JP2017096267A - Combustor wall channel cooling system - Google Patents
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Abstract
Description
本願およびその結果としての特許は、一般的にはガスタービンエンジンに関し、より詳細には、壁部冷却流およびパージ流またはフィルム冷却流を供給するために燃焼器のライナ壁部の周囲に配置されたライナ壁部冷却チャネルを有する燃焼器壁部チャネル冷却システムに関する。 The present application and resulting patents generally relate to gas turbine engines and, more particularly, are located around the liner wall of a combustor to provide wall cooling and purge or film cooling flows. A combustor wall channel cooling system having a liner wall cooling channel.
ガスタービンエンジンでは、高温燃焼ガスは、一般的には燃焼器からトランジションピースを経由し高温ガス経路に沿ってタービンに流入して、有効な作用を生み出す。一般的には、燃焼流がより高温であると、結果としてガスタービンエンジンの性能、効率、および総出力の上昇をもたらすため、より高温の燃焼流を被る構成要素は、ガスタービンエンジンが損傷や寿命低下を被らずにそのような高温で動作できるように冷却されなければならない。 In a gas turbine engine, hot combustion gases typically flow from the combustor through the transition piece along the hot gas path into the turbine to produce an effective action. In general, higher temperatures in the combustion stream result in increased performance, efficiency, and total power of the gas turbine engine, so components that experience the higher temperature combustion stream may damage the gas turbine engine. It must be cooled so that it can operate at such high temperatures without suffering a reduction in life.
冷却されなければならない高温ガス経路構成要素の一例は、燃焼器ライナである。具体的には、燃焼器内の燃料−空気混合物の燃焼によって引き起こされる高温流が、燃焼器ライナを経由して送られる。このライナを冷却するための現行の方法は、種々のタイプのフィルム冷却技術等を含む。そのような冷却流は、総システム圧力の低下により、ライナまたは高温ガス経路内に追いやられ得る。具体的には、空気が、圧縮機またはその他の場所から、やや複雑な一連の熱交換器および配管を経由して燃焼器に追いやられ得る。そのようなフィルム冷却技術は、有効であり得るが、この場合には、冷却流は、望ましくない排気を軽減するために使用することができない。さらに、そのような冷却流は、使用前に外部冷却が必要となり得る点で高費用になり得る。 One example of a hot gas path component that must be cooled is a combustor liner. Specifically, a hot stream caused by the combustion of the fuel-air mixture in the combustor is sent through the combustor liner. Current methods for cooling the liner include various types of film cooling techniques and the like. Such cooling flow can be driven into the liner or hot gas path due to a decrease in total system pressure. Specifically, air can be driven from the compressor or elsewhere to the combustor via a rather complex series of heat exchangers and piping. Such a film cooling technique may be effective, but in this case the cooling flow cannot be used to mitigate unwanted exhaust. Furthermore, such cooling flows can be expensive in that external cooling can be required before use.
したがって、燃焼器ライナおよび／または他のタイプの高温ガス経路構成要素を冷却する改良された冷却システムおよび方法が必要である。そのような改良された冷却システムおよび方法は、システムの出力および効率の全体的な上昇と共に十分な冷却をもたらし得る。 Accordingly, there is a need for an improved cooling system and method for cooling combustor liners and / or other types of hot gas path components. Such improved cooling systems and methods can provide sufficient cooling with an overall increase in system power and efficiency.
したがって、本願および結果としての特許は、ガスタービンエンジンと共に使用するための燃焼器ライナを提供する。燃焼器ライナは、前方端部から後方端部まで全体的にまたは部分的に延在するライナ壁部と、ライナ壁部内に配置され入り口から出口まで延在する複数のライナ壁部冷却チャネルと、複数のライナ戻りダクトとを備え得る。ライナ壁部冷却チャネルの出口は、ライナ戻りダクトの周囲に配置され得る。 Thus, the present application and the resulting patent provide a combustor liner for use with a gas turbine engine. The combustor liner includes a liner wall that extends wholly or partially from the front end to the rear end, and a plurality of liner wall cooling channels that are disposed within the liner wall and extend from the inlet to the outlet; And a plurality of liner return ducts. The outlet of the liner wall cooling channel may be located around the liner return duct.
さらに、本願および結果としての特許は、ガスタービンエンジン内の構成要素を冷却する方法を提供する。この方法は、構成要素の壁部に空気流を供給するステップと、構成要素の壁部中の複数の冷却チャネルに通して空気を流すステップと、構成要素の壁部中の複数の冷却チャネルから戻りダクト内に空気を流すステップと、戻りダクト内の空気をさらに他の構成要素に流すステップとを含み得る。 Furthermore, the present application and resulting patents provide a method for cooling components in a gas turbine engine. The method includes supplying an air flow to a component wall, flowing air through a plurality of cooling channels in the component wall, and a plurality of cooling channels in the component wall. Flowing air through the return duct and flowing air within the return duct through yet other components may be included.
