JP4137502B2 - ガスタービンエンジンの作動方法、燃焼器およびガスタービンエンジン - Google Patents
ガスタービンエンジンの作動方法、燃焼器およびガスタービンエンジン Download PDFInfo
- Publication number
- JP4137502B2 JP4137502B2 JP2002125439A JP2002125439A JP4137502B2 JP 4137502 B2 JP4137502 B2 JP 4137502B2 JP 2002125439 A JP2002125439 A JP 2002125439A JP 2002125439 A JP2002125439 A JP 2002125439A JP 4137502 B2 JP4137502 B2 JP 4137502B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- combustor
- dome assembly
- cone
- opening
- deflector
- 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.)
- Expired - Fee Related
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23D—BURNERS
- F23D14/00—Burners for combustion of a gas, e.g. of a gas stored under pressure as a liquid
- F23D14/46—Details, e.g. noise reduction means
- F23D14/72—Safety devices, e.g. operative in case of failure of gas supply
- F23D14/78—Cooling burner parts
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/04—Air inlet arrangements
- F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
- F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
- F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的にガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジン用の燃焼器に関する。
【0002】
【従来の技術】
燃焼器は、ガスタービンエンジンにおいて燃料と空気の混合物を燃焼させるために使用される。公知の燃焼器は、燃焼ゾーンを定める燃焼器ライナに取り付けられた、少なくとも1つのドームを含む。燃料噴射器は、ドームと流体連通するように燃焼器に取り付けられて燃焼ゾーンに燃料を供給する。燃料は、スペクタクルプレートすなわちドームプレートに取り付けられたドーム組立体を通って燃焼器に入る。
【0003】
ドーム組立体は、ドームプレートに固定されかつフレア状コーンの半径方向内側にある空気スワール生成器を含む。フレア状コーンは空気スワール生成器から拡開し、半径方向外向きに延びており、空気と燃料の混合を助長し、その混合気を半径方向外向きに燃焼ゾーン内に拡がらせる。拡開デフレクタが、フレア状コーンの周りを周方向に、かつ、フレア状コーンから半径方向外向きに延びる。デフレクタは、燃焼ゾーン内で生成される高温の燃焼ガスが、ドームプレートに衝突するのを防ぐ。
【0004】
作動中、燃焼ゾーンに吐出される燃料は、空気スワール生成器を通って空気と混合し、フレア状コーン及びデフレクタに沿ってフィルムを形成することになる。この燃料混合気は燃焼し、高いガス温度を生じる。高い温度に長期間曝されると、フレア状コーンの酸化物形成速度が増加し、フレア状コーンの溶融又は損傷に至ることになる。
【0005】
【発明が解決しようとする課題】
フレア状コーンの作動温度を低下させるのを助けるため、少なくとも幾つかの公知の燃焼器ドーム組立体においては、ドーム組立体の対流冷却のために、フレア状コーンとデフレクタとの間で部分的に周方向に延びるギャップを通して冷却空気を供給する。そのようなドーム組立体は、複雑で多数の部品からなる組立体であり、製造及び組立てるために多数のろう付け作業を必要とする。更に、使用中において、冷却空気が燃焼ガスと混合し、燃焼器のエミッションに悪影響を及ぼすことになる。
