier. Selon un autre aspect de l'invention, un système de combustion comprend au moins une chemise de système de combustion définissant une chambre de combustion apte à diriger des produits de combustion vers une 25 turbine. Au moins un manchon de système de combustion est situé hors de la chambre de combustion et est apte à commander la répartition de l'écoulement du fluide dans le système de combustion afin de modifier l'uniformité de l'écoulement du fluide vers la chambre de combustion. La/les chemises de système de combustion et le/les manchons de système de 30 combustion définissent entre eux au moins un canal d'écoulement. La modification de l'uniformité du flux de fluide accroît ou réduit l'uniformité du flux de fluide.
L'invention sera mieux comprise à l'étude de la description détaillée d'un mode de réalisation pris à titre d'exemple non limitatif et illustré par les dessins annexés sur lesquels : la Fig. 1 est une vue en coupe d'une forme de réalisation de 5 turbomachine ; la Fig. 2 est une vue en plan d'une forme de réalisation d'un manchon de système de combustion de la turbomachine de la Fig. 1 ; la Fig. 3 est une vue en plan d'une autre forme de réalisation d'un manchon de système de combustion de la turbomachine de la Fig. 1 ; et 10 la Fig. 4 est une vue en coupe d'une forme de réalisation de système de combustion de la turbomachine de la Fig. 1. Sur la Fig. 1 est représentée une turbomachine, par exemple une turbine à gaz 10. La turbine à gaz 10 comprend un compresseur 12 qui fournit un fluide comprimé à une pluralité de systèmes de combustion 14. Un 15 combustible est injecté dans le système de combustion 14, se mélange à l'air comprimé et est enflammé. Le produit de la combustion, sous la forme de gaz chauds, s'écoule jusqu'à une turbine 16 qui extrait un travail des gaz chauds afin d'entraîner un arbre 18 de rotor qui entraîne à son tour le compresseur 12. La pluralité de systèmes de combustion 14 peut être disposée sur le 20 pourtour de l'arbre 18 de rotor et, dans certaines formes de réalisation, peut compter 10 ou 14 systèmes de combustion 14. Une pièce de transition 20 est reliée, en une extrémité amont 22, au système de combustion 14 sur une chemise 24 de système de combustion et, en une extrémité aval 26, à un cadre arrière 28 de la turbine 16. La pièce de transition 20 transporte le flux de gaz 25 chauds de la chemise 24 de système de combustion à la turbine 16. Le système de combustion 14 comprend un manchon 30 de système de combustion espacé radialement vers l'extérieur de la chemise de système de combustion en définissant entre eux un canal d'écoulement 32 de système de combustion. Une coiffe 34 de système de combustion est montée à une 30 extrémité amont 36 de la chemise 24 de système de combustion et comporte au moins un injecteur 38 disposé dans celle-ci et s'étendant jusque dans une chambre de combustion 40 définie par la coiffe 34 de système de combustion et la chemise 24 de système de combustion. Un manchon d'impact 42 est relié au manchon 30 de système de combustion et est espacé radialement de la pièce de transition 20 en définissant entre eux un canal d'écoulement de transition 44. Le manchon d'impact 42 comporte une pluralité d'ouvertures 50 par lesquelles le flux est introduit dans le canal d'écoulement de transition 44. Le canal d'écoulement de transition 44 s'étend d'une extrémité 46 côté turbine au niveau de la turbine 16 à une extrémité 48 côté tête au niveau de la coiffe 34 du système de combustion. Le flux, illustré par des flèches 52, part du compresseur 12, passe par un diffuseur 54 et entre dans une chambre de refoulement 56 de compresseur. Le flux 52 sortant du compresseur 12 présente des variations dynamiques telles que des ondes acoustiques provoquées, dans certains cas, par un phénomène de fréquence de passage d'aubes. Le flux 52 passe par le canal d'écoulement de transition 44 et entre dans la chambre de combustion 40 pour la combustion. Pendant le fonctionnement du compresseur 12, des impulsions des ondes acoustiques peuvent être amenées à se propager vers l'aval du compresseur 12, en direction du système de combustion 14. Les ondes acoustiques présentes dans le flux 52 qui atteignent le système de combustion 14 risquent d'avoir une incidence négative sur les rendements de combustion, accroître les émissions et/ou endommager du matériel dans la turbine à gaz 10. Dans la chambre de combustion 40, des effets thermo-acoustiques tels qu'un