JP2006524791A - 騒音抑制燃焼器 - Google Patents
騒音抑制燃焼器 Download PDFInfo
- Publication number
- JP2006524791A JP2006524791A JP2006504109A JP2006504109A JP2006524791A JP 2006524791 A JP2006524791 A JP 2006524791A JP 2006504109 A JP2006504109 A JP 2006504109A JP 2006504109 A JP2006504109 A JP 2006504109A JP 2006524791 A JP2006524791 A JP 2006524791A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- holes
- combustor
- outflow
- wall
- impingement
- 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.)
- Pending
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/54—Reverse-flow combustion chambers
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F23M20/00—Details of combustion chambers, not otherwise provided for, e.g. means for storing heat from flames
- F23M20/005—Noise absorbing means
-
- 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
- F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes
-
- 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
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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
燃焼器は、所定の間隔距離だけ離間した内壁および外壁を含むとともに、その間に空洞を画定する。外壁は、圧縮機と空洞との間の流体連通を許容する少なくとも1個の衝突孔を中に有する。内壁は、空洞と燃焼ゾーンとの間の流体流通を許容する複数の流出孔を中に画定し、流出孔の各々は、衝突孔の断面積よりも小さな断面積を画定する。流出孔は、衝突孔に対して所定の幾何学的配置を有するグループで設けられて、約2:1と約4:1の間である流出孔の衝突孔に対する数の比を画定する。これにより燃焼器は、燃焼器を通過する約1600Hz未満の可聴周波数の減衰を行う。
Description
本発明は一般に、ガスタービンエンジンに関し、特に騒音レベルを抑制するガスタービン燃焼室に関する。
ガスタービンエンジンにより発生する騒音は、主として、ある条件下で燃焼室およびその周囲に発生する圧力と音響振動とにより引き起こされる。ガスタービンエンジンにより発生する騒音レベル全体を抑制するために、多くの改良が行われた。しかし、このようなガスタービンエンジンにより引き起こされる遠距離騒音レベルが抑制されるように、このような動力装置の燃焼室により発生される騒音の抑制を可能にしたものはほとんどない。音響振動の励振を完全に防止するか少なくともかなり抑制するのに十分なほど高温燃焼ガスの流れに影響を与える流体による機械的手段を設けることにより、このような振動を減衰させることができる。騒音レベルに影響する不要な振動を除去するための減衰要素として、ヘルムホルツ共鳴器も採用されている。
米国特許第6,351,947号において、ケラー(Keller)らは、広い周波数範囲にわたって、特に2kHzと6kHzの間で騒音吸収を行うように設計される一方で、同時に燃焼室壁の冷却を行うガスタービンエンジンの燃焼室を開示している。噴射口領域に近接した燃焼室壁の上流部分は、相互に平行に配置された少なくとも2枚の穿孔プレートと、騒音を吸収するように作用する追加手段とを含む。穿孔プレートの間の距離と中の開口部の幾何学的寸法とは、相互接続された複数のヘルムホルツ共鳴器が形成されるように選択される。少なくとも一つの好適な実施例では、燃焼室壁の少なくとも一部が3枚の平行な穿孔プレートを含む。ケラー(Keller)らの配置は騒音抑制を可能にし、より複雑なヘルムホルツ共鳴器を有するすでに周知の解決法よりも複雑でないが、それにもかかわらず、特に比較的低い周波数範囲において、騒音抑制の改良を可能にするように単純化および最適化が可能である。
公開米国特許出願第US2001/0004835号には、複数の衝突穴を含む外壁と、複数の流出穴を有する内壁とを有するガスタービン燃焼室壁が教示されている。衝突穴は、燃焼室の周囲からの圧縮空気を通過させて内壁に衝突させることができる。次に2枚の壁の間の空洞の空気は、燃焼室へ流出する。流出穴の数は衝突穴の数よりかなり多く、また流出穴は、より大きな衝突穴の周囲に固有のパターンで設けられた7個のグループに配置されることが望ましい。流出穴および関連の衝突穴の特定の配置によって冷却作用が向上する。この公開出願は、燃焼器により発生する騒音レベルを抑制するための同様の、または変形された燃焼室壁構成の使用を教示も示唆もしていない。さらに、騒音を抑制するためのこのような燃焼室の使用は明白に教示されていないが、この公開出願に開示されているような衝突および流出穴の特定構造、用途、および相対的配置は、約4500ヘルツ(Hz)と6500ヘルツ(Hz)の間の比較的高い周波数範囲の振動だけに、任意の可能な騒音抑制を制限するであろう。
特に環境制御システムのための圧縮空気と、整備中の航空機の電気系統のための電力とを提供するため、補助動力装置(Auxiliary Power Unit)(APU)としてガスタービンを使用することはよく周知である。このようなAPUは、航空機の胴体内、たいていは例えば大型民間機の尾部の中に取り付けられるのが一般的である。その結果としてAPUは、機体の外側に取り付けられる推進ガスタービンエンジンよりも厳しい騒音要件を厳守しなければならない。
そのため、すべてのガスタービンエンジンにより発生される騒音レベル、特に遠距離騒音レベルをさらに抑制する必要性がある。この必要性は、APUの用途で採用されるガスタービンエンジンに特に関連する。その結果、燃焼器により発生される騒音レベル、特に遠距離騒音放出の原因である比較的低い周波数範囲の騒音レベルを抑制しながら、それにもかかわらず充分な燃焼器壁の冷却を維持するために現在使用されている燃焼室をさらに最適化することが望ましいであろう。
本発明の目的は、騒音抑制を可能にするガスタービンエンジン燃焼器を提供することである。
