JP2013253770A - 衝突冷却燃焼器 - Google Patents
衝突冷却燃焼器 Download PDFInfo
- Publication number
- JP2013253770A JP2013253770A JP2013116563A JP2013116563A JP2013253770A JP 2013253770 A JP2013253770 A JP 2013253770A JP 2013116563 A JP2013116563 A JP 2013116563A JP 2013116563 A JP2013116563 A JP 2013116563A JP 2013253770 A JP2013253770 A JP 2013253770A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- combustor
- liner
- cooling
- holes
- cooling system
- 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
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/22—Fuel supply systems
-
- 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
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/005—Combined with pressure or heat exchangers
-
- 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
- F23R2900/03043—Convection cooled combustion chamber walls with means for guiding the cooling air flow
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
【課題】衝突冷却燃焼器を提供すること。
【解決手段】本出願によれば、ガスタービンエンジンと共に使用するための燃焼器が提供される。燃焼器は、タービンノズルおよび該タービンノズルを統合したライナ冷却システムを含むことができる。ライナ冷却システムは、1つまたは複数の冷却フィーチャをその上に備えたライナと、衝突スリーブとを含むことができる。前記タービンノズルは1段ノズルを備えることができる。前記タービンノズルは燃料噴射器を備えることができる。燃焼器はジェット攪拌燃焼器を備えることができる。
【選択図】図1
【解決手段】本出願によれば、ガスタービンエンジンと共に使用するための燃焼器が提供される。燃焼器は、タービンノズルおよび該タービンノズルを統合したライナ冷却システムを含むことができる。ライナ冷却システムは、1つまたは複数の冷却フィーチャをその上に備えたライナと、衝突スリーブとを含むことができる。前記タービンノズルは1段ノズルを備えることができる。前記タービンノズルは燃料噴射器を備えることができる。燃焼器はジェット攪拌燃焼器を備えることができる。
【選択図】図1
Description
本出願および本出願の結果として生じる特許は、一般にはガスタービンエンジンに関し、より詳細には、指令された放出物レベルおよび所望の出力要求事項を可変範囲の燃料にわたって満足することができるジェット攪拌設計等々のライナ冷却システムを備えた燃焼器を有するガスタービンエンジンに関する。
ガスタービンエンジンの運転効率は、一般に、高温燃焼ガス流の温度が高くなるにつれて高くなる。しかしながら燃焼ガス流の温度が高ければ高いほど、より高いレベルの窒素酸化物(NOx)および他のタイプの望ましくない放出物が生成されることになる。このような放出物は、米国では場合によっては連邦および州の両方の規制の対象になっており、また、場合によっては外国の同様の規制の対象にもなっている。さらに、ガスタービンエンジンおよび発電所の資金調達は、しばしば国際的な放出物規格の対象になる可能性がある。したがってバランスを取る行為は、有効な温度範囲内でのガスタービンエンジンの運転と、その一方で、窒素酸化物および他のタイプの規制放出物の放出が指令されたレベル内を十分に維持していることの保証との間に存在している。また、多くの他のタイプの運転パラメータを変更することによってこのような最適化バランスを提供することも可能である。
ガスタービンエンジン等々のオペレータは、可用性および価格に応じて、様々な時間に、異なるタイプの燃料を使用することを好むことがある。例えば重燃料油などの液体燃料は、特定の時間に、特定の場所で容易に入手することができる。しかしながら、重燃料油は、特定の燃焼温度を超えると、高いレベルで窒素酸化物に変換されることになる。具体的には、重燃料油などの液体燃料には、場合によっては多くの燃料拘束窒素が含まれている。したがってこのような燃料は、通常、放出物のレベルを低くするために、場合によっては選択的触媒還元等々の使用が必要である。しかしながら、このようなプロセスによって総運転コストが高くなり、また、ガスタービンエンジン全体がさらに複雑になることがある。
したがってガスタービンエンジンのための、天然ガスから液体燃料に至る様々なタイプの燃料を効率的に燃焼させることができ、その一方で総放出物コンプライアンスを維持することができる燃焼器が望ましい。好ましいことには、このような燃焼器は適切に冷却することができ、したがって有効な総合運転および出力を犠牲にすることなくコンポーネントの寿命を長くすることができる。
したがって本出願および本出願の結果として生じる特許によれば、ガスタービンエンジンと共に使用するための燃焼器が提供される。燃焼器は、タービンノズルおよび該タービンノズルを統合したライナ冷却システムを含むことができる。ライナ冷却システムは、1つまたは複数の冷却フィーチャをその上に備えたライナと、衝突スリーブとを含むことができる。
