JP2001289442A - 燃焼器ライナ冷却シンブル及び関連の方法 - Google Patents

燃焼器ライナ冷却シンブル及び関連の方法

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Abstract

(57)【要約】 【課題】 ガスタービン燃焼器における燃焼器ライナの
冷却。 【解決手段】 タービン用燃焼器は、燃焼器ライナと、
円周の周りに形成された複数列の冷却孔を備える、ライ
ナを取囲む第1のフロースリーブと、燃焼器ライナ及び
フロースリーブに接続され、高温燃焼ガスをタービン段
に運ぶようになっている遷移部品と、を含む。遷移部品
は、冷却空気を遷移部品に導く第２のフロースリーブに
取囲まれる。第１のフロースリーブの複数列のうちの１
つの列の冷却孔が遷移部品に隣接して位置し、さらに、
冷却導管が複数列のうちの少なくとも第１列の冷却孔に
取付けられ、クロスフロー冷却空気を衝突冷却空気の周
りに迂回させながら、衝突冷却空気をライナの表面に対
して導く。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術の分野】本発明はターボ機械におけ
る燃焼器に関するものであり、具体的にはガスタービン
燃焼器における燃焼器ライナの冷却に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来のガスタービン燃焼システムは、信
頼性があり高効率のタービンの運転を達成するために多
くの燃焼器組立体を用いる。各燃焼器組立体は、円筒形
のライナ、燃料噴射装置、及び高温ガスの流れを燃焼器
からタービンの入口まで導く遷移部品を備えている。一
般的に、圧縮機の排出空気の一部が燃焼器ライナを冷却
するのに用いられ、次いで燃焼器反応区域内に導かれて
燃料と混合され燃焼される。
【０００３】衝突冷却される遷移部品を組み込んだ装置
では、中空のスリーブが遷移部品を取囲んでおり、スリ
ーブ壁には多数の孔があけられており、圧縮機の排出空
気がスリーブ壁の冷却開口を通って流れ遷移部品に衝突
（そして冷却）する。この冷却空気は、次に遷移部品を
取囲むスリーブと遷移部品自体との間の環状空間に沿っ
て流れる。このいわゆる「クロスフロー」は最終的に
は、燃焼器ライナとそれを取囲むフロースリーブの間に
ある他の環状空間へと流入する。また、フロースリーブ
はその円周の周りに数列の冷却孔を備えて形成されてお
り、その第１列はフロースリーブが遷移部品の外側スリ
ーブと結合している取付けフランジに隣接して位置して
いる。クロスフローは、フロースリーブの孔を貫通して
燃焼器ライナ表面に向かって流れる衝突冷却空気に対し
て垂直である。
【０００４】このクロスフローの存在は、フロースリー
ブ中の第1列の噴流が燃焼器ライナを衝突冷却すること
が予期される位置に近い区域において、冷却効果に直接
的影響を持つ。
【０００５】具体的には、クロスフローは第1列のフロ
ースリーブ噴流に衝突しそれらを曲げ、それらがライナ
を衝突冷却する能力を低下させる。ある従来のフロース
リーブの衝突冷却噴流の設計では、フロースリーブの円
周の周りに等間隔の２４個の噴流からなる３つの列があ
る。遷移部品衝突冷却スリーブからの強力なクロスフロ
ーの存在のもとでのこの噴流のパターンでは、噴流の第
1列付近のライナ表面上で非常に低い伝熱率を生じる。
この低い伝熱率により、ライナ表面が高温度になり最終
的には強度の喪失へとつながる可能性がある。ライナの
高温による幾つかの潜在的な故障の様式には、それに限
定されないが、後部スリーブ溶接線の割れ、膨出、トラ
イアンギュレーションなどが含まれる。これらのメカニ
ズムがライナの寿命を縮め早期の部品交換を必要とす
る。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】本発明は、燃焼器ライ
ナの後部の冷却に噴流衝突冷却が用いられる乾式低ＮＯ
ｘ型ガスタービン燃焼器におけるライナの冷却を向上さ
せる。
【０００７】
【課題を解決するための手段】遷移部品冷却流によって
生じる強力なクロスフローが存在するにも拘らず、燃焼
器ライナのフロースリーブの冷却孔に挿入され、それを
通って冷却噴流が流れる、シンブルとも呼ばれるカラー
或いは冷却導管を使用することによって、クロスフロー
の望ましくない影響が最小化される。これらのシンブル
はクロスフローに対して物理的な遮蔽を施しクロスフロ
ーを望ましい流路に強制的に流し、同時に冷却噴流が冷
却されるべき燃焼器ライナ表面を効果的に衝突冷却する
ことを保証する。
【０００８】シンブル即ちカラーは、燃焼器ライナと遷
移部品が結合される取付けフランジに隣接する、フロー
スリーブの後端の少なくとも第1列の孔の各孔に取付ら
れるのが好ましい。この配置によって噴流オリフィスと
衝突冷却表面との間隙を減少させ、噴流を偏向させるク
ロスフローを遮蔽し、噴流を以後の噴流の列のために好
ましい流れの通路に強制的に流し、噴流の直径が小さく
なることを可能にしこれによって冷却空気を減少させ、
噴流の衝突冷却位置の一貫した正確な制御をもたらす。
それはまた、噴流の第1列の望ましからぬ軸方向の振動
を安定させ、噴流の第1列の上流に厚い境界層が形成さ
れる（及び、それにより伝熱の低下する）のを防止す
る。
【０００９】従って、より広い観点において、本発明
は、燃焼器ライナと、円周の周りに形成された複数列の
冷却孔を備える、ライナを取囲む第1のフロースリーブ
と、燃焼器ライナ及びフロースリーブに接続され、高温
燃焼ガスをタービン段に運ぶようになっている、第２の
フロースリーブに取囲まれた遷移部品と、を含み、第１
のフロースリーブの複数列のうちの第１列の冷却孔が遷
移部品に隣接して位置し、さらに、１つあるいはそれ以
上の冷却導管が複数列のうちの少なくとも第１列の冷却
孔に取付けられているタービン用燃焼器に関する。
