JP2001227359A - ガスタービンエンジンのための燃焼チャンバー - Google Patents
ガスタービンエンジンのための燃焼チャンバーInfo
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Abstract
却効果を高めること。 【解決手段】 ガスタービンエンジンのための二重壁燃
焼チャンバー(1)において、外側壁(2)は、チャン
バーを囲繞する圧縮空気を通過させて内側壁(4)に衝
突させるための複数の衝撃穴(3)を有し、内側壁
(4)は、燃焼チャンバー内へ空気を噴散させるための
衝撃穴(3)より多数の噴散穴(5)を有している。噴
散穴(5)は、各々1個の中心噴散穴(5b)とその周
りに等間隔に互いに離隔された6個の噴散穴(5a)と
の合計7個の噴散穴から成る複数の噴散穴群として配置
されてる。各噴散穴群は、その中心噴散穴に対して所定
の位置関係を有し、好ましくはその下流側に配置された
1個の衝撃穴(3)を有する。
Description
ジンに関し、特に、ガスタービンエンジンの燃焼チャン
バーの壁を冷却することに関する。
は、非常な高温に露呈されるが、エンジン効率を高める
ためには、作動温度を高くすることが望ましい。しかし
ながら、燃焼チャンバーの壁がより高い作動温度に耐え
ることができるかどうかが、エンジン開発の制約要因と
なる。より高い作動温度に耐えることができる燃焼チャ
ンバーの新しい壁材が常に開発されているが、新規な壁
材には、何らかのコスト高と、機能上の不利益を伴うの
が普通である。金属合金は、珍しい材料であればあるほ
ど、材料自体が高価にるばかりでなく、製造工程も複雑
になる傾向がある。他方、セラミック材は、高温に耐え
ることができるが、機械的強度が低いという欠点を有す
る。
燃焼チャンバーの壁を冷却するためのシステムを改善す
ることである。空冷システムの1例においては、燃焼チ
ャンバーは、互いに僅かな間隔を置いて離隔された二重
壁で形成される。エンジンコンプレッサからの圧縮空気
がエンジンケーシング内の燃焼チャンバーを囲繞し、空
気はチャンバーの二重壁の外側壁に形成された複数の穴
を通って内側壁に衝突し、一次冷却効果を創生する。そ
のような穴は、通常、衝撃穴と称される。次いで、二重
壁の間の空間の空気が内側壁に穿設された、通常、噴散
(吹出し)穴と称される一連の小さい穴を通して燃焼チ
ャンバーへ導入される。それらの噴散穴は、内側壁の内
表面を覆って冷却空気のフィルム状の層流を形成するの
を助成するように配置されており、内表面を冷却して、
チャンバー内の燃焼ガスから内側壁を防護する防護層を
形成する。そのような冷却システムの例は、GB−A−
2173891号及びGB−A−2176274号に開
示されている。このタイプのシステムは、構成によって
は、燃焼チャンバーの作動寿命を延長する上で有意の効
果を発揮することが可能である。
撃穴の特別な配置を採用することによって冷却効果を高
めることができるということを見出した。
ャンバーであって、該燃焼チャンバーは、それを通る燃
焼ガスの流れ方向に対して上流端と下流端を有し、内側
壁と、該内側壁との間にキャビティを画定するように内
側壁から離隔した外側壁を有し、該外側壁は、エンジン
の作動中、該燃焼チャンバーを囲繞するエンジンからの
圧縮空気を通過させて該内側壁に衝突させるための複数
の衝撃穴を有し、前記内側壁は、該内側壁と前記外側壁
との間の前記キャビティから該燃焼チャンバー内へ空気
を噴散させるための、前記衝撃穴より多数の複数の噴散
穴を有しており、前記噴散穴は、複数の群として配置さ
れており、各噴散穴群は、1個の中心噴散穴とその周り
に実質的に等間隔に互いに離隔された複数の噴散穴とか
ら成り、衝撃穴を通過した空気が噴散穴の各群によって
画定される境界内で中心噴散穴に対して所定の位置で前
記内側壁に衝突するように各群の噴散穴に対して1個の
衝撃穴が該外側壁に配置されていることを特徴とする燃
焼チャンバーが提供される。
個の中心噴散穴とその周りに実質的に等間隔に互いに離
隔された6個の噴散穴との合計7個の噴散穴から成る複
数の噴散穴群として配置される。中心噴散穴に対する衝
撃穴の前記所定の位置は、該衝撃穴を通過した空気が、
他の噴散穴に対するよりも中心噴散穴に対して近い位置
で内側壁に衝突するように、かつ、該衝撃穴が燃焼チャ
ンバー内の燃焼ガスの流れ方向に沿って中心噴散穴と整
列するように配置することが好ましい。従って、各衝撃
穴は、対応する噴散穴群中の中心噴散穴の上流又は下流
に配置することができるが、衝撃穴の中心線が中心噴散
穴の中心線から該衝撃穴の直径に少くとも等しい距離だ
け離隔するように該中心噴散穴の下流に配置することが
好ましい。
方向に延長する複数の列として適当に配置される。製造
上の便宜と、空気流を均一するために、各噴散穴群は、
噴散穴群内の隣接噴散穴間の間隔に実質的に等しい距離
だけ列内の次の群から離隔させることができ、各列中の
各群は、1列中の隣接する群中の中心噴散穴間の間隔の
半分の距離に実質的に等しい距離だけ隣接する列中の噴
散穴群から円周方向にずらせることができる。更に、各
列間の長手方向の間隔は、隣接する列中の異なる群に属