【0006】
多数の部品からなるドーム組立体はまた、保守目的のために分解するのは複雑であるので、少なくとも幾つかの他の公知の燃焼ドーム組立体には単一部品の組立体を含むものがある。これらのドーム組立体は、燃焼器のエミッションを減少させるのを助長するものであるが、このような組立体はドーム組立体に冷却空気を供給しないので、デフレクタ及びフレア状コーンの耐久性に悪影響を与えることになる。
【0007】
【課題を解決するための手段】
例示的な実施形態において、ガスタービンエンジンの燃焼器のための単一部品からなるデフレクタ・フレア状コーン組立体が、燃焼器の性能を犠牲にすることなく、費用効果がありかつ信頼できる形で該燃焼器の耐用年数を延ばすのを助ける。コーン組立体は、一体のデフレクタ部分及びフレア状コーン部分を含む。デフレクタ部分は一体の開口部を含み、該開口部は、内部に冷却流体を受けるようにデフレクタ部分を貫通して周方向に延びている。デフレクタの開口部はまた、フレア状コーン部分と周方向に流体連通している。
【0008】
作動において、デフレクタ開口部を通って供給される冷却流体は、フレア状コーンの一部分を衝突冷却するために使用される。衝突冷却は、フレア状コーンの作動温度を低下させるのを助け、それによって、フレア状コーンの耐用寿命を延ばすのを助長する。更に、フレア状コーンの作動温度が低下するので、フレア状コーンにおける酸化物形成速度もまた減少される。更に、開口部を通って排出される冷却流体はまた、デフレクタを周方向にフィルム冷却するためにも使用される。デフレクタは、冷却流体と燃焼ガスとの間の混合を減少させるのを助長する。その結果、デフレクタ開口部は、燃焼器の性能を犠牲にすることなく、燃焼器の作動温度を低下させるのを助け、燃焼器の性能を向上させ、かつ、燃焼器の耐用寿命を延ばす。
【0009】
【発明の実施の形態】
図1は、ファン組立体12、高圧圧縮機14、及び燃焼器16を含むガスタービンエンジン10の概略図である。エンジン10はまた、高圧タービン18、低圧タービン20、及びブースタ22を含む。ファン組立体12は、ロータディスク26から半径方向外向きに延びるファンブレード24の列を含む。エンジン10は、吸気側28及び排気側30を有する。1つの実施形態において、ガスタービンエンジン10は、米国オハイオ州シンシナティのGeneral Electric Companyから商業的に入手できるGE90型エンジンである。
【0010】
作動において、空気はファン組立体12を通って流れ、加圧空気が高圧圧縮機14に供給される。高度に加圧された空気は、燃焼器16に送られる。燃焼器16からの空気流は、タービン18及び20を駆動し、タービン20はファン組立体12を駆動する。
【0011】
図2は、ガスタービンエンジン10(図1に示す)において使用される燃焼器16の断面図である。図3は、図2に示す領域3に沿った燃焼器16の拡大図である。燃焼器16は、環状の外ライナ40、環状の内ライナ42、及び、外ライナ40と内ライナ42それぞれの間を延びるドーム状端部44を含む。外ライナ40及び内ライナ42は、燃焼チャンバ46を定める。
【0012】
燃焼チャンバ46は、形状がほぼ環状であり、ライナ40と42との間に配置される。外ライナ40及び内ライナ42は、燃焼器のドーム状端部44の下流側に配置されたタービンノズル56まで延びる。例示的な実施形態において、外ライナ40及び内ライナ42の各々は、複数のパネル58を含み、該パネルは、一連の段部60を含み、該段部の各々は、燃焼器のライナ40及び42の区別できる部分を形成する。
【0013】
外ライナ40及び内ライナ42の各々は、それぞれカウル64及び66を含む。内側カウル66及び外側カウル64は、パネル58から上流側にあり、開口部68を定める。より具体的には、外及内ライナのパネル58は直列に連結され、それぞれカウル66及び64から下流側に延びる。
【0014】
例示的な実施形態では、燃焼器のドーム状端部44は、単一の環状構成に配置された環状のドーム組立体70を含む。別の実施形態においては、燃焼器のドーム状端部44は、二重の環状構成に配置されたドーム組立体70を含む。更に別の実施形態においては、燃焼器のドーム状端部44は、三重の環状構成に配置されたドーム組立体70を含む。燃焼器のドーム組立体70は、燃焼器16の前端72に構造的支持を与え、各々のドーム組立体70は、ドームプレートすなわちスペクタクルプレート74、及び、デフレクタ部分76とフレア状コーン部分78とを有する一体のデフレクタ・フレア状コーン組立体75を含む。
