JP2002339762A - ガスタービンエンジンの作動方法、燃焼器およびガスタービンエンジン - Google Patents

ガスタービンエンジンの作動方法、燃焼器およびガスタービンエンジン

Info

Publication number
JP2002339762A
JP2002339762A JP2002125439A JP2002125439A JP2002339762A JP 2002339762 A JP2002339762 A JP 2002339762A JP 2002125439 A JP2002125439 A JP 2002125439A JP 2002125439 A JP2002125439 A JP 2002125439A JP 2002339762 A JP2002339762 A JP 2002339762A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
combustor
deflector
opening
dome assembly
flared cone
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
JP2002125439A
Other languages
English (en)
Other versions
JP4137502B2 (ja
Inventor
Craig Douglas Young
クレイグ・ダグラス・ヤング
Paul Edward Sabla
ポール・エドワード・サブラ
Steven Clayton Vise
スティーブン・クレイトン・バイス
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 JP2002339762A publication Critical patent/JP2002339762A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP4137502B2 publication Critical patent/JP4137502B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D14/00—Burners for combustion of a gas, e.g. of a gas stored under pressure as a liquid
    • F23D14/46—Details, e.g. noise reduction means
    • F23D14/72—Safety devices, e.g. operative in case of failure of gas supply
    • F23D14/78—Cooling burner parts
    • 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
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • 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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices

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

(57)【要約】 【課題】 費用効果がありかつ信頼できる形で、燃焼器
の耐用寿命を延ばすのを助長する、ガスタービンエンジ
ン（１０）の燃焼器（１６）のための単一部品のデフレ
クタ・フレア状コーン組立体（７５）について説明す
る。 【解決手段】 単一部品の組立体は、デフレクタ部分
（７６）及びフレア状コーン部分（７８）を含む。デフ
レクタ部分は、一体の開口部（３００）を含み、該開口
部は、デフレクタ部分を貫通し、冷却流体を受ける。冷
却開口部は、デフレクタ部分内で周方向に延びる。冷却
開口部から排出された冷却流体は、フレア状コーン部分
の一部を衝突冷却するために使用され、作動温度を低下
させ、かつ燃焼器の耐用寿命を延ばすのを助長する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、一般的にガスター
ビンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエ
ンジン用の燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】燃焼器は、ガスタービンエンジンにおい
て燃料と空気の混合物を燃焼させるために使用される。
公知の燃焼器は、燃焼ゾーンを定める燃焼器ライナに取
り付けられた、少なくとも１つのドームを含む。燃料噴
射器は、ドームと流体連通するように燃焼器に取り付け
られて燃焼ゾーンに燃料を供給する。燃料は、スペクタ
クルプレートすなわちドームプレートに取り付けられた
ドーム組立体を通って燃焼器に入る。
【０００３】ドーム組立体は、ドームプレートに固定さ
れかつフレア状コーンの半径方向内側にある空気スワー
ル生成器を含む。フレア状コーンは空気スワール生成器
から拡開し、半径方向外向きに延びており、空気と燃料
の混合を助長し、その混合気を半径方向外向きに燃焼ゾ
ーン内に拡がらせる。拡開デフレクタが、フレア状コー
ンの周りを周方向に、かつ、フレア状コーンから半径方
向外向きに延びる。デフレクタは、燃焼ゾーン内で生成
される高温の燃焼ガスが、ドームプレートに衝突するの
を防ぐ。
【０００４】作動中、燃焼ゾーンに吐出される燃料は、
空気スワール生成器を通って空気と混合し、フレア状コ
ーン及びデフレクタに沿ってフィルムを形成することに
なる。この燃料混合気は燃焼し、高いガス温度を生じ
る。高い温度に長期間曝されると、フレア状コーンの酸
化物形成速度が増加し、フレア状コーンの溶融又は損傷
に至ることになる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】フレア状コーンの作動
温度を低下させるのを助けるため、少なくとも幾つかの
公知の燃焼器ドーム組立体においては、ドーム組立体の
対流冷却のために、フレア状コーンとデフレクタとの間
で部分的に周方向に延びるギャップを通して冷却空気を
供給する。そのようなドーム組立体は、複雑で多数の部
品からなる組立体であり、製造及び組立てるために多数
のろう付け作業を必要とする。更に、使用中において、
冷却空気が燃焼ガスと混合し、燃焼器のエミッションに
悪影響を及ぼすことになる。
【０００６】多数の部品からなるドーム組立体はまた、
保守目的のために分解するのは複雑であるので、少なく
とも幾つかの他の公知の燃焼ドーム組立体には単一部品
の組立体を含むものがある。これらのドーム組立体は、
燃焼器のエミッションを減少させるのを助長するもので
あるが、このような組立体はドーム組立体に冷却空気を
供給しないので、デフレクタ及びフレア状コーンの耐久
性に悪影響を与えることになる。
【０００７】
【課題を解決するための手段】例示的な実施形態におい
て、ガスタービンエンジンの燃焼器のための単一部品か
らなるデフレクタ・フレア状コーン組立体が、燃焼器の
性能を犠牲にすることなく、費用効果がありかつ信頼で
きる形で該燃焼器の耐用年数を延ばすのを助ける。コー
ン組立体は、一体のデフレクタ部分及びフレア状コーン
部分を含む。デフレクタ部分は一体の開口部を含み、該
開口部は、内部に冷却流体を受けるようにデフレクタ部
分を貫通して周方向に延びている。デフレクタの開口部
はまた、フレア状コーン部分と周方向に流体連通してい
る。
【０００８】作動において、デフレクタ開口部を通って
供給される冷却流体は、フレア状コーンの一部分を衝突
冷却するために使用される。衝突冷却は、フレア状コー
ンの作動温度を低下させるのを助け、それによって、フ
レア状コーンの耐用寿命を延ばすのを助長する。更に、
フレア状コーンの作動温度が低下するので、フレア状コ
ーンにおける酸化物形成速度もまた減少される。更に、
開口部を通って排出される冷却流体はまた、デフレクタ
を周方向にフィルム冷却するためにも使用される。デフ
レクタは、冷却流体と燃焼ガスとの間の混合を減少させ
るのを助長する。その結果、デフレクタ開口部は、燃焼
器の性能を犠牲にすることなく、燃焼器の作動温度を低
下させるのを助け、燃焼器の性能を向上させ、かつ、燃
焼器の耐用寿命を延ばす。
【０００９】
【発明の実施の形態】図１は、ファン組立体１２、高圧
圧縮機１４、及び燃焼器１６を含むガスタービンエンジ
ン１０の概略図である。エンジン１０はまた、高圧ター
ビン１８、低圧タービン２０、及びブースタ２２を含
む。ファン組立体１２は、ロータディスク２６から半径
方向外向きに延びるファンブレード２４の列を含む。エ
ンジン１０は、吸気側２８及び排気側３０を有する。１
つの実施形態において、ガスタービンエンジン１０は、
米国オハイオ州シンシナティのＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅ
ｃｔｒｉｃ Ｃｏｍｐａｎｙから商業的に入手できるＧ
Ｅ９０型エンジンである。
【００１０】作動において、空気はファン組立体１２を
通って流れ、加圧空気が高圧圧縮機１４に供給される。
高度に加圧された空気は、燃焼器１６に送られる。燃焼
器１６からの空気流は、タービン１８及び２０を駆動
し、タービン２０はファン組立体１２を駆動する。