本出願および本出願の結果として生じる特許によれば、さらに、燃焼器を冷却する方法が提供される。この方法は、タービンノズルを統合したライナ冷却システムを備えた燃焼ゾーンを画定するステップと、衝突スリーブを介してライナ冷却システムのライナを衝突冷却するために、燃焼器のヘッドエンドの周囲に空気を流すステップと、1つまたは複数のライナ表面冷却フィーチャを介してライナをさらに冷却するステップとを含むことができる。
本出願および本出願の結果として生じる特許によれば、さらに、ガスタービンエンジンと共に使用するためのジェット攪拌燃焼器を提供することができる。ジェット攪拌燃焼器は、1段ノズルおよび該1段ノズルを統合したライナ冷却システムを含むことができる。ライナ冷却システムは、1つまたは複数の冷却フィーチャをその上に備えたライナと、衝突スリーブと、それらの間のエアギャップとを含むことができる。
本出願および本出願の結果として生じる特許のこれらおよび他のフィーチャならびに改善については、複数の図面および添付の特許請求の範囲に関連して行う以下の詳細な説明を精査することにより、当業者には明らかになるであろう。
いくつかの図を通して同様の数表示は同様のエレメントを表している図面を参照すると、図1に、本明細書において使用することができるガスタービンエンジン10の略線図が示されている。ガスタービンエンジン10は圧縮機15を含むことができる。圧縮機15は、流入する空気20の流れを圧縮する。圧縮機15は、圧縮された空気20の流れを燃焼器25に引き渡す。燃焼器25は、圧縮された空気20の流れと加圧された燃料30の流れを混合し、かつ、この混合物を点火し、それにより燃焼ガス35の流れが生成される。図には単一の燃焼器25しか示されていないが、ガスタービンエンジン10は、任意の数の燃焼器25を含むことができる。燃焼ガス35の流れは、次いでタービン40に引き渡される。この燃焼ガス35の流れによってタービン40が駆動され、それにより機械的な仕事が生成される。タービン40内に生成されるこの機械的な仕事により、軸45および発電機等々などの外部負荷50を介して圧縮機15が駆動される。
ガスタービンエンジン10の燃焼器25は、天然ガス、液体燃料、様々なタイプの合成ガスおよび/または他のタイプの燃料を使用することができる。ガスタービンエンジン10は、New York州SchenectadyのGeneral Electric Companyが提供している、それらに限定されないが、7または9シリーズ大型ガスタービンエンジン等々などのガスタービンエンジンを含む多くの異なるガスタービンエンジンのうちの任意の1つであってもよい。ガスタービンエンジン10は異なる構成を有することができ、また、他のタイプのコンポーネントを使用することも可能である。また、本明細書においては他のタイプのガスタービンエンジンを使用することも可能である。また、本明細書においては、複数のガスタービンエンジン、他のタイプのタービンおよび他のタイプの発電設備を共に使用することも可能である。
図2は、上で説明したガスタービンエンジン10等々に使用することができる燃焼器25の一例を示したものである。この例では、燃焼器25は、ジェット攪拌タイプの設計または同様のタイプの逆流設計を有することができる。燃焼器25はタービンノズル60と統合することができる。タービンノズル60は1段ノズルであってもよい。燃焼器25は、タービンノズル60から延在している環状燃焼ライナ65を含むことができる。環状燃焼ライナ65は、その中に燃焼ゾーン70を画定することができる。ノズル60の周囲に燃料噴射器75を配置して燃料30の流れを提供することができる。燃料30の流れおよび圧縮機15または他のいずれかからの空気20の流れは、タービンノズル60の周囲の燃焼ゾーン70に導入することができる。燃料30および空気20の流れは、それらを良好に混合するために、高温燃焼ガスの流れ35の方向とは逆の方向に噴射することができる。本明細書において説明されている燃焼器25は、単に例を示すことを目的としたものにすぎない。多くの他のタイプの燃焼器、燃焼器コンポーネントおよび燃焼器構成も同じく知られている。
図3は、本明細書において説明される環状燃焼器100の一例を示したものである。上で説明した燃焼器と同様、燃焼器100の個々のセグメント105は、タービンノズル110と統合することができる。この例では、タービンノズル110は1段ノズル120であってもよい。タービンノズル110は、燃料30の流れと連通している燃料マニホルド130を含むことができる。また、タービンノズル110は、燃料マニホルド130と連通している燃料噴射器140を含むことも可能である。燃料30の流れおよび圧縮機15または他のいずれかからの空気20の流れは、タービンノズル120の周囲に導入することができる。本明細書において説明されている燃焼器100は、コンパクトで、かつ、高強度にすることができ、また、低放出物燃焼器、つまりあるタイプのジェット攪拌燃焼器150または同様のタイプの逆流設計にすることができる。本明細書においては、他のコンポーネントおよび他の構成を使用することも可能である。
図4〜8は、燃焼器100と共に使用するための、本明細書において説明されているライナ冷却システム160を示したものである。ライナ冷却システム160は、その中に燃焼ゾーン165を画定することができる。ライナ冷却システム160は、内部ライナ170および外部衝突スリーブ180を含むことができる。ライナ170および衝突スリーブ180は、エアギャップ190によって分離することができる。ライナ170は、遮熱コーティング等々を備えたハステロイX材料(ニッケル、クロム、鉄合金)から構築することができる(ハステロイXは、Indiana州KokomoのHaynes International,Inc.の商標である)。本明細書においては他のタイプの材料を使用することも可能である。衝突スリーブ180も同様の材料から構築することができる。ライナ170、衝突スリーブ180およびエアギャップ190の厚さは変更が可能である。ライナ170および衝突スリーブ180は、実質的にくずれた「U」字様の形200を有することができる。本明細書においては、所望の流路、温度、圧力および他のタイプの運転パラメータに応じて、他の形状およびサイズを使用することができる。さらに、本明細書においては、他のコンポーネントおよび他の構成を使用することも可能である。