する2個の隣接する噴散穴間の間隔が同1群中の2個の
隣接する噴散穴間の間隔と同じになるように規定するこ
とができる。
の隣接する群と、次の列中のずらせて配置された隣接す
る1つの群との間に画定される各6個の穴の組の中心に
追加の噴散穴を設ける。
は、エンジンの作動中、外側壁の内外間の圧力差が内側
壁の内外間の圧力差の少くとも2倍になるように規定す
ることが好ましい。例えば、外側壁及び内側壁を通して
の総圧力降下のほぼ70%が外側壁を通して生じ、残り
のほぼ30%が内側壁を通して生じるように規定するこ
とが好ましい。
動中の燃焼チャンバーの壁の温度は、従来周知の冷却シ
ステムに比べて著しく低いことが認められた。本発明の
構成によって高められたフィルム(薄膜)冷却から得ら
れる利点は、燃焼チャンバー缶内のみならず、燃焼チャ
ンバー缶から延長した遷移ダクト内にまで及ぶ。この高
められた冷却作用は、特に、燃焼効率を改善するために
燃焼温度が高められた場合、燃焼チャンバー缶及びその
遷移ダクトの寿命を長くすることができる。
単に「缶」又は「燃焼チャンバー」とも称する)1は、
燃料及び燃焼空気のためのための慣用の入口端即ち上流
端10と、排出端即ち下流端12を有する。燃焼チャン
バーを通る燃焼空気及び燃焼ガスは、それぞれ、符Bと
Dによって示されている。缶1は、入口端10より下流
では、長手軸線L−Lを中心とする総体的に円筒形であ
り、間に冷却空気空間キャビティ13を形成するように
慣用の態様で僅かな間隔だけ互いに離隔された二重壁
2,4を有する。
り、外側壁は、貫通衝撃穴3を有し、内側壁4は、貫通
噴散穴5を有する。衝撃穴3は、図2では缶1の長手軸
線L−Lに対して直角をなすものとして示されている
が、内側壁4の内面を覆う境界層の層流即ち冷却膜の形
成を助成するために下流方向に向かって傾斜させる、例
えば長手軸線L−Lに対して30°の角度で傾斜させる
ことができる。噴散穴5は、レーザードリルによって形
成することが便利である。図から分かるように、燃焼チ
ャンバー1を囲繞するエンジンケーシング内の空間から
の圧縮空気Cは、壁2と4の間のキャビティ13内に流
入し、噴散穴5の位置からずれた位置で高温の内側壁4
に直接衝突する。従って、空気の衝撃によって内側壁4
に対する初期冷却が得られる。
は、各々中心噴散穴5bの周りに互いに実質的に等間隔
に離隔された複数の噴散穴5aから成る多角形の群とし
て配置されている。噴散穴5の各群は、それぞれ1個の
衝撃穴3に関連づけられており、各衝撃穴3は、それを
通過した空気が対応する噴散穴郡の中心噴散穴5bに対
して所定の位置14で内側壁4に衝突するように外側壁
2に位置づけされている。この所定の位置即ち衝撃中心
14は、噴散穴5aによって画定される多角形の境界内
に位置する。
3を通過した空気が、他の噴散穴5aに対するよりも中
心の噴散穴5bに対して近い位置で内側壁4に衝突する
ように構成され、衝撃中心14が燃焼チャンバー内の燃
焼ガスDの流れ方向に沿って中心噴散穴5bと、好まし
くはその下流において整列するように配置される。
ら成る群として内側壁4に穿設し、各群中の6個の噴散
穴5aの各々が隣接する噴散穴5aと6角形の等長の一
辺を画定し、7個目の噴散穴5bがその六角形の中心に
位置する配列とした場合に最善の結果が得られることが
認められた。本発明のこの好ましい実施モードでは、各
噴散穴群に組み合わされた外側壁2の衝撃穴3は、中心
噴散穴5bの中心線と衝撃穴3の中心線との間の水平距
離dが衝撃穴3の直径に少くとも等しくなるように中心
噴散穴5bの下流に配置される。図から分かるように、
噴散穴5の個数は衝撃穴3の個数より相当に多いが、衝
撃穴3は、噴散穴5の直径より相当に大きい直径を有す
る。衝撃穴と噴散穴の相対的なサイズ及び個数は、エン
ジンの作動中、外側壁2の内外間の圧力差が内側壁4の
内外間の圧力差の少くとも2倍になるように設計され
る。外側壁及び内側壁を通しての総圧力降下のほぼ70
%が外側壁を通して生じ、残りのほぼ30%が内側壁を
通して生じるように規定することが好ましい。
されている。各々7個の噴散穴5a,5bから成る噴散
穴群G1,G2・・・と、各噴散穴群に対応する衝撃穴
3は、缶1の円周方向に延長する平行な列R1,R2・
・・として配置されている。衝撃穴3の各列R1,R2
・・・内の各噴散穴群の配列に関して説明すると、各群
G1は、同じ列内の隣接する群G2から距離Sだけ離隔
されている。距離Sは、図に示されるように、各群の噴
散穴5aが配列されている6角形の各1辺の両端に位置
する隣接噴散穴5a間の間隔でもある。噴散穴群と衝撃
穴の各列R1,R2・・・間の相互の関係に関して説明
すると、1つの列中の噴散穴群は、隣接する列R2中の
噴散穴群から隣接する中心噴散穴5b1,5b2間の距
離Xの2分の1だけ円周方向にずらされている。更に、
各列間の長手方向(円周方向に直角な燃焼ガスの流れ方
向)の間隔は、隣接する列中の異なる噴散穴群に属する
2個の隣接する噴散穴間の間隔が同1群中の2個の隣接
する噴散穴間の間隔と同じになるように規定されてい
る。例えば、列R1の群G!中の1個の噴散穴5a1と
別の列R2の他の群中の隣接する噴散穴5a2とについ
てみると、両者間の間隔は、Sである。