【００１１】図２は、ガスタービンエンジン１０（図１
に示す）において使用される燃焼器１６の断面図であ
る。図３は、図２に示す領域３に沿った燃焼器１６の拡
大図である。燃焼器１６は、環状の外ライナ４０、環状
の内ライナ４２、及び、外ライナ４０と内ライナ４２そ
れぞれの間を延びるドーム状端部４４を含む。外ライナ
４０及び内ライナ４２は、燃焼チャンバ４６を定める。
【００１２】燃焼チャンバ４６は、形状がほぼ環状であ
り、ライナ４０と４２との間に配置される。外ライナ４
０及び内ライナ４２は、燃焼器のドーム状端部４４の下
流側に配置されたタービンノズル５６まで延びる。例示
的な実施形態において、外ライナ４０及び内ライナ４２
の各々は、複数のパネル５８を含み、該パネルは、一連
の段部６０を含み、該段部の各々は、燃焼器のライナ４
０及び４２の区別できる部分を形成する。
【００１３】外ライナ４０及び内ライナ４２の各々は、
それぞれカウル６４及び６６を含む。内側カウル６６及
び外側カウル６４は、パネル５８から上流側にあり、開
口部６８を定める。より具体的には、外及内ライナのパ
ネル５８は直列に連結され、それぞれカウル６６及び６
４から下流側に延びる。
【００１４】例示的な実施形態では、燃焼器のドーム状
端部４４は、単一の環状構成に配置された環状のドーム
組立体７０を含む。別の実施形態においては、燃焼器の
ドーム状端部４４は、二重の環状構成に配置されたドー
ム組立体７０を含む。更に別の実施形態においては、燃
焼器のドーム状端部４４は、三重の環状構成に配置され
たドーム組立体７０を含む。燃焼器のドーム組立体７０
は、燃焼器１６の前端７２に構造的支持を与え、各々の
ドーム組立体７０は、ドームプレートすなわちスペクタ
クルプレート７４、及び、デフレクタ部分７６とフレア
状コーン部分７８とを有する一体のデフレクタ・フレア
状コーン組立体７５を含む。
【００１５】燃焼器１６は、燃料源（図示せず）に連結
されており、燃焼器のドーム状端部４４を貫通する燃料
噴射器８０を介して燃料が供給される。より具体的に
は、燃料噴射器８０はドーム組立体７０を貫通し、燃焼
器の長手方向中心対称軸８２に対してほぼ同心の方向
（図示せず）に燃料を吐出する。燃焼器１６はまた、燃
料噴射器８０の下流側において燃焼器１６内に延びる燃
料点火装置８４を含む。
【００１６】燃焼器１６はまた、長手方向中心対称軸８
２の周りに対称に配置された環状出口コーン９２を有す
る、環状の空気スワール生成器９０を含む。出口コーン
９２は、半径方向外側の面９４と半径方向内向きの流れ
面９６とを含む。環状の空気スワール生成器９０は、半
径方向外側の面１００と半径方向内向きの流れ面１０２
とを含む。出口コーンの流れ面９６及び空気スワール生
成器の流れ面１００は、後部ベンチュリ流路１０４を定
め、該流路は、該流路を通して、下流側へ空気の一部を
導くために使用される。
【００１７】より具体的には、出口コーン９２は、一体
に形成された外向きに延びる半径方向フランジ部分１１
０を含む。出口コーンのフランジ部分１１０は、出口コ
ーンの流れ面９６から延びる上流側面１１２と該上流側
面にほぼ平行で出口コーンの流れ面９６に対してほぼ垂
直な下流側面１１４とを含む。空気スワール生成器９０
は、一体に形成された外向きに延びる半径方向フランジ
部分１１６を含み、該フランジ部分１１６は、上流側面
１１８と該上流側面にほぼ平行で空気スワール生成器の
流れ面１０２から延びる下流側面１２０とを含む。空気
スワール生成器のフランジ部分の面１１８及び１２０
は、出口コーンのフランジ部分の面１１２及び１１４に
ほぼ平行であり、かつ、空気スワール生成器の流れ面１
０２に対してほぼ垂直である。
【００１８】空気スワール生成器９０はまた、周方向に
間隔をおいて配置された複数のスワール生成羽根１３０
を含む。より具体的には、複数の後方スワール生成羽根
１３２が、後方ベンチュリ流路１０４内で出口コーンの
フランジ部分１１０に摺動可能に結合されている。複数
の前方スワール生成羽根１３４が、前方ベンチュリ流路
１３６内で空気スワール生成器のフランジ部分１１６に
摺動可能に結合されている。前方ベンチュリ流路１３６
は、空気スワール生成器のフランジ部分１１６と環状の
支持プレート１４０の下流側１３８との間に形成されて
いる。前方ベンチュリ流路１３６は、後方ベンチュリ流
路１０４に対しほぼ平行であり、長手方向中心対称軸８
２に向かって半径方向内向きに延びる。
【００１９】空気スワール生成器のフランジ部分の面１
１８及び１２０は、ほぼ平坦であり、また、空気スワー
ル生成器の流れ面１０２はほぼ凸状であり、前方ベンチ
ュリ１３６を形成している。前方ベンチュリ１３６は、
最小流れ面積を定める前方のど部１５０を有する。前方
ベンチュリ１３６は、後方ベンチュリ流路１０４から半
径方向内方にあり、空気スワール生成器９０によって後
方ベンチェリ流路１０４から分離される。
【００２０】支持プレート１４０は、燃焼器の長手方向
中心対称軸８２に対して同心に配置されており、上流側
１５２が管状のフェルール１５４に連結されている。燃
料噴射器８０は、温度差に基づく軸方向及び半径方向の
運動を補償するようにフェルール１５４内に摺動可能に
配置される。
【００２１】ウィッシュボーン継手１６０が、出口コー
ン９２の後端部１６２において該出口コーン９２内に一
体に形成される。より具体的には、ウィッシュボーン継
手１６０は、半径方向内側アーム１６４と、半径方向外
側アーム１６６と、その間に定められる取付スロット１
６８とを含む。半径方向内側アーム１６４は、流れ面９
６とスロット１６８との間を延びる。半径方向外側アー
ム１６６は、内側アーム１６４に対してほぼ平行であ
り、スロット１６８と出口コーンの下流側面１１４との
間を延びる。取付スロット１６８は幅１７０を有し、出
口コーンの流れ面９６にほぼ平行である。更に、スロッ
ト１６８は、出口コーンの後端部１６２から測定される
深さ１７２だけ、出口コーン９２内に延びる。
【００２２】デフレクタ・フレア状コーン組立体７５
は、空気スワール生成器９０に連結される。より具体的
には、フレア状コーン部分７８は出口コーン９２に連結
され、該出口コーン９２から下流側に延びる。より具体