さらに、本願および結果としての特許は、ガスタービンエンジンと共に使用するための構成要素を提供する。構成要素は、前方端部から後方端部まで全体的にまたは部分的に延在する構成要素壁部と、構成要素壁部内に配置され、入口から出口まで延在する複数の構成要素壁部冷却チャネルと、複数の構成要素戻りダクトとを備え得る。構成要素壁部冷却チャネルの出口は、構成要素戻りダクトの周囲に配置され得る。 In addition, the present application and the resulting patent provide components for use with a gas turbine engine. The component includes a component wall extending entirely or partially from the front end to the rear end, and a plurality of component wall cooling disposed within the component wall and extending from the inlet to the outlet. A channel and a plurality of component return ducts may be provided. The outlet of the component wall cooling channel may be located around the component return duct.
本願および結果としての特許のこれらのおよび他の特徴ならびに改良は、複数の図面および添付の特許請求の範囲と組み合わせて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ろう。 These and other features and improvements of the present application and resulting patents will become apparent to those of ordinary skill in the art upon review of the following detailed description in conjunction with the drawings and the appended claims.
同様の数字が複数の図面にわたって同様の要素を指す図面を次に参照すると、図１は、本明細書で説明されるようなガスタービンエンジン１０の概略図を示す。ガスタービンエンジン１０は、圧縮機１５を備え得る。圧縮機１５は、流入空気２０流を圧縮する。圧縮機１５は、燃焼器２５に圧縮空気２０流を送達する。燃焼器２５は、圧縮空気２０流を圧縮燃料３０流と混合し、この混合物に点火して燃焼ガス流３５を生じさせる。１つのみの燃焼器２５が図示されるが、ガスタービンエンジン１０は、任意の個数の燃焼器２５を備え得る。次いで、燃焼ガス流３５は、タービン４０に送達される。燃焼ガス流３５は、タービン４０を駆動させて機械的作用をもたらす。タービン４０で生じる機械的作用により、シャフト４５および発電機等の外部負荷５０を介して圧縮機１５が駆動する。 Referring now to the drawings, wherein like numerals refer to like elements throughout the several views, FIG. 1 shows a schematic diagram of a gas turbine engine 10 as described herein. The gas turbine engine 10 may include a compressor 15. The compressor 15 compresses the incoming air 20 stream. The compressor 15 delivers a stream of compressed air 20 to the combustor 25. The combustor 25 mixes the compressed air 20 stream with the compressed fuel 30 stream and ignites this mixture to produce a combustion gas stream 35. Although only one combustor 25 is illustrated, the gas turbine engine 10 may include any number of combustors 25. The combustion gas stream 35 is then delivered to the turbine 40. Combustion gas stream 35 drives turbine 40 to provide mechanical action. The mechanical action generated in the turbine 40 drives the compressor 15 via an external load 50 such as a shaft 45 and a generator.
ガスタービンエンジン１０は、天然ガス、様々なタイプの合成ガス液体燃料、および／または他のタイプの燃料、ならびにこれらの混合物を使用し得る。ガスタービンエンジン１０は、７または９シリーズヘビーデューティガスタービンエンジン等を含むがそれらに限定されない、Ｇｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｃｏｍｐａｎｙ、Ｓｃｈｅｎｅｃｔａｄｙ、Ｎｅｗ Ｙｏｒｋにより提供される複数の種々のガスタービンエンジンの中の任意のものであってもよい。ガスタービンエンジン１０は、多くの種々の構成を有してもよく、他のタイプの構成要素を使用してもよい。また、他のタイプのガスタービンエンジンが、ここで使用されてもよい。また、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が、ここで共に使用されてもよい。 The gas turbine engine 10 may use natural gas, various types of syngas liquid fuels, and / or other types of fuels, and mixtures thereof. The gas turbine engine 10 may be any of a number of various gas turbine engines provided by General Electric Company, Scientady, New York, including but not limited to 7 or 9 series heavy duty gas turbine engines and the like. There may be. The gas turbine engine 10 may have many different configurations and may use other types of components. Other types of gas turbine engines may also be used here. Multiple gas turbine engines, other types of turbines, and other types of power generation equipment may also be used together here.
図２は、ガスタービンエンジン１０等と共に使用され得る燃焼器２５の一例を示す。一般的に、燃焼器２５は、その上流端部にカバープレート５５を備え得る。カバープレート５５は、その中に複数の燃料ノズル６０を少なくとも部分的に支持し得る。任意の個数またはタイプの燃料ノズル６０がここで使用されてもよい。カバープレート５５は、燃料ノズル６０への空気２０流および燃料３０流のための通路を提供する。 FIG. 2 shows an example of a combustor 25 that may be used with the gas turbine engine 10 or the like. In general, the combustor 25 may include a cover plate 55 at its upstream end. Cover plate 55 may at least partially support a plurality of fuel nozzles 60 therein. Any number or type of fuel nozzles 60 may be used here. Cover plate 55 provides a passage for air 20 and fuel 30 to fuel nozzle 60.
燃焼器２５は、流れスリーブ７０内に配設された燃焼器ライナ６５を備え得る。ライナ６５および流れスリーブ７０の配列は、実質的に同心状であってもよく、それらの間に環状流路７５を画成し得る。流れスリーブ７０は、その内部を貫通して延在する複数の流れスリーブ入口８０を備え得る。流れスリーブ入口８０は、圧縮機１５または他の場所からの空気２０流の少なくとも一部分のための通路を提供し得る。流れスリーブ７０は、入口８０のパターンを有してまたは他の方法で穿孔され得る。燃焼ライナ６５は、燃料ノズル６０の下流に空気２０流および燃料３０流の燃焼用の燃焼チャンバ８５を画成し得る。燃焼器２５の後方端部は、トランジションピース９０を備え得る。トランジションピース９０は、タービン４０に隣接して配置され、タービン４０に燃焼ガス流３５を送り得る。本明細書に記載される燃焼器２５および燃焼器構成要素は、専ら例示を目的としたものに過ぎない。多数の他のタイプの燃焼器および燃焼器構成要素が公知であり得る。 The combustor 25 may include a combustor liner 65 disposed within the flow sleeve 70. The arrangement of liner 65 and flow sleeve 70 may be substantially concentric and may define an annular flow path 75 therebetween. The flow sleeve 70 may include a plurality of flow sleeve inlets 80 extending therethrough. The flow sleeve inlet 80 may provide a passage for at least a portion of the air 20 flow from the compressor 15 or elsewhere. The flow sleeve 70 may be perforated with a pattern of inlets 80 or otherwise. Combustion liner 65 may define a combustion chamber 85 downstream of fuel nozzle 60 for combustion of air 20 and fuel 30 streams. The rear end of the combustor 25 may include a transition piece 90. The transition piece 90 may be disposed adjacent to the turbine 40 and may send a combustion gas stream 35 to the turbine 40. The combustor 25 and combustor components described herein are for illustrative purposes only. Many other types of combustors and combustor components may be known.
図３〜図５は、本明細書で説明されるような燃焼器１００の一例の一部分を示す。具体的には、燃焼器ライナ１１０が図示される。燃焼器ライナ１１０は、前方端部１０５から後方端部１１５まで延在し得る。燃焼器ライナ１１０は、上述の燃焼器ライナと実質的に同様であり得るが、壁部チャネル冷却システム１２０が付加される。燃焼器ライナ１１０は、任意の適切なサイズ、形状、または構成を有し得る。 3-5 illustrate a portion of one example of a combustor 100 as described herein. Specifically, a combustor liner 110 is illustrated. The combustor liner 110 may extend from the front end 105 to the rear end 115. Combustor liner 110 may be substantially similar to the combustor liner described above, but with a wall channel cooling system 120 added. Combustor liner 110 may have any suitable size, shape, or configuration.
壁部チャネル冷却システム１２０は、複数の冷却チャネル１３０を備え得る。冷却チャネル１３０は、ライナ壁部１４０を貫通して延在し得る。各冷却チャネル１３０は、入口１５０から出口１６０まで延在し得る。任意の個数の冷却チャネル１３０が、ここで使用されてもよい。一例では、冷却チャネル１３０は、実質的に正方形の形状を有してもよく、約０．０７０インチ（約１．７７８ミリメートル）の直径を有し得る。代替的には、約０．０７５インチ（約１．９０５ミリメートル）の直径を有する円形チャネルが使用され得る。冷却チャネル１３０は、約０．０６０インチ（約１．５２４ミリメートル）〜約０．０８０インチ（約２．０ミリメートル）の直径を有し得る。他の形状およびサイズが、ここで使用されてもよい。冷却チャネル１３０の長さは、約数インチ以下に限定されてもよく、すなわち約２〜５インチ（約５．１〜１２．７センチメートル）に限定されてもよい。また、他の長さがここで使用されてもよい。 The wall channel cooling system 120 may comprise a plurality of cooling channels 130. The cooling channel 130 may extend through the liner wall 140. Each cooling channel 130 may extend from the inlet 150 to the outlet 160. Any number of cooling channels 130 may be used here. In one example, the cooling channel 130 may have a substantially square shape and may have a diameter of about 0.070 inch (about 1.778 millimeters). Alternatively, a circular channel having a diameter of about 0.075 inch (about 1.905 millimeters) can be used. The cooling channel 130 may have a diameter of about 0.060 inches (about 1.524 millimeters) to about 0.080 inches (about 2.0 millimeters). Other shapes and sizes may be used here. The length of the cooling channel 130 may be limited to about a few inches or less, i.e., limited to about 2-5 inches (about 5.1-12.7 centimeters). Other lengths may also be used here.
壁部チャネル冷却システム１２０は、冷却チャネル１３０を複数の隣接し合う列をなすように配置し得る。一例では、１６８列の冷却チャネル１３０が使用され得る。さらに、約８〜１５個の冷却チャネル１３０がそれぞれ、ライナ壁部１４０の周囲に周方向に配列された複数の列をなすように配置されてもよい。代替的には、冷却チャネル１３０は、任意の位置においてライナ壁部１４０の長さの任意部分にわたり延在し得る。任意の個数の冷却チャネル１３０が、任意の適切なサイズ、形状、または構成においてここで使用されてもよい。冷却チャネル１３０は、ライナ壁部１４０内に鋳造されてもよく、ならびに／またはＰＳＰ、蝋付け、および機械加工等を含む他のタイプの従来技術で製造されてもよい。代替的には、付加的な製造プロセス等が、全体的にまたは部分的に利用されてもよい。 The wall channel cooling system 120 may arrange the cooling channels 130 in a plurality of adjacent rows. In one example, 168 rows of cooling channels 130 may be used. Further, about 8 to 15 cooling channels 130 may be arranged in a plurality of rows arranged in the circumferential direction around the liner wall 140. Alternatively, the cooling channel 130 may extend over any portion of the length of the liner wall 140 at any location. Any number of cooling channels 130 may be used herein in any suitable size, shape, or configuration. The cooling channel 130 may be cast into the liner wall 140 and / or manufactured with other types of conventional techniques including PSP, brazing, machining, and the like. Alternatively, additional manufacturing processes or the like may be utilized in whole or in part.
冷却チャネル１３０の入口１５０は、空気２０流に対して露出されるように開いていてもよい。（上述の流れスリーブ７０は、ここでは使用される必要はない。）冷却チャネル１３０の出口１６０は、戻りダクト１７０内に配置され得る。任意の個数の戻りダクト１７０が、任意の適切なサイズ、形状、または構成においてここで使用されてもよい。戻りダクト１７０は、ライナ壁部１４０の低温側の長さに沿って延在し、前方端部ダクト１８０と連通していてもよい。前方端部ダクト１８０は、ライナ壁部１４０の前方端部１０５を全体的にまたは部分的に囲み得る。前方端部ダクト１８０は、ライナ壁部１４０を経由して複数のパージ穴１９０等と連通していてもよい。一例では、約０．３７５インチ（約９．５２５ミリメートル）の直径を有する８個のパージ穴１９０が、ここで使用されてもよい。任意の個数のパージ穴１９０が、任意の適切なサイズ、形状、または構成においてここで使用されてもよい。また、戻りダクト１７０からの空気２０流は、他の場所に送られてもよい。例えば、空気２０流は、予混合器、ＡＦＳシステム、パージ穴、ノズル、または他の場所等に送られ得る。さらに、個々の戻りダクト１７０は、それぞれ異なる位置にこの流れの一部分を送り得る。他の構成要素および他の構成がここで使用されてもよい。 The inlet 150 of the cooling channel 130 may be open so that it is exposed to the air 20 stream. (The flow sleeve 70 described above need not be used here.) The outlet 160 of the cooling channel 130 may be located in the return duct 170. Any number of return ducts 170 may be used herein in any suitable size, shape, or configuration. The return duct 170 may extend along the cold side length of the liner wall 140 and communicate with the front end duct 180. The front end duct 180 may surround the front end 105 of the liner wall 140 in whole or in part. The front end duct 180 may communicate with a plurality of purge holes 190 and the like via the liner wall 140. In one example, eight purge holes 190 having a diameter of about 0.375 inches (about 9.525 millimeters) may be used here. Any number of purge holes 190 may be used herein in any suitable size, shape, or configuration. Also, the air 20 flow from the return duct 170 may be sent to another location. For example, the air 20 stream may be routed to a premixer, AFS system, purge hole, nozzle, or other location. Furthermore, each return duct 170 may send a portion of this flow to a different location. Other components and other configurations may be used here.
使用時に、圧縮機または他の場所からの空気２０流の一部分が、燃焼ライナ１１０のライナ壁部１４０に向かって追いやられ得る。圧力低下の一部分を利用して、冷却チャネル１３０の入口１５０内にこの流れを追いやってもよく、流れは、入口１５０を通過する際にライナ壁部１４０を冷却する。冷却チャネル１３０は、総冷却表面積および熱伝達率を増大させて、単位空気体積あたりの冷却率を向上させる。冷却チャネル１３０は、その中の空気２０流がライナ壁部１４０の高温側から熱を迅速に奪い得るため、長さが限定され得る。所与の温度差がこの流れにより縮小されると、所与のチャネル１３０についての冷却率は漸減し得るため、異なる空気流を有する隣の冷却チャネル１３０が、ライナ壁部１４０を冷却し続け得る。冷却チャネル１３０は、入口１５０と出口１６０との間のサイズ（流れ面積）を変化させることにより、冷却チャネル１３０内の流れ損失を最小限に抑え得る。例えば、入口直径は、約０．０６５インチ（約１．６５ミリメートル）であってもよく、出口直径は、約０．０７５インチ（約１．９１ミリメートル）であってもよい。他のサイズがここで使用されてもよい。次いで、加熱された空気２０が、出口１６０を経由して冷却チャネル１３０から出て、戻りダクト１７０内に収集され得る。空気２０流は、戻りダクト１７０を通り前方端部ダクト１８０まで流れる。次いで、空気２０流は、パージ穴１９０を経由してライナ１１０の前方端部１０５の周囲においてパージ流または漏れ流として使用され得る。代替的には、空気２０流は、冷却チャネル１３０を通り流れた後に全体的にまたは部分的に他の目的のために使用され得る。 In use, a portion of the air 20 stream from the compressor or elsewhere can be driven toward the liner wall 140 of the combustion liner 110. A portion of the pressure drop may be utilized to drive this flow into the inlet 150 of the cooling channel 130, which cools the liner wall 140 as it passes through the inlet 150. The cooling channel 130 increases the cooling rate per unit air volume by increasing the total cooling surface area and heat transfer rate. The cooling channel 130 can be limited in length because the flow of air 20 therein can quickly remove heat from the hot side of the liner wall 140. As a given temperature difference is reduced by this flow, the cooling rate for a given channel 130 can gradually decrease so that adjacent cooling channels 130 with different airflows can continue to cool the liner wall 140. . The cooling channel 130 can minimize flow loss in the cooling channel 130 by changing the size (flow area) between the inlet 150 and the outlet 160. For example, the inlet diameter may be about 0.065 inches (about 1.65 millimeters) and the outlet diameter may be about 0.075 inches (about 1.91 millimeters). Other sizes may be used here. The heated air 20 can then exit the cooling channel 130 via the outlet 160 and be collected in the return duct 170. The air 20 flow flows through the return duct 170 to the front end duct 180. The air 20 flow can then be used as a purge flow or a leak flow around the front end 105 of the liner 110 via the purge hole 190. Alternatively, the air 20 stream may be used for other purposes in whole or in part after flowing through the cooling channel 130.
全圧力低下の一部分のみを使用して、壁部チャネル冷却システム１２０が燃料−空気予混合領域により多量かつより高い圧力の空気を送ることができるようになる。そのため、燃焼器１００は、動作性の改善、燃料の自由度、および総排気量の低下のために、より高い圧力比にて動作し得る。また、壁部チャネル冷却システム１２０は、単純かつより安価な冷却システムのための外部圧縮機、熱交換器、および複雑な配管等の必要性を解消する。壁部チャネル冷却システム１２０は、燃焼器ライナ１１０の文脈で説明されたが、壁部チャネル冷却システム１２０は、任意のタイプのタービン構成要素またはタービン構成要素の対と共に使用され得る。 Using only a portion of the total pressure drop, the wall channel cooling system 120 can deliver more and higher pressure air to the fuel-air premixing zone. Thus, the combustor 100 can operate at higher pressure ratios for improved operability, fuel freedom, and reduced total displacement. The wall channel cooling system 120 also eliminates the need for external compressors, heat exchangers, and complex piping for a simpler and less expensive cooling system. Although the wall channel cooling system 120 has been described in the context of the combustor liner 110, the wall channel cooling system 120 may be used with any type of turbine component or pair of turbine components.
前述の内容は、本願およびその結果としての特許の特定の実施形態のみに関することは明らかである。ここでは、添付の特許請求の範囲およびその均等物により定義されるような本発明の一般的な主旨および範囲から逸脱することなく、多数の変更および修正が当技術者によってなされてもよい。 It is clear that the foregoing description pertains only to specific embodiments of the present application and the resulting patent. Numerous changes and modifications may be made by one skilled in the art without departing from the general spirit and scope of the invention as defined by the appended claims and their equivalents.
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
ガスタービンエンジン（１０）と共に使用するための燃焼器ライナ（１１０）であって、
前方端部（１０５）から後方端部（１１５）まで全体的にまたは部分的に延在するライナ壁部（１４０）と、
前記ライナ壁部（１４０）内に配置され、入口（１５０）から出口（１６０）まで延在する複数のライナ壁部冷却チャネル（１３０）と、
前記複数のライナ壁部冷却チャネル（１３０）の前記出口が周囲に配置された、複数のライナ戻りダクト（１７０）と
を備える、燃焼器ライナ（１１０）。
［実施態様２］
前記複数のライナ戻りダクト（１７０）は、前記ライナ壁部（１４０）の前記前方端部（１０５）の周囲に配置された前方端部ダクト（１８０）と連通している、実施態様１に記載の燃焼器ライナ（１１０）。
［実施態様３］
前記ライナ壁部（１４０）は、前記前方端部ダクト（１８０）と連通している複数のパージ穴（１９０）を備える、実施態様２に記載の燃焼器ライナ（１１０）。
［実施態様４］
前記複数のライナ壁部冷却チャネル（１３０）の前記入口（１５０）は、流れスリーブ（７０）内の流路（７５）内の空気（２０）流と連通して配置される、実施態様１に記載の燃焼器ライナ（１１０）。
［実施態様５］
前記複数のライナ壁部冷却チャネル（１３０）は、実質的に正方形の形状または実質的に丸い形状を備える、実施態様１に記載の燃焼器ライナ（１１０）。
［実施態様６］
前記複数のライナ壁部冷却チャネル（１３０）は、約２〜５インチ（約５．１〜１２．７センチメートル）の長さを備える、実施態様１に記載の燃焼器ライナ（１１０）。
［実施態様７］
前記複数のライナ壁部冷却チャネル（１３０）は、約０．０６０インチ（約１．５２４ミリメートル）〜約０．０８０インチ（約２．０ミリメートル）の直径を備える、実施態様１に記載の燃焼器ライナ（１１０）。
［実施態様８］
前記複数のライナ壁部冷却チャネル（１３０）は、約０．０６５インチ（約１．６５ミリメートル）の入口直径および約０．０７５インチ（約１．９１ミリメートル）の出口直径を備える、実施態様１に記載の燃焼器ライナ（１１０）。
［実施態様９］
前記複数のライナ壁部冷却チャネル（１３０）は、前記ライナ壁部（１４０）上に複数の列をなして配置され得る、実施態様１に記載の燃焼器ライナ（１１０）。
［実施態様１０］
８〜１５個の前記複数のライナ壁部冷却チャネル（１３０）が、前記ライナ壁部（１４０）上の前記複数の列のそれぞれをなして配置され得る、実施態様９に記載の燃焼器ライナ（１１０）。
［実施態様１１］
前記複数のライナ壁部冷却チャネル（１３０）は、前記ライナ壁部中に鋳造される、実施態様１に記載の燃焼器ライナ（１１０）。
［実施態様１２］
前記複数のライナ壁部冷却チャネル（１３０）は、付加的な製造プロセスで形成される、実施態様１に記載の燃焼器ライナ（１１０）。
［実施態様１３］
前記ライナ壁部（１４０）は、燃焼チャンバ（８５）を囲む、実施態様１に記載の燃焼器ライナ（１１０）。
［実施態様１４］
ガスタービンエンジン（１０）内の構成要素（１１０）を冷却する方法であって、
前記構成要素（１１０）の壁部（１４０）に空気（２０）流を供給するステップと、
前記構成要素（１１０）の前記壁部（１４０）中の複数の冷却チャネル（１３０）を通して前記空気（２０）を流すステップと、
前記構成要素（１１０）の前記壁部（１４０）中の前記複数の冷却チャネル（１３０）から戻りダクト（１７０）内に前記空気（２０）を流すステップと、
前記戻りダクト（１７０）内の前記空気（２０）をさらに他の構成要素に流すステップと
を含む、方法。
［実施態様１５］
前記戻りダクト（１７０）内の前記空気（２０）をさらに他の構成要素に流す前記ステップは、前記戻りダクト（１７０）内の前記空気（２０）を前方端部ダクト（１８０）に流すステップを含む、実施態様１４に記載の方法。
［実施態様１６］
ガスタービンエンジン（１０）と共に使用するための構成要素（１１０）であって、
前方端部（１０５）から後方端部（１１５）まで全体的にまたは部分的に延在する構成要素壁部（１４０）と、
前記構成要素壁部（１４０）内に配置され、入口（１５０）から出口（１６０）まで延在する複数の構成要素壁部冷却チャネル（１３０）と、
前記複数の構成要素壁部冷却チャネル（１３０）の前記出口（１６０）が周囲に配置された、複数の構成要素戻りダクト（１７０）と
を備える、構成要素（１１０）。
［実施態様１７］
燃焼器ライナ（１１０）を備える、実施態様１６に記載の構成要素（１１０）。
［実施態様１８］
前記複数の構成要素壁部冷却チャネル（１３０）は、入口（１５０）および出口（１６０）を備え、前記複数の構成要素壁部冷却チャネル（１３０）の前記出口（１６０）は、前記複数の構成要素戻りダクト（１７０）の周囲に配置される、実施態様１６に記載の構成要素（１１０）。
［実施態様１９］
前記複数の構成要素戻りダクト（１７０）は、前記構成要素壁部（１４０）の周囲に配置されたダクトと連通している、実施態様１６に記載の構成要素（１１０）。
［実施態様２０］
前記複数の構成要素壁部冷却チャネル（１３０）は、約２〜５インチ（約５．１〜１２．７センチメートル）の長さを備える、実施態様１６に記載の構成要素（１１０）。
Finally, representative embodiments are shown below.
[Embodiment 1]
A combustor liner (110) for use with a gas turbine engine (10) comprising:
A liner wall (140) extending in whole or in part from the front end (105) to the rear end (115);
A plurality of liner wall cooling channels (130) disposed within the liner wall (140) and extending from an inlet (150) to an outlet (160);
A combustor liner (110) comprising a plurality of liner return ducts (170) around which the outlets of the plurality of liner wall cooling channels (130) are disposed.
[Embodiment 2]
2. The embodiment of claim 1, wherein the plurality of liner return ducts (170) communicate with a front end duct (180) disposed around the front end (105) of the liner wall (140). Combustor liner (110).
[Embodiment 3]
The combustor liner (110) of claim 2, wherein the liner wall (140) comprises a plurality of purge holes (190) in communication with the front end duct (180).
[Embodiment 4]
In embodiment 1, the inlet (150) of the plurality of liner wall cooling channels (130) is disposed in communication with the air (20) flow in the flow path (75) in the flow sleeve (70). The combustor liner (110) as described.
[Embodiment 5]
The combustor liner (110) of embodiment 1, wherein the plurality of liner wall cooling channels (130) comprises a substantially square shape or a substantially round shape.
[Embodiment 6]
The combustor liner (110) of embodiment 1, wherein the plurality of liner wall cooling channels (130) comprises a length of about 2-5 inches (about 5.1-12.7 centimeters).
[Embodiment 7]
4. The combustion of embodiment 1, wherein the plurality of liner wall cooling channels (130) comprises a diameter of about 0.060 inches (about 1.524 millimeters) to about 0.080 inches (about 2.0 millimeters). Instrument liner (110).
[Embodiment 8]
The plurality of liner wall cooling channels (130) comprises an inlet diameter of about 0.065 inches (about 1.65 millimeters) and an outlet diameter of about 0.075 inches (about 1.91 millimeters). A combustor liner (110) according to claim 1.
[Embodiment 9]
The combustor liner (110) of embodiment 1, wherein the plurality of liner wall cooling channels (130) may be arranged in a plurality of rows on the liner wall (140).
[Embodiment 10]
The combustor liner of embodiment 9, wherein 8 to 15 of the plurality of liner wall cooling channels (130) may be arranged in each of the plurality of rows on the liner wall (140). 110).
[Embodiment 11]
The combustor liner (110) according to embodiment 1, wherein the plurality of liner wall cooling channels (130) are cast into the liner wall.
[Embodiment 12]
The combustor liner (110) of embodiment 1, wherein the plurality of liner wall cooling channels (130) are formed by an additional manufacturing process.
[Embodiment 13]
The combustor liner (110) of embodiment 1, wherein the liner wall (140) surrounds a combustion chamber (85).
[Embodiment 14]
A method for cooling a component (110) in a gas turbine engine (10), comprising:
Supplying an air (20) stream to the wall (140) of the component (110);
Flowing the air (20) through a plurality of cooling channels (130) in the wall (140) of the component (110);
Flowing the air (20) into the return duct (170) from the plurality of cooling channels (130) in the wall (140) of the component (110);
Flowing the air (20) in the return duct (170) through yet another component.
[Embodiment 15]
The step of flowing the air (20) in the return duct (170) through the other components further includes the step of flowing the air (20) in the return duct (170) through the front end duct (180). The method of embodiment 14, comprising.
[Embodiment 16]
A component (110) for use with a gas turbine engine (10) comprising:
A component wall (140) extending in whole or in part from the front end (105) to the rear end (115);
A plurality of component wall cooling channels (130) disposed within the component wall (140) and extending from an inlet (150) to an outlet (160);
A component (110) comprising a plurality of component return ducts (170) around which the outlets (160) of the plurality of component wall cooling channels (130) are disposed.
[Embodiment 17]
The component (110) of embodiment 16, comprising a combustor liner (110).
[Embodiment 18]
The plurality of component wall cooling channels (130) includes an inlet (150) and an outlet (160), and the outlet (160) of the plurality of component wall cooling channels (130) is the plurality of configurations. The component (110) of embodiment 16, disposed about the element return duct (170).
[Embodiment 19]
17. The component (110) of embodiment 16, wherein the plurality of component return ducts (170) are in communication with ducts disposed around the component wall (140).
[Embodiment 20]
17. The component (110) of embodiment 16, wherein the plurality of component wall cooling channels (130) comprises a length of about 2 to 5 inches (about 5.1 to 12.7 centimeters).
１０ ガスタービンエンジン
１５ 圧縮機
２０ 空気
２５ 燃焼器
３０ 燃料
３５ 燃焼ガス
４０ タービン
４５ シャフト
５０ 負荷
５５ カバープレート
６０ 燃料ノズル
６５ ライナ
７０ 流れスリーブ
７５ 流路
８０ 入口
８５ 燃焼チャンバ
９０ トランジションピース
１００ 燃焼器
１０５ 前方端部
１１０ ライナ
１１５ 後方端部
１２０ 壁部チャネル冷却システム
１３０ 冷却チャネル
１４０ ライナ壁部
１５０ 入口
１６０ 出口
１７０ 戻りダクト
１８０ 前方端部ダクト
１９０ パージ穴
DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 Gas turbine engine 15 Compressor 20 Air 25 Combustor 30 Fuel 35 Combustion gas 40 Turbine 45 Shaft 50 Load 55 Cover plate 60 Fuel nozzle 65 Liner 70 Flow sleeve 75 Flow path 80 Inlet 85 Combustion chamber 90 Transition piece 100 Combustor 105 Front End 110 liner 115 Rear end 120 Wall channel cooling system 130 Cooling channel 140 Liner wall 150 Inlet 160 Outlet 170 Return duct 180 Front end duct 190 Purge hole
Claims (15)
前方端部（１０５）から後方端部（１１５）まで全体的にまたは部分的に延在するライナ壁部（１４０）と、
前記ライナ壁部（１４０）内に配置され、入口（１５０）から出口（１６０）まで延在する複数のライナ壁部冷却チャネル（１３０）と、
前記複数のライナ壁部冷却チャネル（１３０）の前記出口が周囲に配置された、複数のライナ戻りダクト（１７０）と
を備える、燃焼器ライナ（１１０）。 A combustor liner (110) for use with a gas turbine engine (10) comprising:
A liner wall (140) extending in whole or in part from the front end (105) to the rear end (115);
A plurality of liner wall cooling channels (130) disposed within the liner wall (140) and extending from an inlet (150) to an outlet (160);
A combustor liner (110) comprising a plurality of liner return ducts (170) around which the outlets of the plurality of liner wall cooling channels (130) are disposed.
前記構成要素（１１０）の壁部（１４０）に空気（２０）流を供給するステップと、
前記構成要素（１１０）の前記壁部（１４０）中の複数の冷却チャネル（１３０）を通して前記空気（２０）を流すステップと、
前記構成要素（１１０）の前記壁部（１４０）中の前記複数の冷却チャネル（１３０）から戻りダクト（１７０）内に前記空気（２０）を流すステップと、
前記戻りダクト（１７０）内の前記空気（２０）をさらに他の構成要素に流すステップと
を含む、方法。 A method for cooling a component (110) in a gas turbine engine (10), comprising:
Supplying an air (20) stream to the wall (140) of the component (110);
Flowing the air (20) through a plurality of cooling channels (130) in the wall (140) of the component (110);
Flowing the air (20) into the return duct (170) from the plurality of cooling channels (130) in the wall (140) of the component (110);
Flowing the air (20) in the return duct (170) through yet another component.
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| US20100223931A1 (en) * | 2009-03-04 | 2010-09-09 | General Electric Company | Pattern cooled combustor liner |
| US20100272953A1 (en) * | 2009-04-28 | 2010-10-28 | Honeywell International Inc. | Cooled hybrid structure for gas turbine engine and method for the fabrication thereof |
| US8707705B2 (en) * | 2009-09-03 | 2014-04-29 | General Electric Company | Impingement cooled transition piece aft frame |
| US8720204B2 (en) * | 2011-02-09 | 2014-05-13 | Siemens Energy, Inc. | Resonator system with enhanced combustor liner cooling |
| US9234438B2 (en) * | 2012-05-04 | 2016-01-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine engine component wall having branched cooling passages |
| US20130318986A1 (en) * | 2012-06-05 | 2013-12-05 | General Electric Company | Impingement cooled 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 |
| US9309809B2 (en) * | 2013-01-23 | 2016-04-12 | General Electric Company | Effusion plate using additive manufacturing methods |
| US9528701B2 (en) * | 2013-03-15 | 2016-12-27 | General Electric Company | System for tuning a combustor of a gas turbine |
| GB201305432D0 (en) * | 2013-03-26 | 2013-05-08 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine cooling arrangement |
| US9410702B2 (en) * | 2014-02-10 | 2016-08-09 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine combustors with effusion and impingement cooling and methods for manufacturing the same using additive manufacturing techniques |
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