【0015】
燃焼器16は、燃料源(図示せず)に連結されており、燃焼器のドーム状端部44を貫通する燃料噴射器80を介して燃料が供給される。より具体的には、燃料噴射器80はドーム組立体70を貫通し、燃焼器の長手方向中心対称軸82に対してほぼ同心の方向(図示せず)に燃料を吐出する。燃焼器16はまた、燃料噴射器80の下流側において燃焼器16内に延びる燃料点火装置84を含む。
【0016】
燃焼器16はまた、長手方向中心対称軸82の周りに対称に配置された環状出口コーン92を有する、環状の空気スワール生成器90を含む。出口コーン92は、半径方向外側の面94と半径方向内向きの流れ面96とを含む。環状の空気スワール生成器90は、半径方向外側の面100と半径方向内向きの流れ面102とを含む。出口コーンの流れ面96及び空気スワール生成器の流れ面100は、後部ベンチュリ流路104を定め、該流路は、該流路を通して、下流側へ空気の一部を導くために使用される。
【0017】
より具体的には、出口コーン92は、一体に形成された外向きに延びる半径方向フランジ部分110を含む。出口コーンのフランジ部分110は、出口コーンの流れ面96から延びる上流側面112と該上流側面にほぼ平行で出口コーンの流れ面96に対してほぼ垂直な下流側面114とを含む。空気スワール生成器90は、一体に形成された外向きに延びる半径方向フランジ部分116を含み、該フランジ部分116は、上流側面118と該上流側面にほぼ平行で空気スワール生成器の流れ面102から延びる下流側面120とを含む。空気スワール生成器のフランジ部分の面118及び120は、出口コーンのフランジ部分の面112及び114にほぼ平行であり、かつ、空気スワール生成器の流れ面102に対してほぼ垂直である。
【0018】
空気スワール生成器90はまた、周方向に間隔をおいて配置された複数のスワール生成羽根130を含む。より具体的には、複数の後方スワール生成羽根132が、後方ベンチュリ流路104内で出口コーンのフランジ部分110に摺動可能に結合されている。複数の前方スワール生成羽根134が、前方ベンチュリ流路136内で空気スワール生成器のフランジ部分116に摺動可能に結合されている。前方ベンチュリ流路136は、空気スワール生成器のフランジ部分116と環状の支持プレート140の下流側138との間に形成されている。前方ベンチュリ流路136は、後方ベンチュリ流路104に対しほぼ平行であり、長手方向中心対称軸82に向かって半径方向内向きに延びる。
【0019】
空気スワール生成器のフランジ部分の面118及び120は、ほぼ平坦であり、また、空気スワール生成器の流れ面102はほぼ凸状であり、前方ベンチュリ136を形成している。前方ベンチュリ136は、最小流れ面積を定める前方のど部150を有する。前方ベンチュリ136は、後方ベンチュリ流路104から半径方向内方にあり、空気スワール生成器90によって後方ベンチェリ流路104から分離される。
【0020】
支持プレート140は、燃焼器の長手方向中心対称軸82に対して同心に配置されており、上流側152が管状のフェルール154に連結されている。燃料噴射器80は、温度差に基づく軸方向及び半径方向の運動を補償するようにフェルール154内に摺動可能に配置される。
【0021】
ウィッシュボーン継手160が、出口コーン92の後端部162において該出口コーン92内に一体に形成される。より具体的には、ウィッシュボーン継手160は、半径方向内側アーム164と、半径方向外側アーム166と、その間に定められる取付スロット168とを含む。半径方向内側アーム164は、流れ面96とスロット168との間を延びる。半径方向外側アーム166は、内側アーム164に対してほぼ平行であり、スロット168と出口コーンの下流側面114との間を延びる。取付スロット168は幅170を有し、出口コーンの流れ面96にほぼ平行である。更に、スロット168は、出口コーンの後端部162から測定される深さ172だけ、出口コーン92内に延びる。
【0022】