écoulement turbulent, l'instabilité de réactions chimiques et des tourbillons emportés par le courant sont imputables à des variations de pression et de température dans le flux 52 dans la chambre de combustion 40. Par ailleurs, en raison de la grande quantité d'énergie libérée lors du processus de combustion, tout manque d'uniformité dans le flux 52 est facilement amplifié par le processus de combustion. Les problèmes de combustion tels que la limite d'extinction pauvre, la dynamique et les émissions sont également très sensibles aux rapports combustible/air locaux dans la chambre de combustion, laquelle variation étant au moins partiellement provoquée par un manque d'uniformité du flux 52 à l'extrémité 48 côté tête de la chambre de combustion 40. Le manchon d'impact 42 représenté sur la Fig. 1 sert d'amortisseur pour réduire l'amplitude des ondes acoustiques entrant dans la chambre de combustion 40. Dans certaines formes de réalisation, la pluralité d'ouvertures 50 sont agencées et disposées afin de protéger la chemise 24 de système de combustion et la pièce de transition 20 contre les ondes acoustiques. Lorsque le flux 52 passe par la pluralité d'ouvertures 50, le flux 52 se comprime à son entrée dans chaque ouverture 50, se détend à sa sortie de chaque ouverture 50 et frappe la pièce de transition 20 et/ou la chemise 24 de système de combustion. La compression, la détente et l'impact du flux 52 amortissent les ondes acoustiques. Par ailleurs, une partie du flux 52, après son passage par les ouvertures 50, continue à passer sur le pourtour du système de combustion 13 afin d'accroître l'uniformité du flux 52 sur le pourtour du système de combustion 14.
Dans certaines formes de réalisation, comme illustré sur la fig. 2, le manchon d'impact 42 comporte une pluralité d'oeillets 58, d'ouïes 60 et/ou de barres de guidage d'écoulement 62 afin d'interrompre le flux 52 sur toute une surface extérieure 64 du manchon d'impact 42, ce qui amortit encore les ondes acoustiques.
Dans certaines formes de réalisation, la configuration de la pluralité d'ouvertures 50 varie afin d'établir une impédance sensiblement constante des ondes acoustiques dans le but d'accentuer l'amortissement des ondes acoustiques. Comme représenté sur la fig. 2, la pluralité d'ouvertures 50 ont des dimensions et une forme qui peuvent varier sur le manchon d'impact 42.
Dans certaines formes de réalisation, un espacement 66 entre des ouvertures 50 de la pluralité d'ouvertures 50 est amené à varier, soit dans une ou plusieurs zones localisées, soit globalement autour du manchon d'impact 42. Comme représenté sur la Fig. 2, ces variations peuvent être utilisées séparément ou en combinaison afin d'accroître l'amortissement de fréquences voulues. Dans certaines formes de réalisation, comme représenté sur la Fig. 3, une dimension 68 d'ouverture des ouvertures 50 est plus grande pour les ouvertures 50 à une extrémité aval 70 du manchon d'impact 42 qu'une dimension 68 d'ouverture d'ouvertures situées à une extrémité amont 72 du manchon d'impact 42. Dans la forme de réalisation représentée sur la Fig. 4, la dimension 68 d'ouverture augmente d'autant plus que les ouvertures 46 sont situées plus près de l'extrémité aval 70. Cela permet une augmentation dans une zone d'impédance constante dans le flux 52 passant par le canal d'écoulement de transition 44.
Dans certaines formes de réalisation, comme représenté sur la fig. 4, une largeur 74 du canal d'écoulement de transition 44 varie de l'extrémité aval 70 à l'extrémité amont 72. Cette variation permet encore une augmentation dans la zone d'impédance constante dans le flux 52 passant par le canal d'écoulement de transition 44. En ce qui concerne la Fig. 4, la chemise 24 de système de combustion et/ou la pièce de transition peut/peuvent comporter un ou plusieurs nervures 76, ailettes 78, creux 80, une rugosité de surface (non représentée) et/ou d'autres reliefs analogues qui accentuent la diffusion, le mélange et la redistribution du flux d'air pour accroître ou réduire l'uniformité du flux 52 à l'extrémité aval 70 du canal d'écoulement de transition 44 qui entre dans la chambre de combustion 40. La présence de la pluralité d'ouvertures 50 et d'autres améliorations décrites plus haut est un moyen efficace pour amortir les ondes acoustiques entrant dans le système de combustion 14 depuis le compresseur 12 et également pour accroître l'uniformité du flux 52 entrant dans le système de combustion 14.