ては、図4に示された配列の噴散穴群間の空間を埋める
ために追加の噴散穴5cが追加されている。この配列
は、内側壁4を通しての冷却ガスの分配の均一性を一層
高め、内側壁4の内表面を覆う冷却膜の形成をより完全
にする。
ように各々7個から成る噴散穴群が最適であるとして例
示したが、本発明は、状況に応じて各噴散穴群の噴散穴
の個数を増減することが望ましい場合もあるという可能
性を排除するものではない。噴散穴の正確な個数は、燃
焼器の規格の相異や燃焼条件の相異を勘案した模型テス
ト(バーチャルテスト又はハードウエアテスト)を参照
することによって決定される。又、以上の説明において
は噴散穴5aは中心噴散穴5bの周りに等間隔に配置さ
れるものとして例示したが、本発明の範囲から逸脱する
ことなく各穴の間隔及び位置を僅かに変更することが
は、もちろん可能である。
の壁の拡大部分図である。
面図である。
実施形態による隣接する冷却穴群間の関係を示す縮尺図
である。
の実施形態を示す。
Claims (14)
- 【請求項1】 ガスタービンエンジンのための燃焼チャ
ンバー(1)であって、 該燃焼チャンバーは、それを通る燃焼ガス(D)の流れ
方向に対して上流端(10)と下流端(12)を有し、 内側壁(4)と、該内側壁との間にキャビティ(13)
を画定するように該内側壁から離隔した外側壁(2)を
有し、 該外側壁(2)は、エンジンの作動中、該燃焼チャンバ
ー(1)を囲繞するエンジンからの圧縮空気(C)を通
過させて該内側壁(4)に衝突させるための複数の衝撃
穴(3)を有し、 前記内側壁(4)は、該内側壁(4)と前記外側壁
(2)との間の前記キャビティ(13)から該燃焼チャ
ンバー(1)内へ空気を噴散させるための、前記衝撃穴
(3)より多数の複数の噴散穴(5)を有しており、 前記噴散穴は、複数の群として配置されており、各噴散
穴群は、1個の中心噴散穴(5b)とその周りに実質的
に等間隔に互いに離隔された複数の噴散穴(5a)から
成り、前記衝撃穴(3)を通過した空気が噴散穴の各群
によって画定される境界内で中心噴散穴(5b)に対し
て所定の位置(14)で前記内側壁(4)に衝突するよ
うに各群の噴散穴(5)に対して1個の衝撃穴(3)が
該外側壁に配置されていることを特徴とする燃焼チャン
バー。 - 【請求項2】 前記噴散穴は、各々1個の中心噴散穴と
その周りに実質的に等間隔に互いに離隔された6個の噴
散穴との合計7個の噴散穴から成る複数の噴散穴群とし
て配置されていることを特徴とする請求項1に記載の燃
焼チャンバー。 - 【請求項3】 前記中心噴散穴(5b)に対する前記衝
撃穴(3)の前記所定の位置は、該衝撃穴を通過した空
気が、他の噴散穴(5a)に対するよりも該中心噴散穴
に対して近い位置で前記内側壁(4)に衝突するように
配置されていることを特徴とする請求項1又は2に記載
の燃焼チャンバー。 - 【請求項4】 前記中心噴散穴(5b)に対する前記衝
撃穴(3)の前記所定の位置は、該衝撃穴を通過した空
気が、前記燃焼チャンバー(1)内の燃焼ガス(D)の
流れ方向に沿って中心噴散穴(5b)と整列した位置で
前記内側壁(4)に衝突するように配置されていること
を特徴とする請求項1〜3のいずれか1項に記載の燃焼
チャンバー。 - 【請求項5】 前記中心噴散穴(5b)に対する前記衝
撃穴(3)の前記所定の位置は、該衝撃穴を通過した空
気が、該中心噴散穴(5b)の下流において前記内側壁
(4)に衝突するように配置されていることを特徴とす
る請求項1〜4のいずれか1項に記載の燃焼チャンバ
ー。 - 【請求項6】 前記各衝撃穴のの中心線と対応する噴散
穴群中の中心噴散穴(5b)の中心線とは、該衝撃穴の
直径に少くとも等しい距離だけ離隔されていることを特
徴とする請求項1〜5のいずれか1項に記載の燃焼チャ
ンバー。 - 【請求項7】 前記複数の噴散穴群は、該燃焼チャンバ
ーの円周方向に延長する複数の列として配置されている
ことを特徴とする請求項1〜6のいずれか1項に記載の
燃焼チャンバー。 - 【請求項8】 前記各噴散穴群は、1つの噴散穴群中の
隣接噴散穴間の間隔に実質的に等しい距離だけ前記列内
の隣接する噴散穴群から離隔されていることを特徴とす
る請求項7に記載の燃焼チャンバー。 - 【請求項9】 前記各列は、1つの噴散穴群中の隣接噴
散穴間の間隔に実質的に等しい距離だけ隣接列から離隔
されていることを特徴とする請求項7又は8に記載の燃
焼チャンバー。 - 【請求項10】 前記各列中の各噴散穴群は、1列中の
隣接する噴散穴群中の中心噴散穴間の間隔の半分の距離
に実質的に等しい距離だけ隣接する中の噴散穴群から円
周方向にずらされていることを特徴とする請求項7〜9
のいずれか1項に記載の燃焼チャンバー。 - 【請求項11】 1つの列中の2つの隣接する群と、次
の列中のずらせて配置された隣接する1つの群との間に
画定される各6個の穴の組の中心に追加の噴散穴が設け
られていることを特徴とする請求項10に記載の燃焼チ
ャンバー。 - 【請求項12】 前記衝撃穴と前記噴散穴の相対的なサ
イズ及び個数は、エンジンの作動中、前記外側壁の内外
間の圧力差が前記内側壁の内外間の圧力差の少くとも2
倍になるように規定されていることを特徴とする請求項