デフレクタ・フレア状コーン組立体75は、空気スワール生成器90に連結される。より具体的には、フレア状コーン部分78は出口コーン92に連結され、該出口コーン92から下流側に延びる。より具体的には、フレア状コーン部分78は、半径方向内側の流れ面182と半径方向外側の面184とを含む。フレア状コーン部分78が出口コーン92に連結された状態では、半径方向内側流れ面182は、出口コーンの流れ面96に対しほぼ同一平面上になる。より具体的には、フレア状コーンの内側流れ面182は拡開状であり、出口コーン92に隣接する停止面185から肘部186まで延びる。フレア状コーンの内側流れ面182は、肘部186からフレア状コーン部分78の後端188まで半径方向外向きに延びる。
【0023】
フレア状コーンの外側の面184は、フレア状コーン部分78の前縁190と肘部186との間でフレア状コーンの内側の面182に対しほぼ平行である。フレア状コーンの外側の面184は拡開状であり、肘部186から半径方向外向きに延びており、該外側の面184は、該肘部186とフレア状コーンの後端188との間でフレア状コーンの内側の面182にほぼ平行である。位置合わせ用突起192が、肘部186とフレア状コーンの後縁188との間でフレア状コーンの外側の面184から半径方向外向きに延びる。位置合わせ用突起192は、燃焼器の長手方向中心対称軸82に対してほぼ垂直な前縁194と、突起192の頂点198から下流側に延びる後縁196とを含む。
【0024】
取付突起200が、フレア状コーンの停止面185から軸方向上流側に距離202だけ延びる。突起200は、停止面185と突起200の交差部で作られる肩部206と、フレア状コーンの外側の面184から測定される幅204を有する。突起の距離202及び幅204の各々は、出口コーンのスロットの深さ172及び幅170よりそれぞれ小さい。従って、フレア状コーン部分78が出口コーン92に連結された状態では、フレア状コーンの取付突起200は、出口コーンのスロット168内に延びる。より具体的には、フレア状コーンの取付突起200は出口コーンのスロット168内に延びており、出口コーンの後端部162はフレア状コーンの停止面185に接触し、フレア状コーンの前縁190を、出口コーンのスロット168の底面209からの距離208の位置に維持する。従って、キャビティ210が、フレア状コーンの取付突起200と出口コーン92との間に形成される。
【0025】
燃焼器のドームプレート74が、ドーム組立体70を燃焼器16内の所定の位置に固定する。より具体的には、燃焼器のドームプレート74は、外側支持プレート220及び内側支持プレート222を含む。プレート220及び222は、パネル58から上流側にある燃焼器カウル64及び66それぞれに連結され、燃焼器のドーム組立体70を燃焼器16内に固定する。より具体的には、プレート220及び222は、プレート220及び222とフレア状コーン部分78との間に連結された環状のデフレクタ部分76に取り付けられる。
【0026】
デフレクタ部分76は、燃焼器16内で生成される高温燃焼ガスが、燃焼器のドームプレート74に当るのを防いでおり、フランジ部分230、弧状部分232、及びそれらの間を延びる本体234を含む。フランジ部分230は、デフレクタ本体234から軸方向上流側にデフレクタの前縁246まで延び、燃焼器の長手方向中心対称軸82にほぼ平行である。より具体的には、フランジ部分の前縁246は、フレア状コーンの前縁194より上流側にある。
【0027】
デフレクタの弧状部分232は、本体234から半径方向外向きかつ下流方向にデフレクタの後縁242まで延びる。より具体的には、弧状部分232は、フレア状コーンの肘部186から下流側に延びるフレア状コーン部分78の方向とほぼ平行の方向に、デフレクタ本体234から延びる。更に、デフレクタの弧状部分の後縁242は、フレア状コーンの後縁196より下流側にある。
【0028】
デフレクタの本体234は、デフレクタ本体234の前面248からデフレクタ本体234の後面250まで延びる、ほぼ平坦な内面246を有する。デフレクタ本体の面246と250との間に形成されるコーナ部252は丸くされており、後面250は、コーナ部252とデフレクタ本体234から半径方向外向きに延びる後方取付突起260との間を延びる。デフレクタの後方突起260の下流側面は、フレア状コーンの位置合わせ用突起の前縁194に取り付けられており、デフレクタ本体の内面246は、フレア状コーンの前縁190とフレア状コーンの肘部186との間においてフレア状コーンの外側の面184に隣接する。
【0029】
デフレクタ部分76はまた、半径方向外側の面270及び半径方向内側の面272を含む。半径方向外側の面270及び半径方向内側の面272は、デフレクタの前縁246から、デフレクタ本体234を通ってデフレクタの後縁242まで延びる。テープスロット274は、デフレクタの外側の面270からデフレクタ本体234内に深さ276だけ半径方向に延び、また、スロット274のそれぞれ前縁282と後縁284との間で測定された幅280だけ軸方向に延びる。