【００１０】別の観点において、本発明は、燃焼器ライ
ナを取囲む関係に取付けられた燃焼器ライナフロースリ
ーブであって、複数列のうちの１列がフロースリーブの
一端に隣接して位置する複数列の冷却孔を形成された管
状本体と、フロースリーブ中に半径方向に突出する、少
なくとも第１列の孔の各孔に取付けられた冷却導管と、
を含む燃焼器ライナフロースリーブに関する。
【００１１】さらにまた別の観点において、本発明は、
実質的に同心の関係でフロースリーブに取囲まれてその
間に環状空間を形成している、実質的に円形の断面をし
た、ガスタービン燃焼器の燃焼器ライナを冷却する方法
であって、（ａ）各列がフロースリーブの円周方向に延
在し、複数列の第１列がフロースリーブの前方または下
流端に隣接する、複数の軸方向に間隔を置いた列の冷却
孔をフロースリーブに設ける段階と、（ｂ）ライナに向
かって半径方向に延びるがライナに係合しない複数の冷
却導管を、前記複数列のうちの少なくとも第１列の冷却
孔内に位置づける段階と、（ｃ）冷却導管が冷却空気を
ライナに向って導くように、冷却空気を冷却孔に供給す
る段階と、を含む方法に関する。
【００１２】
【発明の実施の形態】図１及び図２を参照して、典型的
なガスタービンは、図中燃焼器ライナ１２として示され
る上流の燃焼器からの高温燃焼ガスを１４で示されるタ
ービンの第1段に通す、遷移部品１０を備えている。ガ
スタービン圧縮機からの流れは、軸方向ディフューザ１
６を出て圧縮機排出ケース１８に入る。圧縮機排出空気
の約５０％が遷移部品衝突冷却スリーブ２２に沿ってそ
の周りに形成された開口２０を通って流れ遷移部品１０
と半径方向外側の遷移部品衝突冷却スリーブ２２の間の
環状領域即ち環状空間２４中を流れる。圧縮機排出空気
流の残りの約５０％は、フロースリーブ孔３４へ流れ込
み環状空間３０で遷移部品からの空気と混合し、最終的
には燃焼器内でガスタービン燃料と混合する。
【００１３】図２に最もよく見られるように、遷移部品
１０の衝突冷却スリーブ２２は、燃焼器フロースリーブ
２８の後端の取付けフランジ２６に伸縮自在の関係で受
入れられ、また遷移部品１０もまた燃焼器ライナ１２に
伸縮自在の関係で受入れられる。燃焼器フロースリーブ
２８は、燃焼器ライナ１２を取囲んでその間に流れ環状
空間３０を形成している。図２の流れの矢印３２から理
解できるように、環状空間２４内を流れるクロスフロー
冷却空気は引き続いて、フロースリーブ２８の円周の周
りに形成されている冷却孔３４（図２には３列示してあ
るが、フロースリーブにはそのような孔が何列有っても
よい）を通って流れる衝突冷却空気（流れの矢印３５参
照）に対して直角に環状空間３０内へ流れ込む。
【００１４】フロースリーブの第1列の孔３４（取付け
フランジ２６に最も近い列の孔）を通る衝突冷却流は、
特に環状空間２４からのクロスフローによって破壊され
る。この望ましくない影響は図３に見ることができる。
図３に示す試験的な衝突冷却スリーブ／燃焼器ライナ構
成は、図２の配置とは多少異なるが、理解の便宜のため
に同様の参照番号が用いられている。クロスフローは孔
３４から出てくる第1列の冷却噴流に衝突し、それらを
曲げ、ライナ１２を衝突冷却するそれらの能力を低下さ
せる。クロスフローと噴流との相対的な強さによって
は、噴流は燃焼器ライナ１２の表面に到達することさえ
できない可能性もある。衝突冷却噴流は高速なので、噴
流の後側でフロースリーブの入口孔付近に低静圧特性の
区域が生じる。クロスフローは低圧区域に向かって加速
されフロースリーブ／ライナ環状空間３０を横切る速度
勾配を生じる。その結果生じるライナ表面近くの低速か
つ厚い境界層は伝熱効果が非常に低い。
【００１５】クロスフローが冷却噴流に及ぼす望ましく
ない影響を解消するために、図４に示すような冷却シン
ブル３６が用いられる。これらのシンブルは、円形断面
の管３８とその先端に溶接した平坦リングまたはフラン
ジ４０を含むことができる。シンブル３６の寸法形状
は、ライナ／フロースリーブ間隙、この寸法形状の公
差、噴流とクロスフローの運動量、シンブルの幾何学的
構造の制約、及び特定の冷却要求条件によって定まる。
1つのシンブル３６が、フロースリーブ孔３４の第1列の
各々に挿入され、リングまたはフランジ４０でフロース
リーブ２８の外側面に溶接される。２０個のシンブル
が、取付けフランジ２６に隣接する少なくとも第1列
の、フロースリーブ２８の円周の周りの同数の孔３４に
取付けられるが、それらは第２列及び／又は第３列にも
同様に付加えることができる。ある例示的な実施形態に
おける冷却すべき臨界位置はフロースリーブの対向端か
ら約３０インチであると求められた(図示せず）。
【００１６】管３８の断面は円形として示されている
が、他の断面形状も使用でき、例えば方形、三角形、エ
ーロフォイル形、半円形などである。開放チャネル形状
もまた使用できる。
【００１７】図６は、シンブル３６が定位置に取付けら
れたライナ／フロースリーブ環状空間における流れ領域
を明らかにする断面図である。この図を図３と対比する
と、フロースリーブのシンブルを使用することによって
第1列の噴流を強化することの有利性を明確にすること
できる。ライナ１２の衝突冷却が孔３４の第1列で強化
されていること、及び少なくとも衝突冷却孔３４からの
冷却噴流がライナ１２の表面に達することができる程度
にクロスフローが遮られていることは特に明白である。
事実、シンブルは、フロースリーブ対向端から２９．２
インチの第1列の噴流中心線において、ライナの伝熱係
数を１５０ＢＴＵ／ＨＲ／ｆｔ2／Ｆ増加させることが
立証されている。
【００１８】本発明による装置及び方法は、第１列の噴
流にクロスフローが存在するようなところでの、衝突冷
却が適用される如何なる場合にも用いることができる。
【００１９】本発明を現在最も実用的かつ好ましい実施
形態と考えられるものとの関連において説明してきた
が、本発明は開示された実施形態に限定されるべきでは
なく、反対に、請求項の技術思想及び技術的範囲に含ま
れる種々の変更及び同等配置を保護せんとするものであ
ることを理解されたい。
【図面の簡単な説明】
【図１】 燃焼器ライナ後方の燃焼器遷移部品の簡略断
面側面図。
【図２】 遷移部品に結合された燃焼器ライナ及びフロ
ースリーブの詳細部分斜視図。
【図３】 従来技術の燃焼器ライナの衝突冷却を示す流
れの線図。
【図４】 本発明による冷却シンブルの側面図。
【図５】 図４に示すシンブルの断面側面図。
【図６】 本発明による燃焼器ライナの衝突冷却を示す
流れの線図。
【符号の説明】
１２ ライナ ２８ フロースリーブ ３０ 環状空間 ３４ 衝突冷却孔 ３６ シンブル ３８ 管 ４０ フランジ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 デビッド・オラス・フィッツ アメリカ合衆国、ニューヨーク州、サラト ガ、スイートマン・ロード、286番 (72)発明者 スティーブン・ハグ・ブラック アメリカ合衆国、ニューヨーク州、ドュア ンスバーグ、スカハリー・ターンパイク、 2349番

Claims (9)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 燃焼器ライナ（１２）と、 円周の周りに形成された複数列の冷却孔（３４）を備え
    る、前記ライナを取囲む第1のフロースリーブ（２８）
    と、 前記燃焼器ライナ（１２）及び前記フロースリーブ（２
    ８）に接続され、高温燃焼ガスをタービン段（１４）に
    運ぶようになっている、第２のフロースリーブ（２２）
    に取囲まれた、遷移部品（１０）と、を含み、 前記第１のフロースリーブの前記複数列のうちの第１列
    の冷却孔（３４）が前記遷移部品に隣接して位置し、さ
    らに、１つあるいはそれ以上の冷却導管（３６）が前記
    複数列のうちの少なくとも前記第１列の冷却孔（３４）
    に取付けられている、ことを特徴とするタービン用燃焼
    器。
  2. 【請求項２】 前記冷却導管の各々が、一端に半径方向
    フランジ(４０)を備える管（３８）を含むことを特徴と
    する請求項１に記載の燃焼器。
  3. 【請求項３】 前記冷却導管の各々が、前記管の反対側
    端が前記ライナから予め定められた空間を置いて、前記
    フロースリーブに溶接されていることを特徴とする請求
    項２に記載の燃焼器。
  4. 【請求項４】 前記複数の冷却導管（３６）のうちの１
    つが、断面が円形であることを特徴とする請求項２に記
    載の燃焼器。
  5. 【請求項５】 燃焼器ライナを囲む関係に取付けられた
    燃焼器ライナフロースリーブであって、複数列のうちの
    １列がフロースリーブの一端に隣接して位置する複数列
    の冷却孔（３４）を形成された管状本体（２８）と、フ
    ロースリーブ中に半径方向に突出する、少なくとも前記
    第１列の孔の各孔に取付けられた冷却導管（３６）と、
    を含むことを特徴とする燃焼器ライナフロースリーブ。
  6. 【請求項６】 前記冷却導管の各々が、一端に半径方向
    フランジ（４０）を備える管（３８）を含むことを特徴
    とする請求項５に記載の燃焼器ライナフロースリーブ。
  7. 【請求項７】 実質的に同心の関係でフロースリーブ
    （２８）に取囲まれてその間に環状空間（３０）を形成
    している、実質的に円形の断面をした、ガスタービン燃
    焼器の燃焼器ライナ（１２）を冷却する方法であって、 （ａ）各列が前記フロースリーブの円周方向に延在し、
    複数列の第１列が前記フロースリーブの前方または下流
    端に隣接する、複数の軸方向に間隔を置いた列の冷却孔
    （３４）を前記フロースリーブに設ける段階と、 （ｂ）前記ライナに向かって半径方向に延びるが前記ラ
    イナに係合しない複数の冷却導管（３６）を、前記複数
    列のうちの少なくとも前記第１列の前記冷却孔（３４）
    内に位置づける段階と、 （ｃ）前記冷却導管（３６）が冷却空気を前記ライナ
    （１２）に向って導くように、前記冷却空気を前記冷却
    孔（３４）に供給する段階と、を含むことを特徴とする
    方法。
  8. 【請求項８】 前記冷却導管の各々が、一端に半径方向
    フランジを備える管を含むことを特徴とする請求項７に
    記載の方法。
  9. 【請求項９】 前記管（３８）が円形断面を持つことを
    特徴とする請求項８に記載の方法。
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008169837A (ja) * 2007-01-09 2008-07-24 General Electric Co <Ge> 翼形、スリーブ及び燃焼器アセンブリの組立方法
JP2008169840A (ja) * 2007-01-09 2008-07-24 General Electric Co <Ge> シンブル、スリーブ並びに燃焼器アセンブリの冷却法
JP2009222062A (ja) * 2008-03-18 2009-10-01 General Electric Co <Ge> 燃焼ライナ用の断熱ブッシュ
JP2011226481A (ja) * 2010-04-19 2011-11-10 General Electric Co <Ge> トランジションダクト界面における燃焼器ライナ冷却及びその関連する方法
CN105817754A (zh) * 2015-01-04 2016-08-03 上海朝辉压力仪器有限公司 焊接冷却装置
JP2016223447A (ja) * 2015-05-29 2016-12-28 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 物品、構成要素、及び物品の形成方法

Families Citing this family (65)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6890148B2 (en) * 2003-08-28 2005-05-10 Siemens Westinghouse Power Corporation Transition duct cooling system
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
US7415827B2 (en) 2005-05-18 2008-08-26 United Technologies Corporation Arrangement for controlling fluid jets injected into a fluid stream
US7870739B2 (en) * 2006-02-02 2011-01-18 Siemens Energy, Inc. Gas turbine engine curved diffuser with partial impingement cooling apparatus for transitions
US7827801B2 (en) * 2006-02-09 2010-11-09 Siemens Energy, Inc. Gas turbine engine transitions comprising closed cooled transition cooling channels
US7681403B2 (en) * 2006-04-13 2010-03-23 General Electric Company Forward sleeve retainer plate and method
US7571611B2 (en) * 2006-04-24 2009-08-11 General Electric Company Methods and system for reducing pressure losses in gas turbine engines
US20100225902A1 (en) * 2006-09-14 2010-09-09 General Electric Company Methods and apparatus for robotically inspecting gas turbine combustion components
US8127553B2 (en) * 2007-03-01 2012-03-06 Solar Turbines Inc. Zero-cross-flow impingement via an array of differing length, extended ports
US8448443B2 (en) * 2007-10-11 2013-05-28 General Electric Company Combustion liner thimble insert and related method
US7617684B2 (en) * 2007-11-13 2009-11-17 Opra Technologies B.V. Impingement cooled can combustor
US8151570B2 (en) * 2007-12-06 2012-04-10 Alstom Technology Ltd Transition duct cooling feed tubes
US20090165435A1 (en) * 2008-01-02 2009-07-02 Michal Koranek Dual fuel can combustor with automatic liquid fuel purge
US8418474B2 (en) * 2008-01-29 2013-04-16 Alstom Technology Ltd. Altering a natural frequency of a gas turbine transition duct
US20090255268A1 (en) * 2008-04-11 2009-10-15 General Electric Company Divergent cooling thimbles for combustor liners and related method
US8096133B2 (en) * 2008-05-13 2012-01-17 General Electric Company Method and apparatus for cooling and dilution tuning a gas turbine combustor liner and transition piece interface
US9046269B2 (en) * 2008-07-03 2015-06-02 Pw Power Systems, Inc. Impingement cooling device
US8109099B2 (en) 2008-07-09 2012-02-07 United Technologies Corporation Flow sleeve with tabbed direct combustion liner cooling air
US20100005804A1 (en) * 2008-07-11 2010-01-14 General Electric Company Combustor structure
US8166764B2 (en) * 2008-07-21 2012-05-01 United Technologies Corporation Flow sleeve impingement cooling using a plenum ring
US8291711B2 (en) 2008-07-25 2012-10-23 United Technologies Corporation Flow sleeve impingement cooling baffles
US20100037620A1 (en) * 2008-08-15 2010-02-18 General Electric Company, Schenectady Impingement and effusion cooled combustor component
US8056343B2 (en) * 2008-10-01 2011-11-15 General Electric Company Off center combustor liner
US20100107645A1 (en) * 2008-10-31 2010-05-06 General Electric Company Combustor liner cooling flow disseminator and related method
US9074005B2 (en) * 2009-01-02 2015-07-07 Washington State University Compositions and methods for modulating plant disease resistance and immunity
US8096752B2 (en) * 2009-01-06 2012-01-17 General Electric Company Method and apparatus for cooling a transition piece
US8677759B2 (en) * 2009-01-06 2014-03-25 General Electric Company Ring cooling for a combustion liner and related method
US8438856B2 (en) * 2009-03-02 2013-05-14 General Electric Company Effusion cooled one-piece can combustor
US20100223930A1 (en) * 2009-03-06 2010-09-09 General Electric Company Injection device for a turbomachine
US20100257863A1 (en) * 2009-04-13 2010-10-14 General Electric Company Combined convection/effusion cooled one-piece can combustor
US20100269513A1 (en) * 2009-04-23 2010-10-28 General Electric Company Thimble Fan for a Combustion System
US8646276B2 (en) * 2009-11-11 2014-02-11 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine with enhanced cooling
US8707708B2 (en) * 2010-02-22 2014-04-29 United Technologies Corporation 3D non-axisymmetric combustor liner
US8359867B2 (en) 2010-04-08 2013-01-29 General Electric Company Combustor having a flow sleeve
US8448444B2 (en) 2011-02-18 2013-05-28 General Electric Company Method and apparatus for mounting transition piece in combustor
US8353165B2 (en) 2011-02-18 2013-01-15 General Electric Company Combustor assembly for use in a turbine engine and methods of fabricating same
US8281596B1 (en) 2011-05-16 2012-10-09 General Electric Company Combustor assembly for a turbomachine
US8745988B2 (en) 2011-09-06 2014-06-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Pin fin arrangement for heat shield of gas turbine engine
US20130081401A1 (en) * 2011-09-30 2013-04-04 Solar Turbines Incorporated Impingement cooling of combustor liners
US9267687B2 (en) 2011-11-04 2016-02-23 General Electric Company Combustion system having a venturi for reducing wakes in an airflow
US8899975B2 (en) * 2011-11-04 2014-12-02 General Electric Company Combustor having wake air injection
US20130283806A1 (en) * 2012-04-26 2013-10-31 General Electric Company Combustor and a method for repairing the combustor
US9638057B2 (en) 2013-03-14 2017-05-02 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Augmented cooling system
US9528701B2 (en) 2013-03-15 2016-12-27 General Electric Company System for tuning a combustor of a gas turbine
US9322553B2 (en) 2013-05-08 2016-04-26 General Electric Company Wake manipulating structure for a turbine system
US9739201B2 (en) 2013-05-08 2017-08-22 General Electric Company Wake reducing structure for a turbine system and method of reducing wake
US9010125B2 (en) 2013-08-01 2015-04-21 Siemens Energy, Inc. Regeneratively cooled transition duct with transversely buffered impingement nozzles
US9435221B2 (en) 2013-08-09 2016-09-06 General Electric Company Turbomachine airfoil positioning
KR101556532B1 (ko) * 2014-01-16 2015-10-01 두산중공업 주식회사 냉각슬리브를 포함하는 라이너, 플로우슬리브 및 가스터빈연소기
US9470421B2 (en) * 2014-08-19 2016-10-18 General Electric Company Combustor cap assembly
US9964308B2 (en) 2014-08-19 2018-05-08 General Electric Company Combustor cap assembly
US9890954B2 (en) 2014-08-19 2018-02-13 General Electric Company Combustor cap assembly
WO2016036377A1 (en) 2014-09-05 2016-03-10 Siemens Aktiengesellschaft Cross ignition flame duct
US9835333B2 (en) 2014-12-23 2017-12-05 General Electric Company System and method for utilizing cooling air within a combustor
US10788212B2 (en) 2015-01-12 2020-09-29 General Electric Company System and method for an oxidant passageway in a gas turbine system with exhaust gas recirculation
US10267270B2 (en) 2015-02-06 2019-04-23 General Electric Company Systems and methods for carbon black production with a gas turbine engine having exhaust gas recirculation
US10316424B2 (en) 2016-02-23 2019-06-11 Samsung Electronics Co., Ltd. Flexible electrically conductive structure, flexible wiring board, production method thereof, and electronic device includng the same
EP3263840B1 (en) * 2016-06-28 2019-06-19 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Transition part assembly and combustor including the same
KR101986729B1 (ko) 2017-08-22 2019-06-07 두산중공업 주식회사 실 영역 집중냉각을 위한 냉각유로 구조 및 이를 포함하는 가스 터빈용 연소기
DE102017125051A1 (de) * 2017-10-26 2019-05-02 Man Diesel & Turbo Se Strömungsmaschine
KR102051988B1 (ko) 2018-03-28 2019-12-04 두산중공업 주식회사 이중관 라이너 내부 유동가이드를 포함하는 가스 터빈 엔진의 연소기, 및 이를 포함하는 가스터빈
KR102377720B1 (ko) * 2019-04-10 2022-03-23 두산중공업 주식회사 압력 강하가 개선된 라이너 냉각구조 및 이를 포함하는 가스터빈용 연소기
KR102343003B1 (ko) * 2020-07-06 2021-12-23 두산중공업 주식회사 연소기용 덕트 조립체 및 이를 포함하는 가스 터빈
KR102502652B1 (ko) * 2020-10-23 2023-02-21 두산에너빌리티 주식회사 물결 형태 유로를 구비한 배열 충돌제트 냉각구조
US11525401B2 (en) * 2021-01-11 2022-12-13 Honeywell International Inc. Impingement baffle for gas turbine engine

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5523400A (en) * 1978-08-03 1980-02-19 Bbc Brown Boveri & Cie Cooled highhtemperature gas casing for gas turbine
JPH06213002A (ja) * 1992-11-27 1994-08-02 Asea Brown Boveri Ag ガスタービンの燃焼器
JPH07145702A (ja) * 1993-11-22 1995-06-06 Toshiba Corp タービン冷却翼

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1356114A (en) 1970-09-03 1974-06-12 Lage J R Method of and apparatus for heat transfer
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
US5687572A (en) * 1992-11-02 1997-11-18 Alliedsignal Inc. Thin wall combustor with backside impingement cooling
FR2710968B1 (fr) 1993-10-06 1995-11-03 Snecma Chambre de combustion à double paroi.
US5454221A (en) 1994-03-14 1995-10-03 General Electric Company Dilution flow sleeve for reducing emissions in a gas turbine combustor
GB9505067D0 (en) * 1995-03-14 1995-05-03 Europ Gas Turbines Ltd Combustor and operating method for gas or liquid-fuelled turbine
JPH0941991A (ja) 1995-07-31 1997-02-10 Toshiba Corp ガスタービン燃焼器の冷却構造
US5749229A (en) * 1995-10-13 1998-05-12 General Electric Company Thermal spreading combustor liner
US5737915A (en) 1996-02-09 1998-04-14 General Electric Co. Tri-passage diffuser for a gas turbine
US6000908A (en) 1996-11-05 1999-12-14 General Electric Company Cooling for double-wall structures

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5523400A (en) * 1978-08-03 1980-02-19 Bbc Brown Boveri & Cie Cooled highhtemperature gas casing for gas turbine
JPH06213002A (ja) * 1992-11-27 1994-08-02 Asea Brown Boveri Ag ガスタービンの燃焼器
JPH07145702A (ja) * 1993-11-22 1995-06-06 Toshiba Corp タービン冷却翼

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008169837A (ja) * 2007-01-09 2008-07-24 General Electric Co <Ge> 翼形、スリーブ及び燃焼器アセンブリの組立方法
JP2008169840A (ja) * 2007-01-09 2008-07-24 General Electric Co <Ge> シンブル、スリーブ並びに燃焼器アセンブリの冷却法
US8281600B2 (en) 2007-01-09 2012-10-09 General Electric Company Thimble, sleeve, and method for cooling a combustor assembly
US8387396B2 (en) 2007-01-09 2013-03-05 General Electric Company Airfoil, sleeve, and method for assembling a combustor assembly
JP2009222062A (ja) * 2008-03-18 2009-10-01 General Electric Co <Ge> 燃焼ライナ用の断熱ブッシュ
JP2011226481A (ja) * 2010-04-19 2011-11-10 General Electric Co <Ge> トランジションダクト界面における燃焼器ライナ冷却及びその関連する方法
CN105817754A (zh) * 2015-01-04 2016-08-03 上海朝辉压力仪器有限公司 焊接冷却装置
JP2016223447A (ja) * 2015-05-29 2016-12-28 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 物品、構成要素、及び物品の形成方法

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