1〜11のいずれか1項に記載の燃焼チャンバー。 - 【請求項13】 前記外側壁及び内側壁を通しての総圧
力降下のほぼ70%が該外側壁を通して生じ、残りのほ
ぼ30%が該内側壁を通して生じることを特徴とする請
求項12に記載の燃焼チャンバー。 - 【請求項14】 請求項1〜13のいずれか1項に記載
の少くとも1つの燃焼チャンバーを備えたガスタービン
エンジン。
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---|---|---|---|
GB9928242.8 | 1999-12-01 | ||
GB9928242A GB2356924A (en) | 1999-12-01 | 1999-12-01 | Cooling wall structure for combustor |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
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JP4554802B2 JP4554802B2 (ja) | 2010-09-29 |
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Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2000364444A Expired - Lifetime JP4554802B2 (ja) | 1999-12-01 | 2000-11-30 | ガスタービンエンジンのための燃焼チャンバー |
Country Status (6)
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---|---|
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EP (1) | EP1104871B1 (ja) |
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ES (1) | ES2223410T3 (ja) |
GB (1) | GB2356924A (ja) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2008185253A (ja) * | 2007-01-30 | 2008-08-14 | General Electric Co <Ge> | 逆流噴射機構を有するシステム及び燃料及び空気を噴射する方法 |
JP2010043643A (ja) * | 2008-08-15 | 2010-02-25 | General Electric Co <Ge> | インピンジメント及びエフュージョン冷却式燃焼器部品 |
JP2011220328A (ja) * | 2010-04-09 | 2011-11-04 | General Electric Co <Ge> | 燃焼器ライナー螺旋状冷却装置 |
WO2013069637A1 (ja) * | 2011-11-10 | 2013-05-16 | 株式会社Ihi | 燃焼器ライナ |
JP2015511696A (ja) * | 2012-03-27 | 2015-04-20 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | 燃焼力学及び排出が小さいガスタービンエンジンの燃焼チャンバ―のライナにおける改良型孔部配置 |
Families Citing this family (43)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2361303B (en) * | 2000-04-14 | 2004-10-20 | Rolls Royce Plc | Wall structure for a gas turbine engine combustor |
DE10214573A1 (de) * | 2002-04-02 | 2003-10-16 | Rolls Royce Deutschland | Brennkammer einer Gasturbine mit Starterfilmkühlung |
US7086232B2 (en) * | 2002-04-29 | 2006-08-08 | General Electric Company | Multihole patch for combustor liner of a gas turbine engine |
US7296411B2 (en) * | 2002-06-21 | 2007-11-20 | Darko Segota | Method and system for regulating internal fluid flow within an enclosed or semi-enclosed environment |
US20050098685A1 (en) * | 2002-06-21 | 2005-05-12 | Darko Segota | Method and system for regulating pressure and optimizing fluid flow about a fuselage similar body |