的には、フレア状コーン部分７８は、半径方向内側の流
れ面１８２と半径方向外側の面１８４とを含む。フレア
状コーン部分７８が出口コーン９２に連結された状態で
は、半径方向内側流れ面１８２は、出口コーンの流れ面
９６に対しほぼ同一平面上になる。より具体的には、フ
レア状コーンの内側流れ面１８２は拡開状であり、出口
コーン９２に隣接する停止面１８５から肘部１８６まで
延びる。フレア状コーンの内側流れ面１８２は、肘部１
８６からフレア状コーン部分７８の後端１８８まで半径
方向外向きに延びる。
【００２３】フレア状コーンの外側の面１８４は、フレ
ア状コーン部分７８の前縁１９０と肘部１８６との間で
フレア状コーンの内側の面１８２に対しほぼ平行であ
る。フレア状コーンの外側の面１８４は拡開状であり、
肘部１８６から半径方向外向きに延びており、該外側の
面１８４は、該肘部１８６とフレア状コーンの後端１８
８との間でフレア状コーンの内側の面１８２にほぼ平行
である。位置合わせ用突起１９２が、肘部１８６とフレ
ア状コーンの後縁１８８との間でフレア状コーンの外側
の面１８４から半径方向外向きに延びる。位置合わせ用
突起１９２は、燃焼器の長手方向中心対称軸８２に対し
てほぼ垂直な前縁１９４と、突起１９２の頂点１９８か
ら下流側に延びる後縁１９６とを含む。
【００２４】取付突起２００が、フレア状コーンの停止
面１８５から軸方向上流側に距離２０２だけ延びる。突
起２００は、停止面１８５と突起２００の交差部で作ら
れる肩部２０６と、フレア状コーンの外側の面１８４か
ら測定される幅２０４を有する。突起の距離２０２及び
幅２０４の各々は、出口コーンのスロットの深さ１７２
及び幅１７０よりそれぞれ小さい。従って、フレア状コ
ーン部分７８が出口コーン９２に連結された状態では、
フレア状コーンの取付突起２００は、出口コーンのスロ
ット１６８内に延びる。より具体的には、フレア状コー
ンの取付突起２００は出口コーンのスロット１６８内に
延びており、出口コーンの後端部１６２はフレア状コー
ンの停止面１８５に接触し、フレア状コーンの前縁１９
０を、出口コーンのスロット１６８の底面２０９からの
距離２０８の位置に維持する。従って、キャビティ２１
０が、フレア状コーンの取付突起２００と出口コーン９
２との間に形成される。
【００２５】燃焼器のドームプレート７４が、ドーム組
立体７０を燃焼器１６内の所定の位置に固定する。より
具体的には、燃焼器のドームプレート７４は、外側支持
プレート２２０及び内側支持プレート２２２を含む。プ
レート２２０及び２２２は、パネル５８から上流側にあ
る燃焼器カウル６４及び６６それぞれに連結され、燃焼
器のドーム組立体７０を燃焼器１６内に固定する。より
具体的には、プレート２２０及び２２２は、プレート２
２０及び２２２とフレア状コーン部分７８との間に連結
された環状のデフレクタ部分７６に取り付けられる。
【００２６】デフレクタ部分７６は、燃焼器１６内で生
成される高温燃焼ガスが、燃焼器のドームプレート７４
に当るのを防いでおり、フランジ部分２３０、弧状部分
２３２、及びそれらの間を延びる本体２３４を含む。フ
ランジ部分２３０は、デフレクタ本体２３４から軸方向
上流側にデフレクタの前縁２４６まで延び、燃焼器の長
手方向中心対称軸８２にほぼ平行である。より具体的に
は、フランジ部分の前縁２４６は、フレア状コーンの前
縁１９４より上流側にある。
【００２７】デフレクタの弧状部分２３２は、本体２３
４から半径方向外向きかつ下流方向にデフレクタの後縁
２４２まで延びる。より具体的には、弧状部分２３２
は、フレア状コーンの肘部１８６から下流側に延びるフ
レア状コーン部分７８の方向とほぼ平行の方向に、デフ
レクタ本体２３４から延びる。更に、デフレクタの弧状
部分の後縁２４２は、フレア状コーンの後縁１９６より
下流側にある。
【００２８】デフレクタの本体２３４は、デフレクタ本
体２３４の前面２４８からデフレクタ本体２３４の後面
２５０まで延びる、ほぼ平坦な内面２４６を有する。デ
フレクタ本体の面２４６と２５０との間に形成されるコ
ーナ部２５２は丸くされており、後面２５０は、コーナ
部２５２とデフレクタ本体２３４から半径方向外向きに
延びる後方取付突起２６０との間を延びる。デフレクタ
の後方突起２６０の下流側面は、フレア状コーンの位置
合わせ用突起の前縁１９４に取り付けられており、デフ
レクタ本体の内面２４６は、フレア状コーンの前縁１９
０とフレア状コーンの肘部１８６との間においてフレア
状コーンの外側の面１８４に隣接する。
【００２９】デフレクタ部分７６はまた、半径方向外側
の面２７０及び半径方向内側の面２７２を含む。半径方
向外側の面２７０及び半径方向内側の面２７２は、デフ
レクタの前縁２４６から、デフレクタ本体２３４を通っ
てデフレクタの後縁２４２まで延びる。テープスロット
２７４は、デフレクタの外側の面２７０からデフレクタ
本体２３４内に深さ２７６だけ半径方向に延び、また、
スロット２７４のそれぞれ前縁２８２と後縁２８４との
間で測定された幅２８０だけ軸方向に延びる。
【００３０】開口部３００は、デフレクタ本体２３４を
軸方向に貫通する。より具体的には、開口部３００は、
デフレクタ本体の前面２４８の入口３０２から、デフレ
クタの後面２５０の出口３０４まで延びる。開口部入口
３０２は、開口部出口３０４に対して半径方向内側にあ
り、開口部３００が、該開口部を通して冷却流体を低い
圧力で排出することを助ける。１つの実施形態において
は、冷却流体は圧縮機空気である。
【００３１】開口部３００は、燃焼器の長手方向中心対
称軸８２周りにデフレクタ本体２３４内をほぼ周方向に
延び、デフレクタ部分７６を、半径方向外側部分と半径
方向内側部分すなわちリガメント部分とに分離する。冷
却流体が開口部３００を通して供給されるので、デフレ
クタのリガメント部分は熱的に遮断される。
【００３２】燃焼器１６の組立てにおいて、ろう付け用
テープがデフレクタのテープスロット内に予め装填さ
れ、ろう付け用ロープが空気スワール生成器の出口コー
ンのウィッシュボーン継手スロット１６８内に予め装填
される。そして、デフレクタ・フレア状コーン組立体７
５が燃焼器のドームプレート２２０にスタック溶接さ