Claims (10)

  1. REVENDICATIONS1. Système de combustion (14) comprenant : au moins une chemise (24) de système de combustion définissant une chambre de combustion (40) apte à diriger des produits de combustion vers 5 une turbomachine ; et au moins un manchon (30) de système de combustion disposé hors de la chambre de combustion (40) et apte à réduire l'amplitude d'ondes acoustiques dans la chambre de combustion (40), la/les chemises (24) de système de combustion et le/les manchons (30) de système de combustion 10 définissant entre eux au moins un canal d'écoulement (32).
  2. 2. Système de combustion (14) selon la revendication 1, dans lequel le/les manchons (30) de système de combustion comporte(nt) une pluralité d'ouvertures (50) aptes à diriger le flux (52) de fluide jusque dans le/les canaux d'écoulement (32). 15
  3. 3. Système de combustion (14) selon la revendication 2, dans lequel le flux (52) de fluide passant par la pluralité d'ouvertures (50) frappe la/les chemise(s) (24) de système de combustion.
  4. 4. Système de combustion (14) selon la revendication 2, dans lequel la pluralité d'ouvertures (50) sont aptes à amortir les ondes acoustiques en 20 comprimant le flux (52) de fluide passant par celles-ci.
  5. 5. Système de combustion (14) selon la revendication 2, dans lequel un espacement (66) entre les ouvertures (50) de la pluralité d'ouvertures (50) est amené à varier.
  6. 6. Système de combustion (14) selon la revendication 2, dans lequel 25 une dimension (68) d'ouverture (50) de la pluralité d'ouvertures (50) est amenée à varier.
  7. 7. Système de combustion (14) comprenant : au moins une chemise (24) de système de combustion définissant une chambre de combustion (40) apte à diriger des produits de combustion vers 30 une turbomachine ; et au moins un manchon (30) de système de combustion disposé hors de la chambre de combustion (40) et apte à commander la répartition du flux (52) de fluide dans le système de combustion (14) afin de modifierl'uniformité du flux (52) de fluide vers la chambre de combustion (40), la/les chemises (24) de système de combustion et le/les manchons (30) de système de combustion définissant entre eux au moins un canal d'écoulement (32).
  8. 8. Système de combustion (14) selon la revendication 7, dans lequel la modification de l'uniformité du flux (52) de fluide accroît ou réduit l'uniformité du flux (52) de fluide.
  9. 9. Système de combustion (14) selon la revendication 7, dans lequel le/les manchon(s) (30) de système de combustion comporte(nt) une pluralité d'ouvertures (50) aptes à diriger le flux (52) de fluide jusque dans le/les canaux découlement (32).
  10. 10. Système de combustion (14) selon la revendication 9, dans lequel le flux (52) de fluide passant par la pluralité d'ouvertures (50) frappe la/les chemises (24) de système de combustion.
FR0954422A 2008-07-11 2009-06-29 Structure de systeme de combustion Withdrawn FR2933765A1 (fr)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/171,386 US20100005804A1 (en) 2008-07-11 2008-07-11 Combustor structure

Publications (1)

Publication Number Publication Date
FR2933765A1 true FR2933765A1 (fr) 2010-01-15

Family

ID=41413002

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR0954422A Withdrawn FR2933765A1 (fr) 2008-07-11 2009-06-29 Structure de systeme de combustion