US7048505B2 (en) | 2002-06-21 | 2006-05-23 | Darko Segota | Method and system for regulating fluid flow over an airfoil or a hydrofoil |
US7475853B2 (en) * | 2002-06-21 | 2009-01-13 | Darko Segota | Method and system for regulating external fluid flow over an object's surface, and particularly a wing and diffuser |
US6964170B2 (en) * | 2003-04-28 | 2005-11-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Noise reducing combustor |
US7036316B2 (en) * | 2003-10-17 | 2006-05-02 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling turbine engine combustor exit temperatures |
US6868675B1 (en) | 2004-01-09 | 2005-03-22 | Honeywell International Inc. | Apparatus and method for controlling combustor liner carbon formation |
US20050241316A1 (en) * | 2004-04-28 | 2005-11-03 | Honeywell International Inc. | Uniform effusion cooling method for a can combustion chamber |
US7137241B2 (en) * | 2004-04-30 | 2006-11-21 | Power Systems Mfg, Llc | Transition duct apparatus having reduced pressure loss |
US7531048B2 (en) * | 2004-10-19 | 2009-05-12 | Honeywell International Inc. | On-wing combustor cleaning using direct insertion nozzle, wash agent, and procedure |
EP1650503A1 (en) * | 2004-10-25 | 2006-04-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Method for cooling a heat shield element and a heat shield element |
US20070028595A1 (en) * | 2005-07-25 | 2007-02-08 | Mongia Hukam C | High pressure gas turbine engine having reduced emissions |
US7827801B2 (en) * | 2006-02-09 | 2010-11-09 | Siemens Energy, Inc. | Gas turbine engine transitions comprising closed cooled transition cooling channels |
US7856830B2 (en) * | 2006-05-26 | 2010-12-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Noise reducing combustor |
US7628020B2 (en) * | 2006-05-26 | 2009-12-08 | Pratt & Whitney Canada Cororation | Combustor with improved swirl |
DE102006042124B4 (de) * | 2006-09-07 | 2010-04-22 | Man Turbo Ag | Gasturbinenbrennkammer |
US7926284B2 (en) * | 2006-11-30 | 2011-04-19 | Honeywell International Inc. | Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors |
US7886517B2 (en) * | 2007-05-09 | 2011-02-15 | Siemens Energy, Inc. | Impingement jets coupled to cooling channels for transition cooling |