れ、燃焼器のドームプレート２２０と組立体７５を、ろ
う付け中に適切な軸方向及び周方向位置に保持する。従
って、ろう付け用テープとロープが予め装填されている
ので、単一のろう付け作業により、デフレクタ・フレア
状コーン組立体７５を、空気スワール生成器のフレア状
コーン７８及び燃焼器のドームプレート２２０に結合す
ることができる。
【００３３】更に、デフレクタ・フレア状コーン組立体
７５が単一部品の組立体であるので、デフレクタ・フレ
ア状コーン組立体７５は、ろう付けの目視検査を行うこ
とを容易にする。より具体的には、デフレクタ・フレア
状コーン組立体７５と燃焼器のドームプレート２２０と
の間に形成されたろう付け接合部３１０を、該接合部３
１０の前方側から検査することができる。更に、フレア
状コーンのウィッシュボーン継手の内側アーム１６４
は、複数のノッチ３１２を含み、該ノッチにより、デフ
レクタ・フレア状コーン組立体７５と空気スワール生成
器の出口コーン９２との間に形成されるろう付け接合部
３１４を検査することが可能になる。その結果、修理が
必要な場合には、１つの直径位置を機械加工することに
より、他の部品に損傷を与えるというリスクなしで、空
気スワール生成器９０をデフレクタ・フレア状コーン組
立体７５から外すことができる。
【００３４】作動においては、前方スワール生成羽根１
３４は、第１の方向に空気を旋回させ、後方スワール生
成羽根１３２は、第１の方向と反対の第２の方向に空気
を旋回させる。燃料噴射器８０から吐出された燃料は、
空気スワール生成器の前方ベンチュリ１３６内に噴射さ
れ、前方スワール生成羽根１３４によって旋回された空
気と混合される。この燃料及び空気の最初の混合気は、
前方ベンチュリ１３６から後方に吐出され、後方スワー
ル生成羽根１３２を通って旋回された空気と混合され
る。この燃料／空気混合気は、前方生成羽根１３４と後
方スワール生成羽根１３２それぞれによる遠心効果のた
め、半径方向外向きに広がり、比較的広い吐出噴霧角度
で、フレア状コーンの流れ面１８２とデフレクタ弧状部
分の流れ面２７２に沿って流れる。
【００３５】冷却流体は、デフレクタの開口部３００を
通ってデフレクタ・フレア状コーン組立体７５に供給さ
れる。開口部３００は、連続する冷却流体の流れが、フ
レア状コーンの部分７８を衝突冷却するために低い圧力
で排出するのを可能にする。この低い圧力は、フレア状
コーン部分７８の衝突冷却にとって、改良された冷却及
び逆流マージンを助長する。更に、冷却流体は、対流熱
伝導を高め、フレア状コーン部分７８の作動温度を減少
させるのを助ける。作動温度を減少させることは、フレ
ア状コーン部分７８の耐用年数を延ばすことに寄与し、
一方、フレア状コーン部分７８の酸化物形成速度を減少
させる。
【００３６】更に、冷却流体がデフレクタ部分７６を通
って排出されるので、デフレクタのリガメント部分３０
４は熱的に遮断され、空気スワール生成器９０が、燃焼
器のドームプレート７４ではなく、デフレクタ・フレア
状コーン組立体７５に遠隔的に連結されるのを可能にす
る。
【００３７】更に、冷却空気が開口部３００を通して排
出されるので、デフレクタの弧状部分２３２は、フィル
ム冷却される。より具体的には、開口部３００は、デフ
レクタ弧状部分の内側の面２７２にフィルム冷却を与え
る。開口部３００はデフレクタ部分７６内で周方向に延
びるため、フィルム冷却は、デフレクタの内側の面２７
２に沿って、フレア状コーン部分７８の周りを周方向に
向けられる。更に、開口部３００が均一な冷却流を可能
にするので、デフレクタ・フレア状コーン組立体７５
は、冷却流体の燃焼空気との混合を減少させながら、フ
ィルム冷却を最適化することを助け、よって、燃焼器の
エミッションに対するフレア冷却の悪影響を減少させる
のを助ける。
【００３８】上述したガスタービンエンジン用の燃焼器
システムは、費用効果があり、信頼性がある。この燃焼
器システムは、一体の冷却開口部を有する単一部品のデ
ィフレクタ・フレア状コーン組立体を含む。開口部を通
して供給される冷却流体は、ディフレクタ・フレア状コ
ーン組立体のフレア状コーン部分の衝突冷却、及びディ
フレクタ・フレア状コーン組立体のデフレクタ部分のフ
ィルム冷却を与える。更に、開口部はディフレクタ部分
内を周方向に延びるため、デフレクタ・フレア状コーン
組立体の作動温度を減少させるのを助長する冷却流体の
均一な流れが周方向に供給される。その結果、デフレク
タ・フレア状コーン組立体は、信頼性がありかつ費用効
果のある形で、燃焼器の耐用年数を延ばすのを助長す
る。
【００３９】本発明を、種々の特定の実施形態に関して
説明してきたが、当業者には、本発明を特許請求の範囲
の技術思想及び技術的範囲内の変更を加えて実施できる
ことが明らかであろう。なお、特許請求の範囲に記載さ
れた符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術
的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】 ガスタービンエンジンの概略図。
【図２】 図１に示すガスタービンエンジンに使用され
る燃焼器の断面図。
【図３】 領域３に沿った図２に示す燃焼器の拡大図。
【符号の説明】 １６ 燃焼器 ４０ 外ライナ ４２ 内ライナ ４６ 燃焼チャンバ ６４、６６ カウル ７０ ドーム組立体 ７４ ドームプレート ７５ デフレクタ・フレア状コーン組立体 ７６ デフレクタ部分 ７８ フレア状コーン部分 ８０ 燃料噴射器 ８２ 長手方向中心対称軸 ９０ 空気スワール生成器 ３００ 開口部
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ポール・エドワード・サブラ アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ ィ、テンプルトン・ドライブ、11258番 (72)発明者 スティーブン・クレイトン・バイス アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ ィ、メイフェアー・ストリート、8425番