ライナ170は、燃焼ゾーン165と対向している燃焼側210、および空気20の流れと連通し、かつ、エアギャップ190および衝突スリーブ180と対向している冷却側220を含むことができる。図8に示されているように、ライナ170の冷却側220は、その上に多数の冷却フィーチャ230を有することも可能である。この例では、冷却フィーチャ230は、多数のリブ240の形態を取ることができる。任意の数のリブ240を任意のサイズ、形状および構成で使用することができる。リブ240は、その中に形成することができ、あるいはさもなければその上に配置することができる。本明細書においては任意のタイプの冷却フィーチャ230を使用してライナ170の局部表面積を広くすることができ、したがってライナ170を介して伝達される熱の量を多くすることができる。本明細書においては、例えば菱形パターン、魚骨形パターン、千鳥形フィンおよび他のタイプのパターンならびに構造を使用することができる。図にはライナ190の冷却側220の頂部側250および底部側260に配置された冷却フィーチャ230が示されているが、本明細書においては、前面すなわちヘッドエンド270の周囲または他のいずれかを含む他の位置を使用することも可能である。
また、ライナ170は、頂部側250、底部側260または他のいずれかの周囲に、ライナ170を貫通して延在している多数の拡散孔290を有することも可能である。本明細書においては、任意の数の拡散孔290を任意のサイズ、形状または構成で使用することができる。本明細書においては、他のコンポーネントおよび他の構成を使用することも可能である。
衝突スリーブ180は、衝突スリーブ180を貫通して延在している多数の衝突孔300を含むことができる。本明細書においては、任意の数の衝突孔300を任意のサイズ、形状または構成で使用することができる。図に示されているように、1つまたは複数の頂部径320を有する多数の頂部衝突孔310、ならびに1つまたは複数の底部径340を有する多数の底部衝突孔330を使用することができる。同様に、1つまたは複数の冷却フィーチャ孔径360を有する多数の冷却フィーチャ孔350をライナ170の冷却フィーチャ230の周囲に配置することができる。さらに、1つまたは複数のヘッドエンド衝突孔径380を有する多数のヘッドエンド衝突孔370をライナ170のヘッドエンド270の周囲に配置することができる。したがって衝突孔300の数は、ライナ170に対する位置に応じて変更することができる。同様に、局部圧力降下および他の運転パラメータを考慮して、ライナ170のその特定のセクションに有効な冷却が提供されるよう、衝突孔300のサイズ、形状および構成を変更することも可能である。図7に示されているように、流れの方向は、ヘッドエンド270からタービン40へ向かう方向にすることができる。本明細書においては、多くの異なる構成の衝突孔300ならびに構成の組合せを使用することができ、かつ、最適化することができる。
図9に示されているように、燃焼器100の個々のセクション105を一体に結合して総合燃焼器100を形成することができる。本明細書においては、任意の数のセクション105を使用することができる。セクション105は、任意のタイプの従来の方法で結合することができる。セクション105は、可変のサイズ、形状および構成、ならびに個々のライナ冷却システム160における変形形態を有することができる。
使用中、圧縮機15またはいずれかからの空気20の流れがライナ冷却システム160を横切って流れる。具体的には、空気20の流れは、衝突スリーブ180の衝突孔300を通って流れ、それによりライナ170に衝突冷却が提供される。したがって空気20の流れは、ライナ170の頂部250、底部260およびヘッドエンド270の周囲、ならびにライナ冷却フィーチャ230の周囲に衝突冷却を提供する。冷却の量は、衝突孔300の数、サイズ、形状および構成に依存する。さらに、ライナ170の上に配置される冷却フィーチャ230によってライナ170の冷却を改善することも可能である。したがって冷却フィーチャ230は、ライナ170上の様々な位置を追加冷却し、衝突流がそれていたり、あるいは十分にあたらない範囲を冷却する。したがってライナ冷却システム150は、衝突冷却および改善された表面冷却を提供し、ライナ170自体への空気の侵入がなく、したがって放出物が最少化される。
ライナ170を冷却した後、空気20の流れおよび燃料30の流れは、次にタービンノズル110の周囲の燃焼器100に流入する。空気20の流れおよび燃料30の流れは、高温燃焼ガス35の流れとは逆の方向に噴射することができる。空気20の流れおよび燃料30の流れが燃焼ゾーン165に流入すると、空気20および燃料30が流出する燃焼流35と混合される。具体的には、これらの流れが混合され、燃焼され、かつ、方向が反転され、それにより燃焼流35および流入する空気20が希釈される。また、空気20の流れは、タービンノズル110を通って流れる際に、該タービンノズル110を同じく冷却する。本明細書においては、他のコンポーネントおよび他の構成を使用することも可能である。
したがって本明細書において説明されている燃焼器100によれば、ガス燃料および液体燃料の範囲に及ぶ燃料柔軟性が提供される。また、この燃焼器100によれば、放出物コンプライアンス内における拡張ターンダウンが提供される。さらに、この燃焼器100によれば、コンポーネントがより少ない簡易構造が提供され、したがって総合コストが低減される。したがって、本明細書において説明されているライナ冷却システム160を備えた、コンパクトで、かつ、高インテンシティの、低放出物燃焼器設計により、コンポーネントの寿命をより長くするための衝突冷却ならびに改善された表面冷却が提供される。さらに、燃焼器100は、触媒および関連するコストを使用することなく、地方放出物規格、国家放出物規格および国際放出物規格に合致することができる。