US7617684B2 (en) * | 2007-11-13 | 2009-11-17 | Opra Technologies B.V. | Impingement cooled can combustor |
US9046269B2 (en) * | 2008-07-03 | 2015-06-02 | Pw Power Systems, Inc. | Impingement cooling device |
US20100170257A1 (en) * | 2009-01-08 | 2010-07-08 | General Electric Company | Cooling a one-piece can combustor and related method |
US8438856B2 (en) | 2009-03-02 | 2013-05-14 | General Electric Company | Effusion cooled one-piece can combustor |
US20100257863A1 (en) * | 2009-04-13 | 2010-10-14 | General Electric Company | Combined convection/effusion cooled one-piece can combustor |
US20100272953A1 (en) * | 2009-04-28 | 2010-10-28 | Honeywell International Inc. | Cooled hybrid structure for gas turbine engine and method for the fabrication thereof |
GB0912715D0 (en) | 2009-07-22 | 2009-08-26 | Rolls Royce Plc | Cooling arrangement |
US8647053B2 (en) | 2010-08-09 | 2014-02-11 | Siemens Energy, Inc. | Cooling arrangement for a turbine component |
US9157328B2 (en) | 2010-12-24 | 2015-10-13 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Cooled gas turbine engine component |
GB201105790D0 (en) * | 2011-04-06 | 2011-05-18 | Rolls Royce Plc | A cooled double walled article |
US9052111B2 (en) | 2012-06-22 | 2015-06-09 | United Technologies Corporation | Turbine engine combustor wall with non-uniform distribution of effusion apertures |
US8834154B2 (en) * | 2012-11-28 | 2014-09-16 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Transition piece of combustor, and gas turbine having the same |
DE102012025375A1 (de) | 2012-12-27 | 2014-07-17 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Verfahren zur Anordnung von Prallkühllöchern und Effusionslöchern in einer Brennkammerwand einer Gasturbine |
EP3077641B1 (en) * | 2013-12-06 | 2020-02-12 | United Technologies Corporation | Cooling an igniter aperture body of a combustor wall |
GB201412460D0 (en) * | 2014-07-14 | 2014-08-27 | Rolls Royce Plc | An Annular Combustion Chamber Wall Arrangement |
US10094564B2 (en) * | 2015-04-17 | 2018-10-09 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor dilution hole cooling system |
GB201518345D0 (en) * | 2015-10-16 | 2015-12-02 | Rolls Royce | Combustor for a gas turbine engine |