本発明の別の目的は、低周波数騒音抑制を行う燃焼室二重壁配置を提供することである。
そのため、本発明によれば、燃焼ゾーンを中に画定するとともに、圧縮機から圧縮空気を受け取るのに適したガスタービンエンジン燃焼器が提供され、燃焼器は、所定の間隔距離だけ離間するとともに間に空洞を画定する内壁および外壁を含み、外壁は、少なくとも1個の衝突孔を中に画定する第1エリアを有して、衝突孔は、圧縮機と空洞との間の流体流通を許容し、内壁は、第1エリアに対応するとともに複数の流出孔を中に画定する第2エリアを有して、流出孔は、空洞と燃焼ゾーンとの間の流体流通を許容し、流出孔の各々は、衝突孔の断面積より小さな断面積を画定し、流出孔は、衝突孔に対して所定の幾何学的配置を有するグループで設けられて、約2:1と約4:1の間である流出孔の衝突孔に対する数の比を画定し、それによって、燃焼器は、燃焼器を通過する約1600Hz未満の可聴周波数の減衰を行う。
本発明によれば、さらに、離間した内壁と外壁とを有するガスタービンエンジン燃焼器を通過する選択された可聴周波数を減衰させる方法が提供され、かかる方法は、外壁内のあるエリアを選択して少なくとも1個の衝突孔を中に設け、外壁のエリアに対応する内壁のエリアを選択して内壁の該エリアに複数の流出孔を画定する、各ステップを含み、複数の流出孔は、衝突孔に対して所定の幾何学的配置を有して2:1と4:1の間の比で衝突孔の数を上回るグループで設けられ、それによって、燃焼器は、燃焼器を通過する選択された可聴周波数の減衰を行う。
本発明のさらなる特徴および長所は、添付された図面とともに解釈される以下の詳細な説明から明らかになるであろう。
図1を参照すると、ガスタービンエンジン10は概ね、圧縮機領域12と、タービンエンジン16と、本発明による騒音抑制燃焼室30を有する燃焼器領域14とを含む。騒音抑制燃焼室30は、航空機の補助動力装置(APU)に使用されるガスタービンエンジン10での使用に適していることが望ましい。しかし、この騒音抑制燃焼室30は、いかなるガスタービンエンジンにも使用できる。
図1の詳細8から抜き出された図2は、燃焼器領域14をさらに詳細に示す。概して、燃焼器領域14は、燃焼ゾーン20を中に画定する環状の騒音抑制燃焼室30を含む。燃焼室30は、圧縮機排気口24から圧縮空気を受け取るより大きな環状室22の中に設けられている。内側燃焼ゾーン20と外側環状室22とは、さらに詳細に後述する燃焼室30の孔を介して流体流通状態にある。燃料が燃焼ゾーン20内の圧縮空気と混合されて点火され、燃焼室30内で連続燃焼を開始するように、複数の燃料ノズル26が燃焼室30から燃焼ゾーン20へ突出して、燃焼ゾーン20へ噴霧燃料を提供する。
燃焼室30は、内側流出壁32と外側衝突壁34とを有する燃焼器二重壁31を含む。内側流出壁32と外側衝突壁34とは、間に空洞36を形成するように離間している。図3から最もよく分かるように、外側衝突壁34には複数の衝突孔40が画定されるとともに、内側流出壁32には複数のより小さな流出孔42が画定されている。二重壁燃焼器の孔は、燃焼室の外面の冷却を行うために当該技術ではよく周知である。衝突孔40と流出孔42とは、全体を通して、騒音抑制の改良を行うための本発明による配置に関して説明されるが、それにもかかわらずこれらの孔は、以下でさらに論じる燃焼器騒音レベルの抑制に加えて、周知の燃焼室壁冷却特性を提供することを理解すべきである。
流出孔42の数は衝突孔40の数より多く、内側流出壁32の流出孔42は外側衝突壁34の衝突孔40からオフセットしているため、衝突孔40を通過する気流は、最初に空洞36の中で再循環せずに流出孔42を通過できないことが望ましい。図3に見られるように、流出孔42は角度を持って内側流出壁32に設けられ、流体が空洞36の中を流方向38に流れて、燃焼室30の燃焼器二重壁31の中に画定される燃焼ゾーン20へ容易に流出するように傾斜していることが望ましい。しかし、流出孔42は、内側流出壁32に垂直に延在することもできる。衝突孔40は外側衝突壁34に垂直に設けられることが望ましい。外側衝突壁34と内側流出壁32とは図3には相互に略平行であるものとして描かれているが、二重壁燃焼室30の騒音抑制能力に影響することなく、平行ではないように配置されることも可能である。
図4a〜図6を参照して以下に説明するように、衝突孔40と流出孔42とは相互に対して特定かつ所定の配置で設けられている。これらの特定配置は、燃焼ゾーン20の中の火炎前縁における不均一な熱放出に原因が帰せられることの多い流体圧力の変動を吸収するのに役立つ複数の共鳴器のように衝突孔40と流出孔42とがともに作用するようなものである。衝突孔40と流出孔42とは、考えられる最高の差圧が燃焼室30の燃焼器二重壁31において見られ、最大の圧力低下が衝突孔40のジェットオリフィスに見られるように配置されることが望ましい。外側衝突壁34における圧力低下の内側流出壁32における圧力低下に対する比は、少なくとも1.5から1であることが望ましい。内側流出壁32と外側衝突壁34との間の間隔距離を画定する垂直距離Zは、特定のエンジン用途と好適なエンジン設計条件と流入パラメータとに基づいて選択されることが可能であるが、後で詳述するように、流方向38における流出孔42の寸法と流出孔42の間隔とに関連して選択されることが望ましい。
エンジン圧縮機によって引き起こされて圧縮機排出口24を介して外側の室22へ伝達される、および/または、燃焼ゾーン20の中で燃焼プロセスそのものにより発生する、燃焼領域14で発生する広帯域低周波数の減衰を行うことを、この燃焼室30は目的とする。約1600ヘルツ(Hz)未満の周波数の減衰は、ガスタービンエンジンの燃焼室により発生した遠距離騒音放出レベルを著しく低下させる。化学反応が起こり圧縮空気と混合された燃料の燃焼からエネルギーが放出される燃焼プロセスそのものが、エンジンコアから生じる遠距離騒音の主な原因となる可能性がある。圧縮空気が燃焼器領域14へ伝達されるとさらに、この遠距離騒音の原因となる可能性がある。0とおよそ1600Hzの間の範囲のかなり低い周波数は、エンジンにより生じる遠距離騒音の大きな原因となると考えられる。本発明による燃焼室30はこのような低い周波数の振動を特に減衰させることにより、エンジンにより発生される遠距離騒音全体の原因となる燃焼騒音レベルを抑制することが可能である。
さらに、燃焼室30内から燃焼プロセスにより発生される低周波数の振動は、圧縮機により発生される燃焼領域14の低周波数振動と結合されることにより、この低周波数範囲での振動を増幅して、エンジン全体の遠距離騒音レベルに対するコアエンジン騒音の影響を増大させると考えられる。本発明の衝突孔40および流出孔42の特定かつ所定の配置は、圧縮機により燃焼器に加えられる周波数範囲の分離を許容する。結合された低周波数振動に時間遅延を加えることによって圧縮機領域12により発生される低周波数音響振動の変動と、燃焼器領域14で燃焼プロセスにより発生される騒音とを分離するように作用する、衝突孔40および流出孔42の特定の数、寸法、および相対的配置により、これは比較的簡単に達成される。特に、衝突孔40および流出孔42への流入の間で強制的に行われる時間遅延により、所望する周波数範囲に分離作用が働くのである。この分離時間遅延は、両方の孔の組の幾何学的配置と、内側流出壁32と外側衝突壁34との間の間隙距離Zと、2枚の壁の間の差圧との関数である。燃焼プロセスにより発生される低周波数騒音はまた、内側流出壁32の流出孔42から、燃焼室30の燃焼器二重壁31の空洞36へと散逸される。内側流出壁32に衝突する衝突孔40からの空気噴射は、静的かつ動的な圧力の再分配を受ける。このような動的圧力再分配は、衝突空気のためのエネルギートラップ装置として作用して、燃焼室30に加えられる騒音レベルを抑制するのに役立つ小さな再循環ゾーンを発生させる。