【0030】
開口部300は、デフレクタ本体234を軸方向に貫通する。より具体的には、開口部300は、デフレクタ本体の前面248の入口302から、デフレクタの後面250の出口304まで延びる。開口部入口302は、開口部出口304に対して半径方向内側にあり、開口部300が、該開口部を通して冷却流体を低い圧力で排出することを助ける。1つの実施形態においては、冷却流体は圧縮機空気である。
【0031】
開口部300は、燃焼器の長手方向中心対称軸82周りにデフレクタ本体234内をほぼ周方向に延び、デフレクタ部分76を、半径方向外側部分と半径方向内側部分すなわちリガメント部分とに分離する。冷却流体が開口部300を通して供給されるので、デフレクタのリガメント部分は熱的に遮断される。
【0032】
燃焼器16の組立てにおいて、ろう付け用テープがデフレクタのテープスロット内に予め装填され、ろう付け用ロープが空気スワール生成器の出口コーンのウィッシュボーン継手スロット168内に予め装填される。そして、デフレクタ・フレア状コーン組立体75が燃焼器のドームプレート220にスタック溶接され、燃焼器のドームプレート220と組立体75を、ろう付け中に適切な軸方向及び周方向位置に保持する。従って、ろう付け用テープとロープが予め装填されているので、単一のろう付け作業により、デフレクタ・フレア状コーン組立体75を、空気スワール生成器のフレア状コーン78及び燃焼器のドームプレート220に結合することができる。
【0033】
更に、デフレクタ・フレア状コーン組立体75が単一部品の組立体であるので、デフレクタ・フレア状コーン組立体75は、ろう付けの目視検査を行うことを容易にする。より具体的には、デフレクタ・フレア状コーン組立体75と燃焼器のドームプレート220との間に形成されたろう付け接合部310を、該接合部310の前方側から検査することができる。更に、フレア状コーンのウィッシュボーン継手の内側アーム164は、複数のノッチ312を含み、該ノッチにより、デフレクタ・フレア状コーン組立体75と空気スワール生成器の出口コーン92との間に形成されるろう付け接合部314を検査することが可能になる。その結果、修理が必要な場合には、1つの直径位置を機械加工することにより、他の部品に損傷を与えるというリスクなしで、空気スワール生成器90をデフレクタ・フレア状コーン組立体75から外すことができる。
【0034】
作動においては、前方スワール生成羽根134は、第1の方向に空気を旋回させ、後方スワール生成羽根132は、第1の方向と反対の第2の方向に空気を旋回させる。燃料噴射器80から吐出された燃料は、空気スワール生成器の前方ベンチュリ136内に噴射され、前方スワール生成羽根134によって旋回された空気と混合される。この燃料及び空気の最初の混合気は、前方ベンチュリ136から後方に吐出され、後方スワール生成羽根132を通って旋回された空気と混合される。この燃料/空気混合気は、前方生成羽根134と後方スワール生成羽根132それぞれによる遠心効果のため、半径方向外向きに広がり、比較的広い吐出噴霧角度で、フレア状コーンの流れ面182とデフレクタ弧状部分の流れ面272に沿って流れる。
【0035】
冷却流体は、デフレクタの開口部300を通ってデフレクタ・フレア状コーン組立体75に供給される。開口部300は、連続する冷却流体の流れが、フレア状コーンの部分78を衝突冷却するために低い圧力で排出するのを可能にする。この低い圧力は、フレア状コーン部分78の衝突冷却にとって、改良された冷却及び逆流マージンを助長する。更に、冷却流体は、対流熱伝導を高め、フレア状コーン部分78の作動温度を減少させるのを助ける。作動温度を減少させることは、フレア状コーン部分78の耐用年数を延ばすことに寄与し、一方、フレア状コーン部分78の酸化物形成速度を減少させる。
【0036】
更に、冷却流体がデフレクタ部分76を通って排出されるので、デフレクタのリガメント部分304は熱的に遮断され、空気スワール生成器90が、燃焼器のドームプレート74ではなく、デフレクタ・フレア状コーン組立体75に遠隔的に連結されるのを可能にする。
【0037】