DE102016219424A1 (de) | 2016-10-06 | 2018-04-12 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Brennkammeranordnung einer Gasturbine sowie Fluggasturbine |
US10697635B2 (en) * | 2017-03-20 | 2020-06-30 | Raytheon Technologies Corporation | Impingement cooled components having integral thermal transfer features |
US11028705B2 (en) * | 2018-03-16 | 2021-06-08 | Doosan Heavy Industries Construction Co., Ltd. | Transition piece having cooling rings |
KR102593506B1 (ko) * | 2018-09-11 | 2023-10-24 | 한화에어로스페이스 주식회사 | 가스 터빈 장치의 케이스 구조체 |
DE102019105442A1 (de) | 2019-03-04 | 2020-09-10 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Verfahren zur Herstellung eines Triebwerksbauteils mit einer Kühlkanalanordnung und Triebwerksbauteil |
Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5186067A (ja) * | 1974-12-13 | 1976-07-28 | Rolls Royce 1971 Ltd | Takosekisozai |
JPS55148151A (en) * | 1979-05-01 | 1980-11-18 | Rolls Royce | Porous laminated wood |
JPS5872822A (ja) * | 1981-10-26 | 1983-04-30 | Hitachi Ltd | ガスタ−ビン燃焼器の冷却構造 |
JPS61231330A (ja) * | 1985-04-05 | 1986-10-15 | Agency Of Ind Science & Technol | ガスタ−ビンの燃焼器 |
JPS6229834A (ja) * | 1985-06-07 | 1987-02-07 | ラストン ガヤス タ−ビンズ リミテツド | ガスタ−ビンエンジン用燃焼器 |
JPH08135968A (ja) * | 1994-11-08 | 1996-05-31 | Toshiba Corp | ガスタービン燃焼器 |
JPH1068523A (ja) * | 1996-08-05 | 1998-03-10 | Solar Turbines Inc | 衝突/放出冷却燃焼器ライナー |
Family Cites Families (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4168348A (en) | 1974-12-13 | 1979-09-18 | Rolls-Royce Limited | Perforated laminated material |
US4118146A (en) * | 1976-08-11 | 1978-10-03 | United Technologies Corporation | Coolable wall |
GB2033071B (en) | 1978-10-28 | 1982-07-21 | Rolls Royce | Sheet metal laminate |
US4422300A (en) * | 1981-12-14 | 1983-12-27 | United Technologies Corporation | Prestressed combustor liner for gas turbine engine |
GB2192705B (en) | 1986-07-18 | 1990-06-06 | Rolls Royce Plc | Porous sheet structure for a combustion chamber |
US5435139A (en) | 1991-03-22 | 1995-07-25 | Rolls-Royce Plc | Removable combustor liner for gas turbine engine combustor |
US5216886A (en) * | 1991-08-14 | 1993-06-08 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Segmented cell wall liner for a combustion chamber |
US5782294A (en) * | 1995-12-18 | 1998-07-21 | United Technologies Corporation | Cooled liner apparatus |