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20100005804A1 (fr)
JP (1) JP2010019544A (fr)
CN (1) CN101625120A (fr)
DE (1) DE102009026056A1 (fr)
FR (1) FR2933765A1 (fr)

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9546558B2 (en) 2010-07-08 2017-01-17 Siemens Energy, Inc. Damping resonator with impingement cooling
US9557050B2 (en) 2010-07-30 2017-01-31 General Electric Company Fuel nozzle and assembly and gas turbine comprising the same
US20120180500A1 (en) * 2011-01-13 2012-07-19 General Electric Company System for damping vibration in a gas turbine engine
US9206693B2 (en) 2011-02-18 2015-12-08 General Electric Company Apparatus, method, and system for separating particles from a fluid stream
JP6029274B2 (ja) * 2011-11-10 2016-11-24 三菱日立パワーシステムズ株式会社 シール組立体、及びこれを備えたガスタービン
US9297532B2 (en) * 2011-12-21 2016-03-29 Siemens Aktiengesellschaft Can annular combustion arrangement with flow tripping device
US20130180252A1 (en) * 2012-01-18 2013-07-18 General Electric Company Combustor assembly with impingement sleeve holes and turbulators
US9366438B2 (en) 2013-02-14 2016-06-14 Siemens Aktiengesellschaft Flow sleeve inlet assembly in a gas turbine engine
US10805861B2 (en) 2013-05-08 2020-10-13 Cellcontrol, Inc. Context-aware mobile device management
US10477454B2 (en) 2013-05-08 2019-11-12 Cellcontrol, Inc. Managing iOS-based mobile communication devices by creative use of CallKit API protocols
US11751123B2 (en) 2013-05-08 2023-09-05 Cellcontrol, Inc. Context-aware mobile device management
US10268530B2 (en) 2013-05-08 2019-04-23 Cellcontrol, Inc. Managing functions on an iOS-based mobile device using ANCS notifications
US10271265B2 (en) 2013-05-08 2019-04-23 Cellcontrol, Inc. Detecting mobile devices within a vehicle based on cellular data detected within the vehicle
US10309652B2 (en) * 2014-04-14 2019-06-04 Siemens Energy, Inc. Gas turbine engine combustor basket with inverted platefins
US10041681B2 (en) 2014-08-06 2018-08-07 General Electric Company Multi-stage combustor with a linear actuator controlling a variable air bypass
US10436113B2 (en) * 2014-09-19 2019-10-08 United Technologies Corporation Plate for metering flow
WO2016057009A1 (fr) * 2014-10-06 2016-04-14 Siemens Aktiengesellschaft Chambre de combustion et procédé d'amortissement de modes vibratoires sous une dynamique de combustion à haute fréquence
JP6815735B2 (ja) * 2016-03-03 2021-01-20 三菱パワー株式会社 音響装置、ガスタービン
US10409618B2 (en) * 2016-07-13 2019-09-10 International Business Machines Corporation Implementing VM boot profiling for image download prioritization
US20180209650A1 (en) * 2017-01-24 2018-07-26 Doosan Heavy Industries Construction Co., Ltd. Resonator for damping acoustic frequencies in combustion systems by optimizing impingement holes and shell volume
US11178272B2 (en) 2017-08-14 2021-11-16 Cellcontrol, Inc. Systems, methods, and devices for enforcing do not disturb functionality on mobile devices
JP2021063464A (ja) * 2019-10-15 2021-04-22 三菱パワー株式会社 ガスタービン燃焼器
US11578869B2 (en) 2021-05-20 2023-02-14 General Electric Company Active boundary layer control in diffuser

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3652181A (en) * 1970-11-23 1972-03-28 Carl F Wilhelm Jr Cooling sleeve for gas turbine combustor transition member
US4719748A (en) * 1985-05-14 1988-01-19 General Electric Company Impingement cooled transition duct
JPH0752014B2 (ja) * 1986-03-20 1995-06-05 株式会社日立製作所 ガスタ−ビン燃焼器
JPH09222228A (ja) * 1996-02-16 1997-08-26 Toshiba Corp ガスタービン燃焼器
DE19851636A1 (de) * 1998-11-10 2000-05-11 Asea Brown Boveri Dämpfungsvorrichtung zur Reduzierung der Schwingungsamplitude akustischer Wellen für einen Brenner
US6494044B1 (en) * 1999-11-19 2002-12-17 General Electric Company Aerodynamic devices for enhancing sidepanel cooling on an impingement cooled transition duct and related method
US6484505B1 (en) * 2000-02-25 2002-11-26 General Electric Company Combustor liner cooling thimbles and related method
US6923002B2 (en) * 2003-08-28 2005-08-02 General Electric Company Combustion liner cap assembly for combustion dynamics reduction
US7284378B2 (en) * 2004-06-04 2007-10-23 General Electric Company Methods and apparatus for low emission gas turbine energy generation
US7010921B2 (en) * 2004-06-01 2006-03-14 General Electric Company Method and apparatus for cooling combustor liner and transition piece of a gas turbine
US7373778B2 (en) * 2004-08-26 2008-05-20 General Electric Company Combustor cooling with angled segmented surfaces
US20060230763A1 (en) * 2005-04-13 2006-10-19 General Electric Company Combustor and cap assemblies for combustors in a gas turbine
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
US7827801B2 (en) * 2006-02-09 2010-11-09 Siemens Energy, Inc. Gas turbine engine transitions comprising closed cooled transition cooling channels
US7571611B2 (en) * 2006-04-24 2009-08-11 General Electric Company Methods and system for reducing pressure losses in gas turbine engines
US8387396B2 (en) * 2007-01-09 2013-03-05 General Electric Company Airfoil, sleeve, and method for assembling a combustor assembly

Also Published As

Publication number Publication date
CN101625120A (zh) 2010-01-13
US20100005804A1 (en) 2010-01-14
DE102009026056A1 (de) 2010-01-14
JP2010019544A (ja) 2010-01-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FR2933765A1 (fr) Structure de systeme de combustion
US8057182B2 (en) Metered cooling slots for turbine blades
US7665964B2 (en) Turbine
CA2594139C (fr) Ventilation d'une cavite aval de rouet de compresseur centrifuge
US8313286B2 (en) Diffuser apparatus in a turbomachine
JP5253928B2 (ja) 抽気ダクト内における動圧不安定性を抑制するための装置及び方法
FR2916244A1 (fr) Procede et dispositif pour faciliter le refroidissement de moteurs a turbines
FR2904038A1 (fr) Systeme de refroidissement de la face aval d'un rouet de compresseur centrifuge
FR2965605A1 (fr) Turbomachine incluant un element de tube de melange comportant un generateur de tourbillons
JP6450529B2 (ja) ディフューザ・ストラット・フェアリング
JP7187262B2 (ja) ターボ機械
CA2794243C (fr) Chambre de combustion de turbomachine a compresseur centrifuge sans deflecteur
KR20100080427A (ko) 터빈 엔진용 인듀서와 관련된 방법, 시스템 및/또는 장치
FR2931192A1 (fr) Turbomachine et procede pour ameliorer le rendement energetique dans une turbomachine
GB2492374A (en) Gas turbine engine impingement cooling
EP3530908A1 (fr) Chambre de combustion comportant deux types d'injecteurs dans lesquels les organes d'étanchéité ont un seuil d'ouverture différent
FR2907883A1 (fr) Procede et dispositif pour assembler un augmentateur de poussee dans des turbines a gaz
JP2011241824A (ja) タービン燃焼器トランジションピースを冷却するためのシステム
US5759012A (en) Turbine disc ingress prevention method and apparatus
WO2009153480A2 (fr) Turbomachine avec diffuseur
FR2967462A1 (fr) Diffuseur pour bache d'echappement
FR2516169A1 (fr) Injecteur de carburant pour moteurs a turbines a gaz
CA2997939C (fr) Dispositif de ventilation d'un carter de turbine d'une turbomachine
JP6640581B2 (ja) 音響ダンパ、燃焼器およびガスタービン
FR2966505A1 (fr) Systeme et procede pour refroidir une tuyere

Legal Events

Date Code Title Description
ST Notification of lapse

Effective date: 20150227