Claims (19)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 燃焼チャンバ（４６）と、一体の開口部
    （３００）を備える単一部品のドーム組立体（７０）で
    周方向に取り囲まれた環状の空気スワール生成器（９
    ０）とを含む燃焼器（１６）を備えるガスタービンエン
    ジン（１０）を作動させる方法であって、 前記燃焼器の空気スワール生成器を通して燃料を前記燃
    焼チャンバに供給する段階と、 前記ドーム組立体の少なくとも一部分を衝突冷却するた
    めに、前記燃焼器のドーム組立体の開口部を通して加圧
    空気流を向ける段階と、を含むことを特徴とする方法。
  2. 【請求項２】 前記燃焼器のドーム組立体（７０）は、
    一体のフレア状コーン（７８）とデフレクタ（７６）と
    を含み、加圧空気流を向ける前記段階は、前記フレア状
    コーンを衝突冷却する段階を更に含むことを特徴とす
    る、請求項１に記載の方法。
  3. 【請求項３】 前記燃焼器のドーム組立体のフレア状コ
    ーン（７８）は前記燃焼器の空気スワール生成器（９
    ０）の半径方向外側に位置し、前記燃焼器のデフレクタ
    （７６）は、該デフレクタが前記フレア状コーンの半径
    方向外側に位置するように前記フレア状コーンに結合さ
    れており、加圧空気流を向ける前記段階は、前記フレア
    状コーンを衝突冷却するために前記デフレクタを通して
    加圧空気を向ける段階を更に含むことを特徴とする、請
    求項２に記載の方法。
  4. 【請求項４】 前記一体の開口部（３００）は前記デフ
    レクタ（７６）内で前記フレア状コーン（７８）の周り
    に周方向に延びており、加圧空気流を向ける前記段階
    は、前記フレア状コーンが周方向に衝突冷却されるよう
    に前記デフレクタの開口部を通して加圧空気流を向ける
    段階を更に含むことを特徴とする、請求項３に記載の方
    法。
  5. 【請求項５】 加圧空気流を向ける前記段階は、前記ド
    ーム組立体のフレア状コーン（７８）の作動温度を低下
    させて前記燃焼器（１６）の耐用寿命を延ばすのを助長
    する段階を更に含むことを特徴とする、請求項２に記載
    の方法。
  6. 【請求項６】 前記フレア状コーン（７８）を衝突冷却
    する段階は、該フレア状コーンを衝突冷却して前記燃焼
    器のドーム組立体（７０）内の酸化物形成速度を減少さ
    せるのを助長する段階を更に含むことを特徴とする、請
    求項２に記載の方法。
  7. 【請求項７】 ガスタービンエンジン（１０）用の燃焼
    器（１６）であって、 空気スワール生成器（９０）と、 該空気スワール生成器の周りに周方向に設けられたドー
    ム組立体（７０）と、を備え、 該ドーム組立体は、該ドーム組立体の少なくとも一部分
    を衝突冷却するために冷却流体を受けるように構成され
    た一体の開口部（３００）を含む、ことを特徴とする燃
    焼器（１６）。
  8. 【請求項８】 前記ドーム組立体（７０）は、一体のフ
    レア状コーン（７８）とデフレクタ（７６）とを更に備
    え、前記フレア状コーンが前記開口部（３００）と流体
    連通していることを特徴とする、請求項７に記載の燃焼
    器（１６）。
  9. 【請求項９】 前記開口部（３００）は、前記デフレク
    タ（７６）内に定められることを特徴とする、請求項８
    に記載の燃焼器（１６）。
  10. 【請求項１０】 前記開口部（３００）は、前記空気ス
    ワール生成器（９０）の周りに周方向に延びており、前
    記開口部は更に、前記フレア状コーンを衝突冷却するた
    めに前記空気スワール生成器の周りに周方向に冷却流体
    を排出するように構成されていることを特徴とする、請
    求項７に記載の燃焼器（１６）。
  11. 【請求項１１】 更に、前記開口部（３００）は、前記
    燃焼器（１６）の耐用寿命を延ばすのを助長するように
    構成されていることを特徴とする、請求項７に記載の燃
    焼器（１６）。
  12. 【請求項１２】 更に、前記開口部（３００）は、前記
    ドーム組立体のフレア状コーン（７８）内の酸化物形成
    速度を減少させるのを助長するように構成されているこ
    とを特徴とする、請求項７に記載の燃焼器（１６）。
  13. 【請求項１３】 環状の空気スワール生成器（９０）及
    び環状のドーム組立体（７０）を含む燃焼器（１６）を
    備えるガスタービンエンジン（１０）であって、前記環
    状のドーム組立体は前記空気スワール生成器の半径方向
    外側でそれと同心に位置合わせされており、また該空気
    スワール生成器は、前記燃焼器のドーム組立体の少なく
    とも一部分を衝突冷却するために加圧空気を受けるよう
    に構成された一体の開口部（３００）を備えることを特
    徴とするガスタービンエンジン（１０）。
  14. 【請求項１４】 前記燃焼器のドーム組立体（７０）
    は、一体のフレア状コーン（７８）とデフレクタ（７
    ６）とを更に備え、該フレア状コーン及び該デフレクタ
    の少なくとも１つが、前記開口部（３００）を定めるこ
    とを特徴とする、請求項１３に記載のガスタービンエン
    ジン（１０）。
  15. 【請求項１５】 前記燃焼器のフレア状コーン（７８）
    が前記燃焼器のドーム組立体の開口部（３００）と流体
    連通していることを特徴とする、請求項１４に記載のガ
    スタービンエンジン（１０）。
  16. 【請求項１６】 前記燃焼器のドーム組立体の開口部
    （３００）は、前記フレア状コーン（７８）より半径方
    向外側にあることを特徴とする、請求項１４に記載のガ
    スタービンエンジン（１０）。
  17. 【請求項１７】 更に、前記燃焼器のドーム組立体の開
    口部（３００）は、前記燃焼器のドーム組立体を衝突冷
    却するためにその周りに周方向に加圧空気を排出するよ
    うに構成されていることを特徴とする、請求項１３に記
    載のガスタービンエンジン（１０）。
  18. 【請求項１８】 更に、前記燃焼器のドーム組立体の開
    口部（３００）は、入口（３０２）と出口（３０４）を
    備え、前記開口部の出口は前記入口に対して半径方向外
    側にあることを特徴とする、請求項１３に記載のガスタ
    ービンエンジン（１０）。
  19. 【請求項１９】 更に、前記燃焼器のドーム組立体の開
    口部（３００）は、加圧空気を排出して前記燃焼器のド
    ーム組立体（７０）内の酸化物形成速度を減少させるの
    を助長するように構成されていることを特徴とする、請
    求項１３に記載のガスタービンエンジン（１０）。
JP2002125439A 2001-04-27 2002-04-26 ガスタービンエンジンの作動方法、燃焼器およびガスタービンエンジン Expired - Fee Related JP4137502B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/844411 2001-04-27
US09/844,411 US6530227B1 (en) 2001-04-27 2001-04-27 Methods and apparatus for cooling gas turbine engine combustors