以上の説明は、単に本出願および本出願の結果として生じる特許の特定の実施形態に関するものにすぎないことは明らかであろう。当業者は、以下の特許請求の範囲およびそれらの等価物によって定義されている本発明の一般的な精神および範囲を逸脱することなく、本明細書において多くの変更および修正を加えることができる。
10 ガスタービンエンジン
15 圧縮機
20 空気
25、100 燃焼器
30 燃料
35 燃焼ガス
40 タービン
45 軸
50 負荷
60、110 タービンノズル
65、170 ライナ
70 燃焼ゾーン
75 燃料噴射器
105 セグメント
120 1段ノズル
130 燃料マニホルド
140 燃料噴射器
150 ジェット攪拌燃焼器
160 ライナ冷却システム
165 燃焼ゾーン
180 衝突スリーブ
190 エアギャップ
200 U字様の形
210 燃焼側
220 冷却側
230 冷却フィーチャ
240 リブ
250 頂部側
260 底部側
270 ヘッドエンド
290 拡散孔
300 衝突孔
310 頂部衝突孔
320 頂部径
330 底部衝突孔
340 底部径
350 冷却フィーチャ衝突孔
360 冷却フィーチャ径
370 ヘッドエンド衝突孔
380 ヘッドエンド径
15 圧縮機
20 空気
25、100 燃焼器
30 燃料
35 燃焼ガス
40 タービン
45 軸
50 負荷
60、110 タービンノズル
65、170 ライナ
70 燃焼ゾーン
75 燃料噴射器
105 セグメント
120 1段ノズル
130 燃料マニホルド
140 燃料噴射器
150 ジェット攪拌燃焼器
160 ライナ冷却システム
165 燃焼ゾーン
180 衝突スリーブ
190 エアギャップ
200 U字様の形
210 燃焼側
220 冷却側
230 冷却フィーチャ
240 リブ
250 頂部側
260 底部側
270 ヘッドエンド
290 拡散孔
300 衝突孔
310 頂部衝突孔
320 頂部径
330 底部衝突孔
340 底部径
350 冷却フィーチャ衝突孔
360 冷却フィーチャ径
370 ヘッドエンド衝突孔
380 ヘッドエンド径
Claims (20)
- ガスタービンエンジンと共に使用するための燃焼器であって、
タービンノズルと、
前記タービンノズルを統合したライナ冷却システムと
を備え、前記ライナ冷却システムが、1つまたは複数の冷却フィーチャをその上に備えたライナと、衝突スリーブとを備える燃焼器。 - 前記タービンノズルが1段ノズルを備える、請求項1記載の燃焼器。
- 前記タービンノズルが燃料噴射器を備える、請求項1記載の燃焼器。
- 前記燃焼器がジェット攪拌燃焼器を備える、請求項1記載の燃焼器。
- 前記ライナ冷却システムが、前記ライナと前記衝突スリーブの間にエアギャップを備える、請求項1記載の燃焼器。
- 前記1つまたは複数の冷却フィーチャが複数のリブを備える、請求項1記載の燃焼器。
- 前記ライナが、遮熱コーティングをその上に備えた合金を備える、請求項1記載の燃焼器。
- 前記ライナが1つまたは複数の拡散孔を備える、請求項1記載の燃焼器。
- 前記衝突スリーブが複数の衝突孔を備える、請求項1記載の燃焼器。
- 前記複数の衝突孔が、異なる形状の複数の衝突孔を備える、請求項1記載の燃焼器。
- 前記衝突スリーブが、複数の頂部衝突孔を備えた頂部側を備える、請求項1記載の燃焼器。
- 前記衝突スリーブが、複数の底部衝突孔を備えた底部側を備える、請求項1記載の燃焼器。
- 前記衝突スリーブが複数の冷却フィーチャ衝突孔を備える、請求項1記載の燃焼器。
- 前記衝突スリーブが、複数のヘッドエンド衝突孔を備えたヘッドエンドを備える、請求項1記載の燃焼器。
- 燃焼器を冷却する方法であって、
タービンノズルを統合したライナ冷却システムを備えた燃焼ゾーンを画定するステップと、
衝突スリーブを介して前記ライナ冷却システムのライナを衝突冷却するために、前記燃焼器のヘッドエンドの周囲に空気を流すステップと、
1つまたは複数のライナ表面冷却フィーチャを介して前記ライナをさらに冷却するステップと
を含む方法。 - ガスタービンエンジンと共に使用するためのジェット攪拌燃焼器であって、
1段ノズルと、
前記1段ノズルを統合したライナ冷却システムと
を備え、前記ライナ冷却システムが、1つまたは複数の冷却フィーチャをその上に備えたライナと、衝突スリーブと、それらの間のエアギャップとを備えるジェット攪拌燃焼器。 - 前記1つまたは複数の冷却フィーチャが複数のリブを備える、請求項16記載のジェット攪拌燃焼器。
- 前記衝突スリーブが、複数の頂部衝突孔を備えた頂部側を備える、請求項16記載のジェット攪拌燃焼器。
- 前記衝突スリーブが、複数の底部衝突孔を備えた底部側を備える、請求項16記載のジェット攪拌燃焼器。
- 前記衝突スリーブが、複数のヘッドエンド衝突孔を備えたヘッドエンドを備える、請求項16記載のジェット攪拌燃焼器。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US13/488,465 | 2012-06-05 | ||
US13/488,465 US20130318986A1 (en) | 2012-06-05 | 2012-06-05 | Impingement cooled combustor |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2013253770A true JP2013253770A (ja) | 2013-12-19 |
Family
ID=48539034