流出孔42の数の衝突孔40の数に対する比は2:1と4:1の間であることが望ましい。より望ましくは、流出孔42の数の衝突孔40の数に対する比は3:1である。
図4aと図4bを参照すると、衝突孔40および流出孔42の相対的配置についての第一実施例が明示されている。特に、3個の流出孔42による各グループが各衝突孔40に対して設けられているのである。各グループの流出孔42は、相互に等しく離間しており、流出孔42により画定される正三角形の頂点に配置されることが望ましい。衝突孔40は、このような流出孔42の三角形のグループとともに設けられ、燃焼器二重壁31の空洞36における流方向38に対して最も上流に設けられた流出孔42に最も近い位置にあることが望ましい。各グループの流出孔42は、流れの方向において、流れの方向38に対してほぼ平行に距離xだけ、幅方向においては、流れの方向38に対してほぼ垂直に距離yだけ離間している。衝突孔40は、流方向には距離Xだけ、幅方向には距離Yだけ離間している。ここに説明および図示される衝突孔40と流出孔42とは、円形の穴であることが望ましい。そのため衝突孔40は直径D、流出孔は直径dを有するものとして図示されている。衝突孔40および流出孔42の寸法、従ってその直径の特定値は、特定のエンジン設計条件およびエンジンの用途により決められることが望ましい。しかし、衝突孔40および流出孔42の直径は、孔の間隔と、内側流出壁32と外側衝突壁34との間の間隙間隔Zとに関連することが望ましい。図4bで最も分かりやすい燃焼器二重壁31の2枚の壁の間の間隙間隔Zの流出孔42の直径dに対する比は、流出孔42の間の流方向距離xの流出孔42の直径dに対する比に等しいことが望ましい。つまり、Z/d=x/dである。これは、流出孔42の幅方向間隔距離yのその直径dに対する比にも等しくできるため、Z/d=x/d=y/dである。しかし、ある用途と特定のエンジン運転条件では、間隙間隔Zの衝突孔40の直径Dに対する比は、衝突孔40の流方向間隔距離Xのその直径Dに対するのと等しく、また衝突孔40の幅方向間隔距離Yのその直径Dに対するのと等しくなるように選択することもできる。つまり、Z/D=X/D=Y/Dである。
図4aは、ほぼ等間隔の流出孔42のグループの列を示す。内側流出壁32における流出孔42の密度は、1平方インチの壁表面積あたり孔が45個から65個(1平方センチメートルにつき孔がおよそ7個と10個の間)であることが望ましい。正確な密度は、燃料ノズルの性能と燃焼室30の特定の燃料・空気混合の均一性とに基づいて、最良の結果が得られるように当該分野の熟練者によりこの範囲内で選択できる。必要な衝突孔40の密度はこれに応じて選択され、流出孔42の密度は限定要因である。内側流出壁32の単位表面積あたりの流出孔42の密度はまた、燃焼室30の全長または全幅の中で変化してもよい。このように不均一な、衝突孔40に対する流出孔42の密度は、上記の低周波数範囲において最良の騒音抑制を行うため、燃焼室30の特定形状と、特定のエンジン用途および運転条件とに基づいて選択できる。
さて、流出孔42の数の衝突孔40の数に対する比が2:1である、図5の第二実施例の衝突孔40および流出孔42の代替配置を参照する。特に、3個の流出孔によるグループは各衝突孔40に相対して設けられているが、流出孔42の各グループは、両側の隣接グループと2個の流出孔42を共有する。そのため、各衝突孔40は空洞36の流体流方向38に対して流出孔42の下流に設けられ、衝突孔40の各側で隣接グループと各々が共有される2個の流出孔42は、やはりここから下流に設けられている。そのため、この実施例の各衝突孔40について、1個の完全な流出孔42と2個の「半分」つまり共有の流出孔42とが設けられ、ゆえに流出孔42の数の衝突孔40の数に対する比は2:1である。
流出孔42の数の衝突孔40の数に対する比が4:1である、図6の第三実施例の衝突孔40および流出孔42の代替配置を参照する。この実施例では、2個の流出孔42の中心が、衝突孔40の中心を通る流方向軸線46と一致するとともに、2個の流出孔42が、衝突孔40の中心を通る幅方向軸線48と一致するような配向を有する正方形の頂点に設けられた4個の流出孔42のグループのほぼ中心に、各衝突孔40が位置している。幅方向と流方向とは、燃焼器二重壁31の内側流出壁32と外側衝突壁34との間の空洞36における流体の流れの方向38に対するものである。4個の流出孔42によるこのようなグループが第1列50の上で相互に等しい幅方向距離で繰り返され、上述したように各グループに対して1個の衝突孔が設けられている。第2下流列52では、第1列50の流出孔42の隣接グループの間の幅方向間隙距離のほぼ半分の量だけ、流出孔42および衝突孔40のグループが第1列50に対して幅方向にオフセットしている。各衝突孔40の周囲の4個の流出孔42によるグループが、すぐ隣接する上流および下流の列のグループからオフセットするように、連続するすべての列は同様に互い違いに配置されている。
上述した衝突孔40に対する流出孔42の特定の配置は、所望するエンジン用途と運転条件とに最適となるように当該技術の熟練者によって選択されることが可能である。しかし、本発明のすべての孔配置によって達成される主な目的は、騒音源が燃焼室30の外側である場合には、振動が外側衝突壁34と内側流出壁32とを通過する際に、また騒音源が燃焼室30の中から発生する場合にはその逆の際に、選択された周波数の減衰により音響エネルギーが散逸されることである。特に、衝突孔40および流出孔42の数と配置とが、燃焼器二重壁31によって中で達成される周波数範囲と減衰とを決定する。各壁の孔の数とその寸法とその相対的間隔との間の関係は、幾何学的に導出されるパラメータである透明度指数(Transparency Index)(TI)を用いて相関させられることが望ましい。特に、TIは、孔の密度に孔の直径の二乗を掛けたものを壁の厚さと孔の間の最短距離の二乗とで割ったものに等しい。つまり、この関係は、TI=nd2/ta2であり、nは平方インチあたりの孔の数、dは孔の直径(インチ)、tは壁の厚さ(インチ)、aは孔の間の最短距離(インチ)である。これから、全体的な衝突/流出騒音吸収を導出できる。特に、全体的騒音吸収は、衝突壁の表面積(surface area)(SA)と衝突吸収係数(α衝突)の積に、流出壁の表面積(SA)と流出吸収係数(α流出)の積を加えたものに等しい。つまり、全体的騒音吸収=(αSA)衝突+(αSA)流出であり、吸収係数は上記のTIの関数である。