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2002339762A true JP2002339762A (ja) 2002-11-27
JP4137502B2 JP4137502B2 (ja) 2008-08-20

Family

ID=25292656

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2002125439A Expired - Fee Related JP4137502B2 (ja) 2001-04-27 2002-04-26 ガスタービンエンジンの作動方法、燃焼器およびガスタービンエンジン

Country Status (6)

Country Link
US (1) US6530227B1 (ja)
EP (1) EP1258681B1 (ja)
JP (1) JP4137502B2 (ja)
BR (1) BR0201430B1 (ja)
CA (1) CA2383463C (ja)
DE (1) DE60218565T2 (ja)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005077089A (ja) * 2003-08-28 2005-03-24 General Electric Co <Ge> 燃焼ダイナミックスを低減するための燃焼ライナキャップ組立体
JP2007155322A (ja) * 2005-12-05 2007-06-21 Snecma 燃料混合気の噴射装置と、このような装置を備えた燃焼室およびタービンエンジン
JP2007211774A (ja) * 2006-02-09 2007-08-23 Snecma 多穿孔の穴が設けられた燃焼チャンバの横断壁
JP2007271257A (ja) * 2006-03-30 2007-10-18 Snecma 空気と燃料の混合物を噴射する装置、両方ともそのような装置を装備した燃焼チャンバおよびターボ機械
JP2008008611A (ja) * 2006-06-29 2008-01-17 Snecma ターボ機械の燃焼室のためのツイスト−ロック式の結合を備える構造
JP2008151498A (ja) * 2006-12-19 2008-07-03 Snecma 燃焼室の端壁のためのデフレクタ、デフレクタを有する燃焼室、およびそれらを備えるタービンエンジン

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1312865A1 (de) * 2001-11-15 2003-05-21 Siemens Aktiengesellschaft Ringbrennkammer für eine Gasturbine
US6655027B2 (en) * 2002-01-15 2003-12-02 General Electric Company Methods for assembling gas turbine engine combustors
US7007480B2 (en) * 2003-04-09 2006-03-07 Honeywell International, Inc. Multi-axial pivoting combustor liner in gas turbine engine
US20070095071A1 (en) * 2003-09-29 2007-05-03 Kastrup David A Apparatus for assembling gas turbine engine combustors
US7013649B2 (en) * 2004-05-25 2006-03-21 General Electric Company Gas turbine engine combustor mixer
FR2903169B1 (fr) * 2006-06-29 2011-11-11 Snecma Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
FR2903172B1 (fr) * 2006-06-29 2008-10-17 Snecma Sa Agencement pour chambre de combustion de turbomachine ayant un defecteur a collerette
US8205426B2 (en) * 2006-07-31 2012-06-26 General Electric Company Method and apparatus for operating gas turbine engines
US7654091B2 (en) * 2006-08-30 2010-02-02 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine combustors
DE102007050276A1 (de) * 2007-10-18 2009-04-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Magervormischbrenner für ein Gasturbinentriebwerk
US20100242484A1 (en) * 2009-03-31 2010-09-30 Baha Mahmoud Suleiman Apparatus and method for cooling gas turbine engine combustors
US9127842B2 (en) * 2009-05-27 2015-09-08 Siemens Aktiengesellschaft Burner, operating method and assembly method
JP5924618B2 (ja) * 2012-06-07 2016-05-25 川崎重工業株式会社 燃料噴射装置
US9021812B2 (en) 2012-07-27 2015-05-05 Honeywell International Inc. Combustor dome and heat-shield assembly
US10077714B2 (en) * 2015-11-06 2018-09-18 Rolls-Royce Plc Repairable fuel injector
US10690347B2 (en) * 2017-02-01 2020-06-23 General Electric Company CMC combustor deflector
US10801726B2 (en) * 2017-09-21 2020-10-13 General Electric Company Combustor mixer purge cooling structure
FR3082284B1 (fr) * 2018-06-07 2020-12-11 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion pour une turbomachine
US11280492B2 (en) 2018-08-23 2022-03-22 General Electric Company Combustor assembly for a turbo machine