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2013116563A Pending JP2013253770A (ja) | 2012-06-05 | 2013-06-03 | 衝突冷却燃焼器 |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US20130318986A1 (ja) |
EP (1) | EP2672182A2 (ja) |
JP (1) | JP2013253770A (ja) |
CN (1) | CN103471134A (ja) |
RU (1) | RU2013125681A (ja) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2015230162A (ja) * | 2014-06-05 | 2015-12-21 | アルストム テクノロジー リミテッドALSTOM Technology Ltd | ガスタービンの環状の燃焼室及びこのような燃焼室を備えたガスタービン |
US10738700B2 (en) | 2016-11-16 | 2020-08-11 | General Electric Company | Turbine assembly |
Families Citing this family (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN104566458A (zh) * | 2014-12-25 | 2015-04-29 | 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 | 一种带有冷却结构的燃气轮机燃烧室过渡段 |
US20170138595A1 (en) * | 2015-11-18 | 2017-05-18 | General Electric Company | Combustor Wall Channel Cooling System |
US10527288B2 (en) * | 2016-06-17 | 2020-01-07 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Small exit duct for a reverse flow combustor with integrated cooling elements |
FR3054855B1 (fr) * | 2016-08-08 | 2020-05-01 | Safran Aircraft Engines | Disque de rotor de turbomachine |
US10641490B2 (en) | 2017-01-04 | 2020-05-05 | General Electric Company | Combustor for use in a turbine engine |
US10823418B2 (en) | 2017-03-02 | 2020-11-03 | General Electric Company | Gas turbine engine combustor comprising air inlet tubes arranged around the combustor |
US11994292B2 (en) | 2020-08-31 | 2024-05-28 | General Electric Company | Impingement cooling apparatus for turbomachine |
US11371702B2 (en) | 2020-08-31 | 2022-06-28 | General Electric Company | Impingement panel for a turbomachine |
US11460191B2 (en) | 2020-08-31 | 2022-10-04 | General Electric Company | Cooling insert for a turbomachine |
US11994293B2 (en) | 2020-08-31 | 2024-05-28 | General Electric Company | Impingement cooling apparatus support structure and method of manufacture |
US11614233B2 (en) | 2020-08-31 | 2023-03-28 | General Electric Company | Impingement panel support structure and method of manufacture |
US11255545B1 (en) | 2020-10-26 | 2022-02-22 | General Electric Company | Integrated combustion nozzle having a unified head end |
US11767766B1 (en) | 2022-07-29 | 2023-09-26 | General Electric Company | Turbomachine airfoil having impingement cooling passages |
Family Cites Families (23)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4244178A (en) * | 1978-03-20 | 1981-01-13 | General Motors Corporation | Porous laminated combustor structure |
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 |
GB2328011A (en) * | 1997-08-05 | 1999-02-10 | Europ Gas Turbines Ltd | Combustor for gas or liquid fuelled turbine |
US6098397A (en) * | 1998-06-08 | 2000-08-08 | Caterpillar Inc. | Combustor for a low-emissions gas turbine engine |
US7104067B2 (en) * | 2002-10-24 | 2006-09-12 | General Electric Company | Combustor liner with inverted turbulators |
FR2871847B1 (fr) * | 2004-06-17 | 2006-09-29 | Snecma Moteurs Sa | Montage d'un distributeur de turbine sur une chambre de combustion a parois en cmc dans une turbine a gaz |
US7373778B2 (en) * | 2004-08-26 | 2008-05-20 | General Electric Company | Combustor cooling with angled segmented surfaces |
EP1724526A1 (de) * | 2005-05-13 | 2006-11-22 | Siemens Aktiengesellschaft | Brennkammerschale, Gasturbinenanlage und Verfahren zum An- oder Abfahren einer Gasturbinenanlage |
US7966822B2 (en) * | 2005-06-30 | 2011-06-28 | General Electric Company | Reverse-flow gas turbine combustion system |
US9080513B2 (en) * | 2007-10-31 | 2015-07-14 | General Electric Company | Method and apparatus for combusting syngas within a combustor |
JPWO2009122474A1 (ja) * | 2008-03-31 | 2011-07-28 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器の冷却構造 |
US20100037620A1 (en) * | 2008-08-15 | 2010-02-18 | General Electric Company, Schenectady | Impingement and effusion cooled combustor component |
US8033119B2 (en) * | 2008-09-25 | 2011-10-11 | Siemens Energy, Inc. | Gas turbine transition duct |
US9822649B2 (en) * | 2008-11-12 | 2017-11-21 | General Electric Company | Integrated combustor and stage 1 nozzle in a gas turbine and method |
US20100186415A1 (en) * | 2009-01-23 | 2010-07-29 | General Electric Company | Turbulated aft-end liner assembly and related cooling method |
US8015817B2 (en) * | 2009-06-10 | 2011-09-13 | Siemens Energy, Inc. | Cooling structure for gas turbine transition duct |
US8646277B2 (en) * | 2010-02-19 | 2014-02-11 | General Electric Company | Combustor liner for a turbine engine with venturi and air deflector |
US8201412B2 (en) * | 2010-09-13 | 2012-06-19 | General Electric Company | Apparatus and method for cooling a combustor |
US9121279B2 (en) * | 2010-10-08 | 2015-09-01 | Alstom Technology Ltd | Tunable transition duct side seals in a gas turbine engine |
US8966910B2 (en) * | 2011-06-21 | 2015-03-03 | General Electric Company | Methods and systems for cooling a transition nozzle |
US8915087B2 (en) * | 2011-06-21 | 2014-12-23 | General Electric Company | Methods and systems for transferring heat from a transition nozzle |
US20130283806A1 (en) * | 2012-04-26 | 2013-10-31 | General Electric Company | Combustor and a method for repairing the combustor |
US9212823B2 (en) * | 2012-09-06 | 2015-12-15 | General Electric Company | Systems and methods for suppressing combustion driven pressure fluctuations with a premix combustor having multiple premix times |
-
2012
- 2012-06-05 US US13/488,465 patent/US20130318986A1/en not_active Abandoned
-
2013
- 2013-06-03 JP JP2013116563A patent/JP2013253770A/ja active Pending
- 2013-06-04 RU RU2013125681/06A patent/RU2013125681A/ru not_active Application Discontinuation
- 2013-06-04 EP EP13170468.6A patent/EP2672182A2/en not_active Withdrawn
- 2013-06-05 CN CN2013102204282A patent/CN103471134A/zh active Pending
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2015230162A (ja) * | 2014-06-05 | 2015-12-21 | アルストム テクノロジー リミテッドALSTOM Technology Ltd | ガスタービンの環状の燃焼室及びこのような燃焼室を備えたガスタービン |
US10738700B2 (en) | 2016-11-16 | 2020-08-11 | General Electric Company | Turbine assembly |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN103471134A (zh) | 2013-12-25 |
EP2672182A2 (en) | 2013-12-11 |
US20130318986A1 (en) | 2013-12-05 |
RU2013125681A (ru) | 2014-12-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2013253770A (ja) | 衝突冷却燃焼器 | |
US8904798B2 (en) | Combustor | |
US9366440B2 (en) | Fuel nozzles with mixing tubes surrounding a liquid fuel cartridge for injecting fuel in a gas turbine combustor | |
US8756934B2 (en) | Combustor cap assembly | |
US10378774B2 (en) | Annular combustor with scoop ring for gas turbine engine | |
US8544277B2 (en) | Turbulated aft-end liner assembly and cooling method | |
JP2015200493A (ja) | 燃焼ガス流れ場内に延在する燃料噴射器を冷却するためのシステムおよびその製造方法 | |
US20090120093A1 (en) | Turbulated aft-end liner assembly and cooling method | |
JP2008286199A (ja) | タービンエンジンを冷却する方法及び装置 | |
US9297533B2 (en) | Combustor and a method for cooling the combustor | |
US9513008B2 (en) | Combustor for gas turbine engine | |
US20110203287A1 (en) | Combustor liner for a turbine engine | |
US10982593B2 (en) | System and method for combusting liquid fuel in a gas turbine combustor with staged combustion | |
JP2013250046A (ja) | タービンエンジンに使用するための燃料注入組立体及びそれを組み立てる方法 | |
US20150241064A1 (en) | System having a combustor cap | |
CN208418806U (zh) | 用于燃气涡轮发动机的燃烧器 | |
US20130255262A1 (en) | Combustor with Non-Circular Head End | |
US9360220B2 (en) | Micro-mixer nozzle | |
JP2002295268A (ja) | ガスタービン燃焼器ライナー構造とその補修方法 | |
US9121613B2 (en) | Combustor with brief quench zone with slots | |
US9709277B2 (en) | Fuel plenum premixing tube with surface treatment | |
US9175855B2 (en) | Combustion nozzle with floating aft plate | |
US20160252253A1 (en) | Enhanced mixing tube elements | |
EP2626632A2 (en) | Fuel injection assembly for use in turbine engines and method of assembling same | |
CA2845192A1 (en) | Combustor for gas turbine engine |