各壁の孔の数とその寸法とその相対的間隔との相互関係を上に概説したが、本発明の好適な実施例におけるこれらパラメータの数値は以下の通りである。dは約0.5mmと約1mmの間(およそ0.0197インチと0.0394インチの間)であることが望ましく、Dは約1.5mmと約3.5mmの間(およそ0.0591インチと0.1378インチの間)であることが望ましく、Zは約3mmと約6mmの間(およそ0.1181インチと0.2362インチの間)であることが望ましく、xとyはdの約1.5倍と約3倍の間であることが望ましく、XとYはDの約1.5倍と約3倍の間であることが望ましく、壁の厚さtは約1mmと約3mmの間(およそ0.0394インチと0.1181インチの間)であることが望ましい。
上述した本発明の実施例は、例としてのものである。そのため、当該技術の熟練者は、上記の説明が単に例示的であることと、本発明の趣旨を逸脱せずに様々な代替例および修正例を考案できることを理解できるであろう。したがって、本発明は、添付された請求項の範囲に含まれるこれらの代替例、修正例、および変形例をすべて包含するものとする。
Claims (26)
- 燃焼ゾーンを中に画定するとともに、圧縮機から圧縮空気を受け取るのに適したガスタービンエンジン燃焼器において、
所定の間隔距離だけ離間するとともに間に空洞を画定する内壁および外壁、
を含み、
前記外壁は、少なくとも1個の衝突孔を中に画定する第1エリアを有して、該衝突孔は、前記圧縮機と前記空洞との間の流体流通を許容し、
前記内壁は、前記第1エリアに対応するとともに複数の流出孔を中に画定する第2エリアを有して、該流出孔は、前記空洞と前記燃焼ゾーンとの間の流体流通を許容し、該流出孔の各々は、該衝突孔の断面積より小さな断面積を画定し、
前記流出孔は、前記衝突孔に対して所定の幾何学的配置を有するグループで設けられて、約2:1と約4:1の間である流出孔の該衝突孔に対する数の比を画定し、
それによって、前記燃焼器は、該燃焼器を通過する約1600Hz未満の可聴周波数の減衰を行うことを特徴とする燃焼器。 - 前記第1エリアが複数の衝突孔を中に画定し、前記流出孔のグループの各々が該衝突孔の各々に相対して設けられることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。
- 前記比が約3:1であることを特徴とする請求項2記載の燃焼器。
- 前記流出孔が頂点に設けられた三角形配置を該流出孔のグループが画定することを特徴とする請求項3記載の燃焼器。
- 前記三角形配置が略正三角形を画定することを特徴とする請求項4記載の燃焼器。
- 前記衝突孔の各々が前記三角形配置の一つにより画定される境界線の中に設けられることを特徴とする請求項4記載の燃焼器。
- 前記三角形配置の各々において前記流出孔のうち第1流出孔が他の二つの流出孔に対して上流にあり、前記衝突孔の各々が該第1流出孔の下流に配置されることを特徴とする請求項4記載の燃焼器。
- 前記流出孔が、1平方インチあたり約45個と約65個の間の孔という密度で前記内壁の前記第2エリアに画定されることを特徴とする請求項1記載の燃焼器。
- 前記流出孔の密度が前記内壁の中で変化することを特徴とする請求項8記載の燃焼器。
- 前記第1エリアが複数の衝突孔を中に画定し、該流出孔の密度の該衝突孔の密度に対する比が前記燃焼器の中で変化することを特徴とする請求項9記載の燃焼室。
- 前記内壁の前記流出孔が、中を通る中心軸線を画定し、該中心軸線が該内壁に垂直な軸線に対して傾斜していることを特徴とする請求項1記載の燃焼室。
- 前記中心軸線が、前記空洞における流体流方向に対して下流へ傾斜していることを特徴とする請求項11項の燃焼室。
- 前記流出孔のグループが、前記衝突孔を中央に有する正方形の頂点に設けられた4個の流出孔を含むことを特徴とする請求項1記載の燃焼器。
- 前記4個の流出孔のうち最初の2個が前記衝突孔の中心を通る流方向軸線と一致し、該4個の流出孔のうち他の2個が該衝突孔の該中心を通る幅方向軸線と一致することを特徴とする請求項13記載の燃焼器。
- 前記第1エリアが複数の衝突孔を画定し、前記4個の流出孔のグループの各々が該衝突孔の各々の周囲に設けられることを特徴とする請求項14記載の燃焼器。
- 前記流出孔のグループが幅方向に相互に等しく離間して、該グループの第1列を前記内壁に画定することを特徴とする請求項15記載の燃焼器。
- 前記第1列と同一である前記グループの少なくとも第2列が該第1列の下流で前記内壁に設けられ、該グループを有する該第2列が該第1列の該グループから幅方向にオフセットしていることを特徴とする請求項16記載の燃焼器。
- 前記第1エリアが複数の衝突孔を中に画定し、該衝突孔と前記流出孔とが円形の穴であり、該衝突孔の各々が第1直径を有するとともに、該流出孔の各々が該第1直径より小さな第2直径を有することを特徴とする請求項1記載の燃焼器。
- 前記所定の間隔距離の前記第2直径に対する比が、前記グループの各々の前記流出孔の間の流方向距離の前記第2直径に対する比とほぼ等しいことを特徴とする請求項18記載の燃焼器。
- 前記流出孔のグループの各々の該流出孔の間の幅方向距離が、該グループの各々の該流出孔の間の該流方向距離とほぼ等しいことを特徴とする請求項19記載の燃焼器。
- 前記所定間隔距離の前記第1直径に対する比が、前記衝突孔の間の流方向距離の前記第1直径に対する比とほぼ等しいことを特徴とする請求項18記載の燃焼器。
- 前記衝突孔の間の幅方向距離が、該衝突孔の間の前記流方向距離と等しいことを特徴とする請求項21記載の燃焼室。
- 離間した内壁と外壁とを有するガスタービンエンジン燃焼器を通過する選択された可聴周波数を減衰させる方法において、
前記外壁においてあるエリアを選択して少なくとも1個の衝突孔を中に設け、
前記外壁の前記エリアに対応する前記内壁のエリアを選択して該内壁の該エリアに複数の流出孔を画定する、
各ステップを含み、該複数の流出孔は、前記衝突孔に対して所定の幾何学的配置を有するとともに2:1と4:1の間の比で該衝突孔の数を上回るグループで設けられ、それによって、前記燃焼器は、燃焼器を通過する選択された可聴周波数の減衰を行うことを特徴とする方法。 - さらに、約1600Hz未満の可聴周波数の減衰を行うため、前記所定の幾何学的配置と、前記流出孔の前記衝突孔に対する比とを選択することを含むことを特徴とする請求項23記載の方法。
- さらに、複数の衝突孔を前記外壁に設けることを含み、前記流出孔のグループが、該複数の衝突孔の各々の周囲に設けられることを特徴とする請求項24記載の方法。
- さらに、三角形と正方形の周のうち一方を有する配置から前記所定の幾何学的配置を選択することを含み、該流出孔が該周の頂点に設けられることを特徴とする請求項25記載の方法。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US10/423,937 US6964170B2 (en) | 2003-04-28 | 2003-04-28 | Noise reducing combustor |
PCT/CA2004/000564 WO2004097300A1 (en) | 2003-04-28 | 2004-04-15 | Noise reducing combustor |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2006524791A true JP2006524791A (ja) | 2006-11-02 |
Family
ID=33299240
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2006504109A Pending JP2006524791A (ja) | 2003-04-28 | 2004-04-15 | 騒音抑制燃焼器 |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6964170B2 (ja) |
EP (1) | EP1629234B1 (ja) |
JP (1) | JP2006524791A (ja) |
CA (1) | CA2519382C (ja) |
WO (1) | WO2004097300A1 (ja) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2010249131A (ja) * | 2009-04-13 | 2010-11-04 | General Electric Co <Ge> | 複合対流/しみ出し冷却一体形缶型燃焼器 |
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 (55)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7464554B2 (en) * | 2004-09-09 | 2008-12-16 | United Technologies Corporation | Gas turbine combustor heat shield panel or exhaust panel including a cooling device |
GB0425794D0 (en) * | 2004-11-24 | 2004-12-22 | Rolls Royce Plc | Acoustic damper |
US7934382B2 (en) | 2005-12-22 | 2011-05-03 | United Technologies Corporation | Combustor turbine interface |
EP1832812A3 (de) * | 2006-03-10 | 2012-01-04 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Gasturbinenbrennkammerwand mit Dämpfung von Brennkammerschwingungen |
US7628020B2 (en) * | 2006-05-26 | 2009-12-08 | Pratt & Whitney Canada Cororation | Combustor with improved swirl |
US7856830B2 (en) * | 2006-05-26 | 2010-12-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Noise reducing combustor |
DE102006026969A1 (de) * | 2006-06-09 | 2007-12-13 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenbrennkammerwand für eine mager-brennende Gasturbinenbrennkammer |
US7788926B2 (en) * | 2006-08-18 | 2010-09-07 | Siemens Energy, Inc. | Resonator device at junction of combustor and combustion chamber |
JP2008064405A (ja) * | 2006-09-08 | 2008-03-21 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン燃焼器 |
US7717704B2 (en) * | 2007-03-28 | 2010-05-18 | Prince Castle, Inc. | Wire mesh burner plate for a gas oven burner |
US7886517B2 (en) * | 2007-05-09 | 2011-02-15 | Siemens Energy, Inc. | Impingement jets coupled to cooling channels for transition cooling |
US7578369B2 (en) * | 2007-09-25 | 2009-08-25 | Hamilton Sundstrand Corporation | Mixed-flow exhaust silencer assembly |
EP2116770B1 (en) * | 2008-05-07 | 2013-12-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustor dynamic attenuation and cooling arrangement |
US20100037622A1 (en) * | 2008-08-18 | 2010-02-18 | General Electric Company | Contoured Impingement Sleeve Holes |
JP5404031B2 (ja) * | 2008-12-26 | 2014-01-29 | 三菱重工業株式会社 | グランドフレア |
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 |
US9145779B2 (en) * | 2009-03-12 | 2015-09-29 | United Technologies Corporation | Cooling arrangement for a turbine engine component |
US8495881B2 (en) * | 2009-06-02 | 2013-07-30 | General Electric Company | System and method for thermal control in a cap of a gas turbine combustor |
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 |
US8733694B2 (en) | 2011-01-06 | 2014-05-27 | Jay M. Francisco | Arrangement for maintaining flow to an air inlet of an auxiliary power unit assembly |
JP5696566B2 (ja) * | 2011-03-31 | 2015-04-08 | 株式会社Ihi | ガスタービンエンジン用燃焼器及びガスタービンエンジン |
GB201105790D0 (en) * | 2011-04-06 | 2011-05-18 | Rolls Royce Plc | A cooled double walled article |
US8637792B2 (en) | 2011-05-18 | 2014-01-28 | Prince Castle, LLC | Conveyor oven with adjustable air vents |
US8904802B2 (en) * | 2011-06-30 | 2014-12-09 | General Electric Company | Turbomachine combustor assembly including a vortex modification system |
US20130000309A1 (en) * | 2011-06-30 | 2013-01-03 | United Technologies Corporation | System and method for adaptive impingement cooling |
US8469141B2 (en) * | 2011-08-10 | 2013-06-25 | General Electric Company | Acoustic damping device for use in gas turbine engine |
US9052111B2 (en) | 2012-06-22 | 2015-06-09 | United Technologies Corporation | Turbine engine combustor wall with non-uniform distribution of effusion apertures |
JP5908379B2 (ja) * | 2012-09-24 | 2016-04-26 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン燃焼器 |
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 |
US9879861B2 (en) * | 2013-03-15 | 2018-01-30 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine with improved combustion liner |
EP2971966B1 (en) * | 2013-03-15 | 2017-04-19 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine combustor liner |
US10816201B2 (en) * | 2013-09-13 | 2020-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | Sealed combustor liner panel for a gas turbine engine |
WO2015039074A1 (en) | 2013-09-16 | 2015-03-19 | United Technologies Corporation | Controlled variation of pressure drop through effusion cooling in a double walled combustor of a gas turbine engine |
WO2015077755A1 (en) * | 2013-11-25 | 2015-05-28 | United Technologies Corporation | Film cooled multi-walled structure with one or more indentations |
US10690055B2 (en) * | 2014-05-29 | 2020-06-23 | General Electric Company | Engine components with impingement cooling features |
US9869190B2 (en) | 2014-05-30 | 2018-01-16 | General Electric Company | Variable-pitch rotor with remote counterweights |
EP3015770B1 (en) * | 2014-11-03 | 2020-07-01 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Can combustion chamber |
US10598382B2 (en) * | 2014-11-07 | 2020-03-24 | United Technologies Corporation | Impingement film-cooled floatwall with backside feature |
US10072510B2 (en) | 2014-11-21 | 2018-09-11 | General Electric Company | Variable pitch fan for gas turbine engine and method of assembling the same |
US10746403B2 (en) * | 2014-12-12 | 2020-08-18 | Raytheon Technologies Corporation | Cooled wall assembly for a combustor and method of design |
CN104896514A (zh) * | 2015-05-13 | 2015-09-09 | 广东电网有限责任公司电力科学研究院 | 燃气轮机主燃烧室防振隔热壁 |
KR102522668B1 (ko) * | 2015-09-02 | 2023-04-18 | 쿠퍼스탠다드오토모티브앤인더스트리얼 주식회사 | 차량용 소음기 |
US10100653B2 (en) | 2015-10-08 | 2018-10-16 | General Electric Company | Variable pitch fan blade retention system |
GB201518345D0 (en) * | 2015-10-16 | 2015-12-02 | Rolls Royce | Combustor for a gas turbine engine |
US10690345B2 (en) | 2016-07-06 | 2020-06-23 | General Electric Company | Combustor assemblies for use in turbine engines and methods of assembling same |
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 |
US11028705B2 (en) * | 2018-03-16 | 2021-06-08 | Doosan Heavy Industries Construction Co., Ltd. | Transition piece having cooling rings |
US11187412B2 (en) * | 2018-08-22 | 2021-11-30 | General Electric Company | Flow control wall assembly for heat engine |
CN109595591B (zh) * | 2018-12-03 | 2020-08-11 | 西北工业大学 | 一种带水冷幕墙的波纹板隔热屏 |
DE102019105442A1 (de) * | 2019-03-04 | 2020-09-10 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Verfahren zur Herstellung eines Triebwerksbauteils mit einer Kühlkanalanordnung und Triebwerksbauteil |
US11674435B2 (en) | 2021-06-29 | 2023-06-13 | General Electric Company | Levered counterweight feathering system |
US11795964B2 (en) | 2021-07-16 | 2023-10-24 | General Electric Company | Levered counterweight feathering system |
US11788724B1 (en) * | 2022-09-02 | 2023-10-17 | General Electric Company | Acoustic damper for combustor |
Family Cites Families (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CH284190A (de) * | 1950-09-04 | 1952-07-15 | Bbc Brown Boveri & Cie | Metallene Brennkammer zur Erzeugung heisser Gase, insbesondere Treibgase für Gasturbinenanlagen. |
US4422300A (en) * | 1981-12-14 | 1983-12-27 | United Technologies Corporation | Prestressed combustor liner for gas turbine engine |
JPH0660740B2 (ja) | 1985-04-05 | 1994-08-10 | 工業技術院長 | ガスタービンの燃焼器 |
US5435139A (en) * | 1991-03-22 | 1995-07-25 | Rolls-Royce Plc | Removable combustor liner for gas turbine engine combustor |
US5184455A (en) * | 1991-07-09 | 1993-02-09 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Ceramic blanket augmentor liner |
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 |
US5687572A (en) * | 1992-11-02 | 1997-11-18 | Alliedsignal Inc. | Thin wall combustor with backside impingement cooling |
US5528904A (en) * | 1994-02-28 | 1996-06-25 | Jones; Charles R. | Coated hot gas duct liner |
FR2723177B1 (fr) * | 1994-07-27 | 1996-09-06 | Snecma | Chambre de combustion comportant une double paroi |
GB2309296B (en) | 1995-10-11 | 2000-02-09 | Europ Gas Turbines Ltd | Gas turbine engine combuster |
US5758504A (en) | 1996-08-05 | 1998-06-02 | Solar Turbines Incorporated | Impingement/effusion cooled combustor liner |
EP0971172B1 (de) | 1998-07-10 | 2003-12-03 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Brennkammer für eine Gasturbine mit schalldämpfender Wandstruktur |
CA2288557C (en) | 1998-11-12 | 2007-02-06 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine combustor cooling structure |
US6199364B1 (en) * | 1999-01-22 | 2001-03-13 | Alzeta Corporation | Burner and process for operating gas turbines with minimal NOx emissions |
US6285905B1 (en) * | 1999-06-24 | 2001-09-04 | Chih-Cheng Chiang | Two-way medical treatment apparatus |
GB2356924A (en) * | 1999-12-01 | 2001-06-06 | Abb Alstom Power Uk Ltd | Cooling wall structure for combustor |
GB9929601D0 (en) * | 1999-12-16 | 2000-02-09 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber |
US6351947B1 (en) * | 2000-04-04 | 2002-03-05 | Abb Alstom Power (Schweiz) | Combustion chamber for a gas turbine |
US6530221B1 (en) * | 2000-09-21 | 2003-03-11 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Modular resonators for suppressing combustion instabilities in gas turbine power plants |
JP3676228B2 (ja) * | 2000-12-06 | 2005-07-27 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器およびガスタービン並びにジェットエンジン |
JP3962554B2 (ja) * | 2001-04-19 | 2007-08-22 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器及びガスタービン |
-
2003
- 2003-04-28 US US10/423,937 patent/US6964170B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2004
- 2004-04-15 CA CA2519382A patent/CA2519382C/en not_active Expired - Fee Related
- 2004-04-15 WO PCT/CA2004/000564 patent/WO2004097300A1/en active Application Filing
- 2004-04-15 JP JP2006504109A patent/JP2006524791A/ja active Pending
- 2004-04-15 EP EP04727487.3A patent/EP1629234B1/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2010249131A (ja) * | 2009-04-13 | 2010-11-04 | General Electric Co <Ge> | 複合対流/しみ出し冷却一体形缶型燃焼器 |
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 |
---|---|
EP1629234B1 (en) | 2014-12-10 |
US6964170B2 (en) | 2005-11-15 |
CA2519382A1 (en) | 2004-11-11 |
EP1629234A1 (en) | 2006-03-01 |
WO2004097300A1 (en) | 2004-11-11 |
CA2519382C (en) | 2012-01-24 |
US20040211188A1 (en) | 2004-10-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2006524791A (ja) | 騒音抑制燃焼器 | |
US11915679B2 (en) | Continuous degree of freedom acoustic cores | |
EP1666795B1 (en) | Acoustic damper | |
KR101574980B1 (ko) | 가스 터빈 연소기를 위한 감쇠 장치 | |
US7856830B2 (en) | Noise reducing combustor | |
CN107208893B (zh) | 用于燃气涡轮发动机的燃烧室 | |
US7194862B2 (en) | Resonator adopting counter-bored holes and method of suppressing combustion instabilities | |
JP6059902B2 (ja) | ガスタービンエンジンに用いられる音響減衰装置 | |
JP5631121B2 (ja) | ガスタービンの燃焼装置 | |
US6981358B2 (en) | Reheat combustion system for a gas turbine | |
JPH065041B2 (ja) | ガスタービンエンジンアフタバーナー用フレームホルダ | |
US11608781B2 (en) | Air intake of an aircraft turbojet engine nacelle comprising ventilation orifices for a de-icing flow of hot air | |
US11591960B2 (en) | Air intake of an aircraft turbojet engine nacelle comprising ventilation orifices for a de-icing flow of hot air | |
GB2515028A (en) | An acoustic damper and an engine having an acoustic damper | |
US7065971B2 (en) | Device for efficient usage of cooling air for acoustic damping of combustion chamber pulsations | |
JP2018112179A (ja) | ガスタービンエンジンの消音システム | |
EP3153681B1 (en) | Noise baffle | |
JP5804715B2 (ja) | 音響装置及びそれを備えた燃焼器 | |
KR20180104131A (ko) | 음향 장치, 가스 터빈 | |
JP6100295B2 (ja) | 燃料ノズル、これを備えた燃焼器及びガスタービン | |
US4494625A (en) | Axial acoustic wave attenuator for ramjets | |
JPH06147485A (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
Jones et al. | Acoustic Liners for Turbine Engines |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20070115 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20090825 |
|
A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20100202 |