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2699648A (en) * 1950-10-03 1955-01-18 Gen Electric Combustor sectional liner structure with annular inlet nozzles
US4162611A (en) * 1976-07-07 1979-07-31 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation Combustion chamber for turbo engines
FR2585770B1 (fr) * 1985-08-02 1989-07-13 Snecma Dispositif d'injection a bol elargi pour chambre de combustion de turbomachine
US4870818A (en) * 1986-04-18 1989-10-03 United Technologies Corporation Fuel nozzle guide structure and retainer for a gas turbine engine
US4686823A (en) * 1986-04-28 1987-08-18 United Technologies Corporation Sliding joint for an annular combustor
US4934145A (en) * 1988-10-12 1990-06-19 United Technologies Corporation Combustor bulkhead heat shield assembly
CA2056592A1 (en) 1990-12-21 1992-06-22 Phillip D. Napoli Multi-hole film cooled combustor liner with slotted film starter
US5142871A (en) * 1991-01-22 1992-09-01 General Electric Company Combustor dome plate support having uniform thickness arcuate apex with circumferentially spaced coolant apertures
CA2070518C (en) 1991-07-01 2001-10-02 Adrian Mark Ablett Combustor dome assembly
US5154060A (en) 1991-08-12 1992-10-13 General Electric Company Stiffened double dome combustor
JP2597800B2 (ja) * 1992-06-12 1997-04-09 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ガスタービンエンジン用燃焼器
US5323604A (en) 1992-11-16 1994-06-28 General Electric Company Triple annular combustor for gas turbine engine
DE19508111A1 (de) * 1995-03-08 1996-09-12 Bmw Rolls Royce Gmbh Hitzeschild-Anordnung für eine Gasturbinen-Brennkammer
FR2751731B1 (fr) * 1996-07-25 1998-09-04 Snecma Ensemble bol-deflecteur pour chambre de combustion de turbomachine
US6212870B1 (en) * 1998-09-22 2001-04-10 General Electric Company Self fixturing combustor dome assembly
US6442940B1 (en) * 2001-04-27 2002-09-03 General Electric Company Gas-turbine air-swirler attached to dome and combustor in single brazing operation

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005077089A (ja) * 2003-08-28 2005-03-24 General Electric Co <Ge> 燃焼ダイナミックスを低減するための燃焼ライナキャップ組立体
JP4713110B2 (ja) * 2003-08-28 2011-06-29 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 燃焼ダイナミックスを低減するための燃焼ライナキャップ組立体
JP2007155322A (ja) * 2005-12-05 2007-06-21 Snecma 燃料混合気の噴射装置と、このような装置を備えた燃焼室およびタービンエンジン
JP2007211774A (ja) * 2006-02-09 2007-08-23 Snecma 多穿孔の穴が設けられた燃焼チャンバの横断壁
JP2007271257A (ja) * 2006-03-30 2007-10-18 Snecma 空気と燃料の混合物を噴射する装置、両方ともそのような装置を装備した燃焼チャンバおよびターボ機械
JP2008008611A (ja) * 2006-06-29 2008-01-17 Snecma ターボ機械の燃焼室のためのツイスト−ロック式の結合を備える構造
JP2008151498A (ja) * 2006-12-19 2008-07-03 Snecma 燃焼室の端壁のためのデフレクタ、デフレクタを有する燃焼室、およびそれらを備えるタービンエンジン

Also Published As

Publication number Publication date
CA2383463A1 (en) 2002-10-27
BR0201430A (pt) 2003-06-10
EP1258681B1 (en) 2007-03-07
DE60218565D1 (de) 2007-04-19
EP1258681A2 (en) 2002-11-20
EP1258681A3 (en) 2003-04-09
CA2383463C (en) 2009-02-03
JP4137502B2 (ja) 2008-08-20
BR0201430B1 (pt) 2011-04-05
US6530227B1 (en) 2003-03-11
DE60218565T2 (de) 2007-11-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4137500B2 (ja) 燃焼器、ガスタービンエンジンおよびエンジンの作動方法
JP4201524B2 (ja) 燃焼器、ガスタービンエンジンおよび燃焼器の組立方法
JP4137502B2 (ja) ガスタービンエンジンの作動方法、燃焼器およびガスタービンエンジン
US6546733B2 (en) Methods and systems for cooling gas turbine engine combustors
JP4128393B2 (ja) ガスタービンエンジンの点火器チューブを冷却するための方法、ガスタービンエンジン及びガスタービンエンジン用の燃焼器
JP6659344B2 (ja) 燃焼器内で冷却空気を利用するシステム及び方法
JP4993365B2 (ja) ガスタービンエンジン燃焼器を冷却するための装置
US8205336B2 (en) Method for manufacturing a combustor heat shield
EP1106787B1 (en) Turbine nozzle segment band cooling
JP6176723B2 (ja) 燃焼器キャップアセンブリ
JP5002121B2 (ja) ガスタービンエンジンの燃焼器を冷却するための方法及び装置
US20100095679A1 (en) Dual wall structure for use in a combustor of a gas turbine engine
JP2009085222A (ja) タービュレータ付き後端ライナアセンブリ及びその冷却方法
KR100571902B1 (ko) 가스터빈엔진의연소실용스월러및그성형방법
JPH08509058A (ja) 低い先端温度を有するインジェクター
JP4520751B2 (ja) 燃焼器ドーム組立体の一部を交換する方法
US20100236248A1 (en) Combustion Liner with Mixing Hole Stub
JP2004514873A (ja) 燃焼器およびタービンの連続デュアル冷却
JP2017516007A (ja) ガスタービン燃焼器の固有振動数を変化させる予混合器アセンブリ及び機構

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20050125

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20070918

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20071217

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20080507

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20080604

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110613

Year of fee payment: 3

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120613

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120613

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130613

Year of fee payment: 5

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees