JP2016003785A - Gas turbine engine - Google Patents

Gas turbine engine Download PDF

Info

Publication number
JP2016003785A
JP2016003785A JP2014122906A JP2014122906A JP2016003785A JP 2016003785 A JP2016003785 A JP 2016003785A JP 2014122906 A JP2014122906 A JP 2014122906A JP 2014122906 A JP2014122906 A JP 2014122906A JP 2016003785 A JP2016003785 A JP 2016003785A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
liner
gas turbine
turbine engine
air
cooling
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
JP2014122906A
Other languages
Japanese (ja)
Other versions
JP6387551B2 (en
Inventor
康之 濱地
Yasuyuki Hamachi
康之 濱地
俊樹 山口
Toshiki Yamaguchi
俊樹 山口
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.)
Yanmar Co Ltd
Original Assignee
Yanmar Co Ltd
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 Yanmar Co Ltd filed Critical Yanmar Co Ltd
Priority to JP2014122906A priority Critical patent/JP6387551B2/en
Publication of JP2016003785A publication Critical patent/JP2016003785A/en
Application granted granted Critical
Publication of JP6387551B2 publication Critical patent/JP6387551B2/en
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Landscapes

  • Butt Welding And Welding Of Specific Article (AREA)

Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a gas turbine engine capable of preventing a cooling ring from being heated to be plastically deformed or cracked.SOLUTION: A gas turbine engine comprises a combustor including a liner 40, first air introduction holes 46 being formed in the liner 40 for introducing cooling air from outside of the liner 40 to inside of the liner 40, and cooling rings 45 being provided on an inner wall of the liner 40 for introducing the cooling air along the inner wall of the liner 40, the gas turbine engine being configured so that the liner 40 is locally welded to attachment portions 45A of the cooling rings 45, and second air introduction holes 48 are formed in portions of the liner 40 facing the respective attachment portions 45A.

Description

本発明は、ガスタービンエンジンの燃焼器のライナーの技術に関する。   The present invention relates to the technology of a gas turbine engine combustor liner.

ガスタービンエンジンは、内燃機関の一つとして良く知られている。また、燃焼器は、ガスタービンエンジンの一構成部品であって、圧縮された空気中に燃料を噴霧して連続燃焼させ、高温ガスを発生させるものとして公知である。さらに、ライナーは、燃焼器の一構成部品であって、略円筒形状に形成され、内部にて圧縮空気と燃料とを燃焼させるものとして公知である。   A gas turbine engine is well known as one of internal combustion engines. A combustor is a component of a gas turbine engine, and is known as a fuel that sprays fuel into compressed air and continuously burns it to generate high-temperature gas. Furthermore, the liner is a component of the combustor, and is known to be formed in a substantially cylindrical shape and to burn compressed air and fuel therein.

ライナーの内壁側には、複数の冷却リングが設けられている（例えば、特許文献１）。また、ライナーには、ライナー外部からの冷却空気をライナー内部へ導入する第一空気導入穴が形成されている。冷却リングは、冷却空気がライナーの内壁に沿うように導くものである。   A plurality of cooling rings are provided on the inner wall side of the liner (for example, Patent Document 1). The liner has a first air introduction hole for introducing cooling air from the outside of the liner into the liner. The cooling ring guides cooling air along the inner wall of the liner.

しかし、冷却リングのライナーとの取り付け部は、第一空気導入穴から導入される冷却空気が接触しないため、ライナー内部の高温中に曝されている。そのため、冷却リングが高温となり、塑性変形する、或いは、クラックが入るおそれがある。   However, since the cooling air introduced from the first air introduction hole does not contact the attachment portion of the cooling ring with the liner, it is exposed to a high temperature inside the liner. As a result, the cooling ring becomes hot and may be plastically deformed or cracked.

特開２０１０−１０６８２９号公報JP 2010-106829 A

本発明の解決しようとする課題は、冷却リングが高温となり、塑性変形する、或いは、クラックが入ることを防止できるガスタービンエンジンを提供することである。   The problem to be solved by the present invention is to provide a gas turbine engine capable of preventing the cooling ring from becoming hot and causing plastic deformation or cracking.

本発明の解決しようとする課題は以上の如くであり、次にこの課題を解決するための手段を説明する。   The problem to be solved by the present invention is as described above. Next, means for solving the problem will be described.

即ち、請求項１においては、ライナーを備える燃焼器を具備し、前記ライナーには、前記ライナー外部から前記ライナー内部へ冷却空気を導入する第一空気導入穴が形成され、前記ライナーの内壁には、前記冷却空気を前記ライナーの内壁に沿うように導く冷却リングが設けられるガスタービンエンジンであって、前記ライナーと前記冷却リングの取り付け部とは、局所的に溶接によって接合され、前記ライナーの前記取り付け部に対向する部分には、第二空気導入穴が形成されるものである。   That is, according to a first aspect of the present invention, a combustor including a liner is provided, and a first air introduction hole for introducing cooling air from the outside of the liner to the inside of the liner is formed in the liner. A gas turbine engine provided with a cooling ring for guiding the cooling air along the inner wall of the liner, wherein the liner and the mounting portion of the cooling ring are locally joined by welding, and the liner of the liner A second air introduction hole is formed in a portion facing the attachment portion.

請求項２においては、請求項１記載のガスタービンエンジンであって、前記溶接部は、前記ライナーの周方向に略等間隔に形成され、前記第二空気導入穴は、前記ライナーの前記溶接部の間に形成されるものである。   The gas turbine engine according to claim 1, wherein the welds are formed at substantially equal intervals in a circumferential direction of the liner, and the second air introduction holes are the welds of the liner. It is formed between.

請求項３においては、請求項１又は２記載のガスタービンエンジンであって、前記溶接は、プラグ溶接によって施され、前記溶接部の溶接用貫通穴と前記第二空気導入穴とは、略同径に形成されるものである。   According to a third aspect of the present invention, in the gas turbine engine according to the first or second aspect, the welding is performed by plug welding, and the welding through hole and the second air introduction hole of the welded portion are substantially the same. It is formed in the diameter.

本発明のガスタービンエンジンによれば、冷却リングが高温となり、塑性変形する、或いは、クラックが入ることを防止できる。   According to the gas turbine engine of the present invention, it is possible to prevent the cooling ring from becoming hot and causing plastic deformation or cracking.

ガスタービンエンジンの構成を示す模式図。The schematic diagram which shows the structure of a gas turbine engine. 燃焼器の構成を示す模式図。The schematic diagram which shows the structure of a combustor. ライナーの構成を示す模式図。The schematic diagram which shows the structure of a liner. ライナーの作用を示す模式図。The schematic diagram which shows the effect | action of a liner. 別のライナーの作用を示す模式図。The schematic diagram which shows the effect | action of another liner.

図１を用いて、ガスタービンエンジン１００の構成について説明する。
なお、図１は、ガスタービンエンジン１００の構成を一部断面視とした側面視にて模式的に表している。 The configuration of the gas turbine engine 100 will be described with reference to FIG.
FIG. 1 schematically shows the configuration of the gas turbine engine 100 in a side view with a partial cross-sectional view.

ガスタービンエンジン１００は、本発明のガスタービンエンジンに係る実施形態である。ガスタービンエンジン１００は、圧縮機１０と、タービン２０と、燃焼器３０と、を具備している。   The gas turbine engine 100 is an embodiment according to the gas turbine engine of the present invention. The gas turbine engine 100 includes a compressor 10, a turbine 20, and a combustor 30.

圧縮機１０は、回転することによって空気を圧縮するものである。圧縮機１０は、回転軸Ｌの周方向に螺旋状に形成された複数のインペラ１１を備えている。圧縮機１０は、回転軸Ｌを中心として回転し、各インペラ１１が空気をかくことによって空気を圧縮する。   The compressor 10 compresses air by rotating. The compressor 10 includes a plurality of impellers 11 formed in a spiral shape in the circumferential direction of the rotation axis L. The compressor 10 rotates around the rotation axis L, and each impeller 11 compresses the air by blocking the air.

なお、本ガスタービンエンジン１００における圧縮機１０は、回転軸Ｌに対して平行に供給された空気を圧縮し、回転軸Ｌに対して垂直に圧縮空気を送り出すものである。   The compressor 10 in the gas turbine engine 100 compresses air supplied in parallel to the rotation axis L and sends out the compressed air perpendicular to the rotation axis L.

燃焼器３０は、圧縮機１０から送り出された圧縮空気に燃料を供給して燃焼させるものである。燃焼器３０は、燃焼器外筒３１の内部に燃料噴射ノズル３２が取り付けられたライナー４０を備えている。   The combustor 30 supplies fuel to the compressed air sent from the compressor 10 and burns it. The combustor 30 includes a liner 40 in which a fuel injection nozzle 32 is attached inside a combustor outer cylinder 31.

燃焼器３０は、燃焼器外筒３１によってライナー４０の空気孔４１及びスワラー３３からライナー４０の内部に圧縮空気を案内している。そして、燃焼器３０は、燃料噴射ノズル３２が燃料を供給することによって燃料を燃焼させる。   The combustor 30 guides compressed air from the air holes 41 and the swirler 33 of the liner 40 to the inside of the liner 40 by the combustor outer cylinder 31. And the combustor 30 burns fuel, when the fuel injection nozzle 32 supplies fuel.

なお、本ガスタービンエンジン１００における燃焼器３０は、ライナー４０の下流側に燃焼ガスを案内する尾筒（図示略）を備えており、回転軸Ｌに対して平行に燃焼ガスを送り出している。   The combustor 30 in the gas turbine engine 100 includes a tail cylinder (not shown) that guides the combustion gas downstream of the liner 40, and sends the combustion gas in parallel to the rotation axis L.

タービン２０は、燃焼器３０から送り出された燃焼ガスを受けて回転するものである。ガスタービンエンジン１００において、タービン２０は、高圧タービン２１と低圧タービン２２とで構成されている。   The turbine 20 receives the combustion gas sent from the combustor 30 and rotates. In the gas turbine engine 100, the turbine 20 includes a high pressure turbine 21 and a low pressure turbine 22.

高圧タービン２１は、回転軸Ｌの周方向に回転軸Ｌに対して所定の角度をなす複数のブレード２３を備えている。また、低圧タービン２２も、回転軸Ｌの周方向に回転軸Ｌに対して所定の角度をなす複数のブレード２４を備えている。高圧タービン２１と低圧タービン２２は、各ブレード２３・２４に燃焼ガスを受け、回転軸Ｌを中心として回転する。   The high-pressure turbine 21 includes a plurality of blades 23 that form a predetermined angle with respect to the rotation axis L in the circumferential direction of the rotation axis L. The low-pressure turbine 22 also includes a plurality of blades 24 that form a predetermined angle with respect to the rotation axis L in the circumferential direction of the rotation axis L. The high-pressure turbine 21 and the low-pressure turbine 22 receive the combustion gas at the blades 23 and 24 and rotate around the rotation axis L.

なお、ガスタービンエンジン１００におけるタービン２０は、圧縮機１０を回転させるとともに圧縮機１０に接続されたクイルシャフト１２を回転させる。クイルシャフト１２は、図示しない減速装置を介して発電装置を駆動する。   The turbine 20 in the gas turbine engine 100 rotates the compressor 10 and rotates the quill shaft 12 connected to the compressor 10. The quill shaft 12 drives the power generator via a speed reducer (not shown).

このような構成とすることで、ガスタービンエンジン１００は、連続的に空気を圧縮し、燃料を燃焼させ、回転動力を得ることができる。そして、ガスタービンエンジン１００は、連続的に得られる回転動力を利用して発電装置を駆動する。   By setting it as such a structure, the gas turbine engine 100 can compress air continuously, burn a fuel, and can obtain rotational power. And the gas turbine engine 100 drives a power generator using the rotational power obtained continuously.

なお、本実施形態のガスタービンエンジン１００は、軽油等の液体燃料を用いる仕様であるが、天然ガス等の気体燃料を用いる仕様であっても良い。また、本実施形態のガスタービンエンジン１００は、いわゆる一軸式ガスタービンエンジンであるが、二軸式ガスタービンエンジンであっても良い。   The gas turbine engine 100 of the present embodiment has a specification that uses liquid fuel such as light oil, but may also have a specification that uses gaseous fuel such as natural gas. Further, the gas turbine engine 100 of the present embodiment is a so-called single-shaft gas turbine engine, but may be a two-shaft gas turbine engine.

図２を用いて、燃焼器３０の構成について説明する。
なお、図２では、燃焼器３０の構成を一部断面視とした側面視にて模式的に表している。また、以下では、図２に記載される軸方向の頂部側又は基端側に従って説明するものとする。 The configuration of the combustor 30 will be described with reference to FIG.
In FIG. 2, the configuration of the combustor 30 is schematically shown in a side view with a partial cross-sectional view. In the following, description will be made according to the top side or the base end side in the axial direction shown in FIG.

燃焼器３０は、燃焼器外筒３１とライナー４０との間に供給された圧縮空気を空気孔４１及びスワラー３３によってライナー４０内部に案内し、燃料噴射ノズル３２から燃料をライナー４０内部に供給し、燃料を燃焼させるものである。   The combustor 30 guides the compressed air supplied between the combustor outer cylinder 31 and the liner 40 to the inside of the liner 40 by the air holes 41 and the swirler 33, and supplies fuel from the fuel injection nozzle 32 to the inside of the liner 40. The fuel is burned.

ライナー４０は、軸方向の頂部側が先細りとなる略円筒形状に形成されている。ライナー４０の軸方向の頂部側であって軸心部には、燃料噴射ノズル３２が貫通している。ライナー４０の燃料噴射ノズル３２が貫通している周囲には、スワラー３３が設けられている。   The liner 40 is formed in a substantially cylindrical shape with a tapered top side in the axial direction. The fuel injection nozzle 32 penetrates the axial center portion on the top side in the axial direction of the liner 40. A swirler 33 is provided around the fuel injection nozzle 32 of the liner 40.

スワラー３３は、旋回案内羽根であって、ライナー４０の頂部側からライナー４０の内部に進入する空気を旋回させる機能を有している。スワラー３３からライナー４０の内部（燃焼領域）に取り込まれた空気は、一次空気と呼ばれ、燃料と混合され燃料を燃焼させる。   The swirler 33 is a swivel guide vane and has a function of swirling air that enters the liner 40 from the top side of the liner 40. The air taken from the swirler 33 into the liner 40 (combustion region) is called primary air and is mixed with fuel to burn the fuel.

ライナー４０の側面周囲には、複数の空気孔４１・・・４１が設けられている。空気孔４１からライナー４０の内部（燃焼領域）に取り込まれた空気は、二次空気と呼ばれ、燃焼室の内部冷却と燃焼ガスの希釈、一次空気で完全燃焼しなかった燃料の二次燃焼に利用される。   A plurality of air holes 41... 41 are provided around the side surface of the liner 40. The air taken into the liner 40 from the air hole 41 (combustion region) is called secondary air. The internal combustion of the combustion chamber, the dilution of the combustion gas, and the secondary combustion of the fuel that has not been completely burned by the primary air Used for

燃焼器外筒３１は、ライナー４０の径よりも拡径された略円筒形状に形成されている。燃焼器外筒３１は、ライナー４０を被装し、ライナー４０の外部に同軸上に配置されている。   The combustor outer cylinder 31 is formed in a substantially cylindrical shape whose diameter is larger than the diameter of the liner 40. The combustor outer cylinder 31 covers the liner 40 and is coaxially disposed outside the liner 40.

図３を用いて、ライナー４０の構成について説明する。
なお、図３では、ライナー４０の構成を一部断面視とした側面視にて模式的に表している。また、以下では、図３に記載される軸方向及び周方向に従って説明するものとする。 The configuration of the liner 40 will be described with reference to FIG.
In FIG. 3, the configuration of the liner 40 is schematically shown in a side view with a partial cross-sectional view. In the following, description will be made according to the axial direction and the circumferential direction shown in FIG.

ライナー４０は、略円筒形状に形成され、内部にて圧縮空気と燃料とを燃焼させるものである。ライナー４０の内周側には、複数の冷却リング４５・・・４５が設けられている。   The liner 40 is formed in a substantially cylindrical shape and burns compressed air and fuel inside. A plurality of cooling rings 45... 45 are provided on the inner peripheral side of the liner 40.

ライナー４０の側面周囲には、上述した複数の空気孔４１・・・４１と、複数の第一空気導入穴４６・・・４６と、複数の溶接用貫通穴４７・・・４７と、複数の第二空気導入穴４８・・・４８と、が形成されている。   Around the side surface of the liner 40, the plurality of air holes 41... 41, the plurality of first air introduction holes 46... 46, the plurality of welding through holes 47. Second air introduction holes 48... 48 are formed.

冷却リング４５は、第一空気導入穴４６から導入される冷却空気をライナー４０の内壁に沿うように導くものである。冷却リング４５は、略円筒形状に形成され、略円筒形状に形成される取り付け部４５Ａと、取り付け部４５Ａよりも縮径した略円筒形状に形成される導入部４５Ｂと、が一体となって形成されている。   The cooling ring 45 guides the cooling air introduced from the first air introduction hole 46 along the inner wall of the liner 40. The cooling ring 45 is formed in a substantially cylindrical shape, and an attachment portion 45A formed in a substantially cylindrical shape and an introduction portion 45B formed in a substantially cylindrical shape having a diameter smaller than that of the attachment portion 45A are integrally formed. Has been.

冷却リング４５は、ライナー４０の軸方向において略等間隔に設けられている。冷却リング４５の取り付け部４５Ａとライナー４０とは、局所的にプラグ溶接によって接合されている。プラグ溶接とは、母材を重ね合わせて接合する場合、一方の母材に丸穴を形成し、丸穴を埋めるように溶接し接合する溶接方法である。   The cooling rings 45 are provided at substantially equal intervals in the axial direction of the liner 40. The attachment portion 45A of the cooling ring 45 and the liner 40 are locally joined by plug welding. Plug welding is a welding method in which when a base material is overlapped and joined, a round hole is formed in one base material, and welding is performed so as to fill the round hole.

本実施形態では、ライナー４０に溶接用貫通穴４７が形成され、溶接用貫通穴４７を埋めるように溶接して溶接部４７Ｙが形成され（図４参照）、冷却リング４５の取り付け部４５Ａとライナー４０とが接合される。   In the present embodiment, a welding through-hole 47 is formed in the liner 40 and welding is performed so as to fill the welding through-hole 47 (see FIG. 4), and the attachment portion 45A of the cooling ring 45 and the liner 40 is joined.

第一空気導入穴４６は、ライナー４０外部からの圧縮空気（冷却空気）をライナー４０内部へ導入するものである。第一空気導入穴４６は、冷却リング４５の導入部４５Ｂに対向する位置に形成されている。   The first air introduction hole 46 is for introducing compressed air (cooling air) from the outside of the liner 40 into the liner 40. The first air introduction hole 46 is formed at a position facing the introduction portion 45 </ b> B of the cooling ring 45.

第一空気導入穴４６は、冷却リング４５に対応してライナー４０の軸方向において略等間隔に形成されている。また、第一空気導入穴４６は、ライナー４０の周方向において略等間隔に形成されている。   The first air introduction holes 46 are formed at substantially equal intervals in the axial direction of the liner 40 corresponding to the cooling ring 45. The first air introduction holes 46 are formed at substantially equal intervals in the circumferential direction of the liner 40.

溶接用貫通穴４７は、冷却リング４５とライナー４０とをプラグ溶接する際に用いられる貫通穴である。溶接用貫通穴４７は、冷却リング４５の取り付け部４５Ａに対向する位置に形成されている。   The welding through hole 47 is a through hole used when the cooling ring 45 and the liner 40 are plug welded. The welding through hole 47 is formed at a position facing the attachment portion 45 </ b> A of the cooling ring 45.

溶接用貫通穴４７は、冷却リング４５に対応してライナー４０の軸方向において略等間隔に形成されている。さらに、溶接用貫通穴４７は、ライナー４０の周方向において略等間隔に形成されている。   The welding through holes 47 are formed at substantially equal intervals in the axial direction of the liner 40 corresponding to the cooling ring 45. Further, the welding through holes 47 are formed at substantially equal intervals in the circumferential direction of the liner 40.

第二空気導入穴４８は、ライナー４０外部からの圧縮空気（冷却空気）をライナー４０内部へ導入するものである。第二空気導入穴４８は、冷却リング４５の取り付け部４５Ａに対向する位置に形成されている。   The second air introduction hole 48 introduces compressed air (cooling air) from the outside of the liner 40 into the liner 40. The second air introduction hole 48 is formed at a position facing the attachment portion 45 </ b> A of the cooling ring 45.

第二空気導入穴４８は、冷却リング４５に対応してライナー４０の軸方向において略等間隔に形成されている。また、第二空気導入穴４８は、ライナー４０の周方向において略等間隔に形成されている。   The second air introduction holes 48 are formed at substantially equal intervals in the axial direction of the liner 40 corresponding to the cooling ring 45. The second air introduction holes 48 are formed at substantially equal intervals in the circumferential direction of the liner 40.

第二空気導入穴４８は、溶接用貫通穴４７・４７の間に形成されている。また、第二空気導入穴４８の径は、溶接用貫通穴４７の径と略同径に形成されている。   The second air introduction hole 48 is formed between the welding through holes 47. The diameter of the second air introduction hole 48 is formed to be approximately the same as the diameter of the welding through hole 47.

図４を用いて、ライナー４０の作用について説明する。
なお、図４の上方左側には、ライナー４０の構成を側面視によって模式的に表し、図４の上方右側には、第二空気導入穴４８の周囲の構成を拡大した拡大図によって模式的に表し、図４の下方には、拡大図のＡＡ断面図を模式的に表している。 The operation of the liner 40 will be described with reference to FIG.
Note that the configuration of the liner 40 is schematically shown on the upper left side of FIG. 4 in a side view, and the upper right side of FIG. 4 is schematically shown on the enlarged right side of the second air introduction hole 48 in an enlarged view. In the lower part of FIG. 4, an AA sectional view of the enlarged view is schematically shown.

ガスタービンエンジン１００の運転中において、ライナー４０では、ライナー４０の内側に高温の燃焼ガスが通過し（図４における黒抜き矢印）、ライナー４０の外側に圧縮空気が通過する（図４における白抜き矢印）。このとき、ライナー４０の外側を通過する圧縮空気の一部が、第一空気導入穴４６を貫通して冷却空気としてライナー４０の内側に導かれる。   During operation of the gas turbine engine 100, in the liner 40, high-temperature combustion gas passes inside the liner 40 (black arrow in FIG. 4), and compressed air passes outside the liner 40 (white dot in FIG. 4). Arrow). At this time, a part of the compressed air that passes outside the liner 40 passes through the first air introduction hole 46 and is guided to the inside of the liner 40 as cooling air.

ライナー４０の内側に導かれた冷却空気は、冷却リング４５の導入部４５Ｂに導かれてライナー４０の内壁に沿って通過し、高温中に曝されているライナー４０の内壁及び冷却リング４５の導入部４５Ｂと接触する。そして、ライナー４０の内壁及び冷却リング４５の導入部４５Ｂは、冷却空気によって冷却される。   The cooling air guided to the inside of the liner 40 is guided to the introduction portion 45B of the cooling ring 45, passes along the inner wall of the liner 40, and is introduced to the inner wall of the liner 40 and the cooling ring 45 that are exposed to a high temperature. It contacts the part 45B. The inner wall of the liner 40 and the introduction portion 45B of the cooling ring 45 are cooled by the cooling air.

ここで、ライナー４０と冷却リング４５の取り付け部４５Ａとの間には、寸法公差又は熱膨張差により隙間が生じる。そして、ライナー４０の外側を通過する圧縮空気の一部が、第二空気導入穴４８を貫通して冷却空気としてライナー４０と冷却リング４５の取り付け部４５Ａとの隙間に導かれる。   Here, a gap is generated between the liner 40 and the mounting portion 45A of the cooling ring 45 due to a dimensional tolerance or a thermal expansion difference. A part of the compressed air passing outside the liner 40 passes through the second air introduction hole 48 and is led to the gap between the liner 40 and the mounting portion 45A of the cooling ring 45 as cooling air.

ライナー４０と冷却リング４５の取り付け部４５Ａとの隙間に導かれた冷却空気は、高温中に曝されているライナー４０の内壁及び冷却リング４５の取り付け部４５Ａと接触する。そして、ライナー４０の内壁及び冷却リング４５の取り付け部４５Ａは、冷却空気によって冷却される。   The cooling air guided to the gap between the liner 40 and the attachment portion 45A of the cooling ring 45 comes into contact with the inner wall of the liner 40 exposed to high temperature and the attachment portion 45A of the cooling ring 45. The inner wall of the liner 40 and the attachment portion 45A of the cooling ring 45 are cooled by the cooling air.

ガスタービンエンジン１００の効果について説明する。
ガスタービンエンジン１００によれば、冷却リング４５が高温となり、塑性変形する、或いは、クラックが入ることを防止できる。 The effect of the gas turbine engine 100 will be described.
According to the gas turbine engine 100, it is possible to prevent the cooling ring 45 from becoming hot and causing plastic deformation or cracking.

従来、冷却リング４５の取り付け部４５Ａは、第一空気導入穴４６から導入される冷却空気が接触しないため、ライナー４０内部の高温中に曝されていた。そのため、冷却リング４５が高温となり、塑性変形する、或いは、クラックが入るおそれがあった。   Conventionally, the mounting portion 45 </ b> A of the cooling ring 45 is exposed to the high temperature inside the liner 40 because the cooling air introduced from the first air introduction hole 46 does not come into contact therewith. As a result, the cooling ring 45 becomes hot and may be plastically deformed or cracked.

本実施形態のガスタービンエンジン１００によれば、第二空気導入穴４８を設け、冷却空気をライナー４０と冷却リング４５の取り付け部４５Ａとの隙間に導き、冷却リング４５の取り付け部４５Ａを冷却することによって、冷却リング４５が高温となり、塑性変形する、或いは、クラックが入ることを防止できる。   According to the gas turbine engine 100 of the present embodiment, the second air introduction hole 48 is provided, the cooling air is guided to the gap between the liner 40 and the attachment portion 45A of the cooling ring 45, and the attachment portion 45A of the cooling ring 45 is cooled. As a result, it is possible to prevent the cooling ring 45 from becoming hot and causing plastic deformation or cracking.

また、本実施形態のガスタービンエンジン１００によれば、第二空気導入穴４８をライナー４０の周方向において等間隔に形成することによって、効率良く冷却リング４５の取り付け部４５Ａを冷却することができる。   Further, according to the gas turbine engine 100 of the present embodiment, by forming the second air introduction holes 48 at equal intervals in the circumferential direction of the liner 40, the attachment portion 45A of the cooling ring 45 can be efficiently cooled. .

さらに、本実施形態のガスタービンエンジン１００によれば、第二空気導入穴４８を溶接用貫通穴４７と同径とすることによって、第二空気導入穴４８と溶接用貫通穴４７とを同じ工程で形成することができるため、製造効率を向上できる。   Furthermore, according to the gas turbine engine 100 of the present embodiment, the second air introduction hole 48 and the welding through hole 47 are formed in the same process by making the second air introduction hole 48 the same diameter as the welding through hole 47. Therefore, manufacturing efficiency can be improved.

図５を用いて、ライナー１４０の作用について説明する。
なお、図５の上方左側には、ライナー１４０の構成を側面視によって表し、図５の上方右側には、第二空気導入穴１４８の周囲構成を拡大した拡大図によって表し、図５の下方には、拡大図のＢＢ断面図を模式的に表している。 The operation of the liner 140 will be described with reference to FIG.
Note that the configuration of the liner 140 is shown in a side view on the upper left side of FIG. 5, and the enlarged configuration on the second air introduction hole 148 is shown on the upper right side of FIG. Fig. 5 schematically shows a cross-sectional view taken along the line BB in the enlarged view.

ライナー１４０は、本発明のライナーに係る別の実施形態である。ライナー１４０の冷却リング１４５、第一空気導入穴１４６及び溶接用貫通穴１４７については、ライナー１４０の冷却リング１４５、第一空気導入穴１４６及び溶接用貫通穴１４７と同様の構成であるため、説明を省略する。   The liner 140 is another embodiment according to the liner of the present invention. The cooling ring 145, the first air introduction hole 146, and the welding through hole 147 of the liner 140 have the same configuration as the cooling ring 145, the first air introduction hole 146, and the welding through hole 147 of the liner 140. Is omitted.

第二空気導入穴１４８は、ライナー１４０外部からの圧縮空気（冷却空気）をライナー１４０内部へ導入するものである。第二空気導入穴１４８は、冷却リング１４５の取り付け部１４５Ａに対向する位置に形成されている。   The second air introduction hole 148 introduces compressed air (cooling air) from the outside of the liner 140 into the liner 140. The second air introduction hole 148 is formed at a position facing the attachment portion 145A of the cooling ring 145.

第二空気導入穴１４８は、冷却リング１４５に対応してライナー１４０の軸方向において略等間隔に設けられている。第二空気導入穴１４８は、長穴形状に形成されている。このような構成とすることで、ライナー１４０についてもライナー１４０と同様の作用を奏する。   The second air introduction holes 148 are provided at substantially equal intervals in the axial direction of the liner 140 corresponding to the cooling ring 145. The second air introduction hole 148 is formed in a long hole shape. With such a configuration, the liner 140 also has the same effect as the liner 140.

１０ 圧縮機
２０ タービン
３０ 燃焼器
４０ ライナー
４１ 空気穴
４５ 冷却リング
４６ 第一空気導入穴
４７ 溶接用貫通穴
４８ 第二空気導入穴
１００ ガスタービンエンジン
DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 Compressor 20 Turbine 30 Combustor 40 Liner 41 Air hole 45 Cooling ring 46 First air introduction hole 47 Welding through hole 48 Second air introduction hole 100 Gas turbine engine

Claims (3)

ライナーを備える燃焼器を具備し、前記ライナーには、前記ライナー外部から前記ライナー内部へ冷却空気を導入する第一空気導入穴が形成され、前記ライナーの内壁には、前記冷却空気を前記ライナーの内壁に沿うように導く冷却リングが設けられるガスタービンエンジンであって、
前記ライナーと前記冷却リングの取り付け部とは、局所的に溶接によって接合され、
前記ライナーの前記取り付け部に対向する部分には、第二空気導入穴が形成される、
ガスタービンエンジン。 A combustor including a liner, wherein the liner is formed with a first air introduction hole for introducing cooling air from the outside of the liner to the inside of the liner, and the cooling air is supplied to the inner wall of the liner. A gas turbine engine provided with a cooling ring for guiding along an inner wall,
The liner and the mounting portion of the cooling ring are locally joined by welding,
A second air introduction hole is formed in a portion of the liner facing the attachment portion.
Gas turbine engine. 請求項１記載のガスタービンエンジンであって、
前記溶接部は、前記ライナーの周方向に略等間隔に形成され、
前記第二空気導入穴は、前記ライナーの前記溶接部の間に形成される、
ガスタービンエンジン。 A gas turbine engine according to claim 1,
The welds are formed at substantially equal intervals in the circumferential direction of the liner,
The second air introduction hole is formed between the welds of the liner;
Gas turbine engine. 請求項１又は２記載のガスタービンエンジンであって、
前記溶接は、プラグ溶接によって施され、
前記溶接部の溶接用貫通穴と前記第二空気導入穴とは、略同径に形成される、
ガスタービンエンジン。 A gas turbine engine according to claim 1 or 2,
The welding is performed by plug welding,
The welding through hole of the weld and the second air introduction hole are formed to have substantially the same diameter,
Gas turbine engine.
JP2014122906A 2014-06-13 2014-06-13 Gas turbine engine Active JP6387551B2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2014122906A JP6387551B2 (en) 2014-06-13 2014-06-13 Gas turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2014122906A JP6387551B2 (en) 2014-06-13 2014-06-13 Gas turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2016003785A true JP2016003785A (en) 2016-01-12
JP6387551B2 JP6387551B2 (en) 2018-09-12

Family

ID=55223188

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2014122906A Active JP6387551B2 (en) 2014-06-13 2014-06-13 Gas turbine engine

Country Status (1)

Country Link
JP (1) JP6387551B2 (en)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20170127916A (en) * 2016-05-13 2017-11-22 한화테크윈 주식회사 Combustor
CN114857618A (en) * 2021-02-03 2022-08-05 通用电气公司 Combustor for a gas turbine engine
CN115507390A (en) * 2021-06-07 2022-12-23 通用电气公司 Combustor for a gas turbine engine
CN115507384A (en) * 2021-06-07 2022-12-23 通用电气公司 Combustor for a gas turbine engine
CN115507387A (en) * 2021-06-07 2022-12-23 通用电气公司 Combustor for a gas turbine engine
WO2023171430A1 (en) * 2022-03-11 2023-09-14 三菱重工業株式会社 Assembly, method for manufacturing assembly, burner, and method for manufacturing burner

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS4721011U (en) * 1971-03-11 1972-11-09
JPS57114255U (en) * 1980-12-27 1982-07-15
JPS5842560U (en) * 1981-09-18 1983-03-22 三菱重工業株式会社 gas turbine combustor
JPS63294421A (en) * 1987-02-06 1988-12-01 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ Combustion-apparatus liner cooling device
JPH0875166A (en) * 1994-09-07 1996-03-19 Hitachi Ltd Manufacture of liner for gas turbine burner
JPH08278029A (en) * 1995-02-06 1996-10-22 Toshiba Corp Liner for combustor and manufacture thereof
JPH08326603A (en) * 1995-05-25 1996-12-10 United Technol Corp <Utc> Augmenter for gas-turbine engine
JP2002071136A (en) * 2000-08-28 2002-03-08 Hitachi Ltd Combustor liner
JP2002295268A (en) * 2001-03-29 2002-10-09 Hitachi Ltd Gas turbine burner liner structure and method of repairing the same
JP2004156860A (en) * 2002-11-07 2004-06-03 Hitachi Ltd Gas turbine combustor
JP2006003072A (en) * 2004-06-17 2006-01-05 Snecma Moteurs Cmc-made gas turbine combustion chamber supported inside metal casing by cmc linking member

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS4721011U (en) * 1971-03-11 1972-11-09
JPS57114255U (en) * 1980-12-27 1982-07-15
JPS5842560U (en) * 1981-09-18 1983-03-22 三菱重工業株式会社 gas turbine combustor
JPS63294421A (en) * 1987-02-06 1988-12-01 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ Combustion-apparatus liner cooling device
JPH0875166A (en) * 1994-09-07 1996-03-19 Hitachi Ltd Manufacture of liner for gas turbine burner
JPH08278029A (en) * 1995-02-06 1996-10-22 Toshiba Corp Liner for combustor and manufacture thereof
JPH08326603A (en) * 1995-05-25 1996-12-10 United Technol Corp <Utc> Augmenter for gas-turbine engine
JP2002071136A (en) * 2000-08-28 2002-03-08 Hitachi Ltd Combustor liner
JP2002295268A (en) * 2001-03-29 2002-10-09 Hitachi Ltd Gas turbine burner liner structure and method of repairing the same
JP2004156860A (en) * 2002-11-07 2004-06-03 Hitachi Ltd Gas turbine combustor
JP2006003072A (en) * 2004-06-17 2006-01-05 Snecma Moteurs Cmc-made gas turbine combustion chamber supported inside metal casing by cmc linking member

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20170127916A (en) * 2016-05-13 2017-11-22 한화테크윈 주식회사 Combustor
KR102116099B1 (en) 2016-05-13 2020-05-27 한화에어로스페이스 주식회사 Combustor
CN114857618A (en) * 2021-02-03 2022-08-05 通用电气公司 Combustor for a gas turbine engine
CN115507390A (en) * 2021-06-07 2022-12-23 通用电气公司 Combustor for a gas turbine engine
CN115507384A (en) * 2021-06-07 2022-12-23 通用电气公司 Combustor for a gas turbine engine
CN115507387A (en) * 2021-06-07 2022-12-23 通用电气公司 Combustor for a gas turbine engine
WO2023171430A1 (en) * 2022-03-11 2023-09-14 三菱重工業株式会社 Assembly, method for manufacturing assembly, burner, and method for manufacturing burner

Also Published As

Publication number Publication date
JP6387551B2 (en) 2018-09-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP6387551B2 (en) Gas turbine engine
KR102622706B1 (en) Torch igniter for a combustor
US9587831B2 (en) Cooled combustor seal
US11415321B2 (en) Combustor liner for a gas turbine engine and an associated method thereof
JP6134559B2 (en) Combustor and method for supplying fuel to the combustor
US9182122B2 (en) Combustor and method for supplying flow to a combustor
RU2696158C2 (en) Heat-insulated fuel atomiser for gas turbine engine
US20180100437A1 (en) Combustor igniter cooling
US10215413B2 (en) Bundled tube fuel nozzle with vibration damping
US9989254B2 (en) Combustor leakage control system
JP2009156542A (en) Burner for gas turbine
JP2013238389A (en) Cooling system and method for turbine system
US9500370B2 (en) Apparatus for mixing fuel in a gas turbine nozzle
KR101900600B1 (en) Combustor and gas turbine
RU2672205C2 (en) Gas turbine engine with fuel injector equipped with inner heat shield
EP3339739A1 (en) A combustion chamber and a combustion chamber fuel injector seal
JP2013145108A (en) Combustor and method for reducing thermal stresses in combustor
JP2012140955A (en) Combustor assembly for use in turbine engine and method of assembling the same
KR101660679B1 (en) Gas turbine high-temperature component, gas turbine with same and method for producing gas turbine high-temperature component
JP2016044680A (en) Combustor cap assembly
JP2007218487A (en) Gas turbine combustor
CN107869392A (en) Mounting assembly for gas-turbine unit fluid circuit
JP4015560B2 (en) Operation method of dual-fired gas turbine
US20160160667A1 (en) Discourager seal for a turbine engine
JP2012097641A (en) Gas turbine combustor

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20170306

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20171221

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20171226

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20180223

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: 20180717

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20180720

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 6387551

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

S533 Written request for registration of change of name

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313533

R350 Written notification of registration of transfer

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350