-
1999
- 1999-12-01 GB GB9928242A patent/GB2356924A/en not_active Withdrawn
-
2000
- 2000-11-27 EP EP00310517A patent/EP1104871B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-11-27 ES ES00310517T patent/ES2223410T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2000-11-27 DE DE60012289T patent/DE60012289T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2000-11-29 US US09/726,194 patent/US6546731B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-11-30 JP JP2000364444A patent/JP4554802B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5186067A (ja) * | 1974-12-13 | 1976-07-28 | Rolls Royce 1971 Ltd | Takosekisozai |
JPS55148151A (en) * | 1979-05-01 | 1980-11-18 | Rolls Royce | Porous laminated wood |
JPS5872822A (ja) * | 1981-10-26 | 1983-04-30 | Hitachi Ltd | ガスタ−ビン燃焼器の冷却構造 |
JPS61231330A (ja) * | 1985-04-05 | 1986-10-15 | Agency Of Ind Science & Technol | ガスタ−ビンの燃焼器 |
JPS6229834A (ja) * | 1985-06-07 | 1987-02-07 | ラストン ガヤス タ−ビンズ リミテツド | ガスタ−ビンエンジン用燃焼器 |
JPH08135968A (ja) * | 1994-11-08 | 1996-05-31 | Toshiba Corp | ガスタービン燃焼器 |
JPH1068523A (ja) * | 1996-08-05 | 1998-03-10 | Solar Turbines Inc | 衝突/放出冷却燃焼器ライナー |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2008185253A (ja) * | 2007-01-30 | 2008-08-14 | General Electric Co <Ge> | 逆流噴射機構を有するシステム及び燃料及び空気を噴射する方法 |
JP2010043643A (ja) * | 2008-08-15 | 2010-02-25 | General Electric Co <Ge> | インピンジメント及びエフュージョン冷却式燃焼器部品 |
JP2011220328A (ja) * | 2010-04-09 | 2011-11-04 | General Electric Co <Ge> | 燃焼器ライナー螺旋状冷却装置 |
WO2013069637A1 (ja) * | 2011-11-10 | 2013-05-16 | 株式会社Ihi | 燃焼器ライナ |
US10551067B2 (en) | 2011-11-10 | 2020-02-04 | Ihi Corporation | Combustor liner with dual wall cooling structure |
JP2015511696A (ja) * | 2012-03-27 | 2015-04-20 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | 燃焼力学及び排出が小さいガスタービンエンジンの燃焼チャンバ―のライナにおける改良型孔部配置 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE60012289D1 (de) | 2004-08-26 |
DE60012289T2 (de) | 2005-07-28 |
EP1104871B1 (en) | 2004-07-21 |
EP1104871A1 (en) | 2001-06-06 |
US6546731B2 (en) | 2003-04-15 |
ES2223410T3 (es) | 2005-03-01 |
JP4554802B2 (ja) | 2010-09-29 |
US20010004835A1 (en) | 2001-06-28 |
GB9928242D0 (en) | 2000-01-26 |
GB2356924A (en) | 2001-06-06 |
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