更に、冷却空気が開口部300を通して排出されるので、デフレクタの弧状部分232は、フィルム冷却される。より具体的には、開口部300は、デフレクタ弧状部分の内側の面272にフィルム冷却を与える。開口部300はデフレクタ部分76内で周方向に延びるため、フィルム冷却は、デフレクタの内側の面272に沿って、フレア状コーン部分78の周りを周方向に向けられる。更に、開口部300が均一な冷却流を可能にするので、デフレクタ・フレア状コーン組立体75は、冷却流体の燃焼空気との混合を減少させながら、フィルム冷却を最適化することを助け、よって、燃焼器のエミッションに対するフレア冷却の悪影響を減少させるのを助ける。
【0038】
上述したガスタービンエンジン用の燃焼器システムは、費用効果があり、信頼性がある。この燃焼器システムは、一体の冷却開口部を有する単一部品のディフレクタ・フレア状コーン組立体を含む。開口部を通して供給される冷却流体は、ディフレクタ・フレア状コーン組立体のフレア状コーン部分の衝突冷却、及びディフレクタ・フレア状コーン組立体のデフレクタ部分のフィルム冷却を与える。更に、開口部はディフレクタ部分内を周方向に延びるため、デフレクタ・フレア状コーン組立体の作動温度を減少させるのを助長する冷却流体の均一な流れが周方向に供給される。その結果、デフレクタ・フレア状コーン組立体は、信頼性がありかつ費用効果のある形で、燃焼器の耐用年数を延ばすのを助長する。
【0039】
本発明を、種々の特定の実施形態に関して説明してきたが、当業者には、本発明を特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更を加えて実施できることが明らかであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図1】 ガスタービンエンジンの概略図。
【図2】 図1に示すガスタービンエンジンに使用される燃焼器の断面図。
【図3】 領域3に沿った図2に示す燃焼器の拡大図。
【符号の説明】
16 燃焼器
40 外ライナ
42 内ライナ
46 燃焼チャンバ
64、66 カウル
70 ドーム組立体
74 ドームプレート
75 デフレクタ・フレア状コーン組立体
76 デフレクタ部分
78 フレア状コーン部分
80 燃料噴射器
82 長手方向中心対称軸
90 空気スワール生成器
300 開口部
Claims (13)
- 燃焼チャンバ(46)と、一体の開口部(300)を備えるドーム組立体(70)で周方向に取り囲まれた環状の空気スワール生成器(90)とを含む燃焼器(16)を備えるガスタービンエンジン(10)を作動させる方法であって、
前記燃焼器の空気スワール生成器を通して燃料を前記燃焼チャンバに供給する段階と、
前記ドーム組立体の少なくとも一部分を衝突冷却するために、前記燃焼器のドーム組立体の開口部を通して加圧空気流を向ける段階と、
を含み、
前記燃焼器のドーム組立体(70)は、一体のフレア状コーン(78)とデフレクタ(76)とを含み、加圧空気流を向ける前記段階は、前記フレア状コーンを衝突冷却する段階を更に含むことを特徴とする方法。 - 前記燃焼器のドーム組立体のフレア状コーン(78)は前記燃焼器の空気スワール生成器(90)の半径方向外側に位置し、前記燃焼器のデフレクタ(76)は、該デフレクタが前記フレア状コーンの半径方向外側に位置するように前記フレア状コーンに結合されており、加圧空気流を向ける前記段階は、前記フレア状コーンを衝突冷却するために前記デフレクタを通して加圧空気を向ける段階を更に含むことを特徴とする、請求項1に記載の方法。
- 前記一体の開口部(300)は前記デフレクタ(76)内で前記フレア状コーン(78)の周りに周方向に延びており、加圧空気流を向ける前記段階は、前記フレア状コーンが周方向に衝突冷却されるように前記デフレクタの開口部を通して加圧空気流を向ける段階を更に含むことを特徴とする、請求項2に記載の方法。
- 加圧空気流を向ける前記段階は、前記ドーム組立体のフレア状コーン(78)の作動温度を低下させて前記燃焼器(16)の耐用寿命を延ばすのを助長する段階を更に含むことを特徴とする、請求項1に記載の方法。
- 前記フレア状コーン(78)を衝突冷却する段階は、該フレア状コーンを衝突冷却して前記燃焼器のドーム組立体(70)内の酸化物形成速度を減少させるのを助長する段階を更に含むことを特徴とする、請求項1に記載の方法。
- ガスタービンエンジン(10)用の燃焼器(16)であって、
空気スワール生成器(90)と、
該空気スワール生成器の周りに周方向に設けられたドーム組立体(70)と、を備え、
該ドーム組立体は、該ドーム組立体の少なくとも一部分を衝突冷却するために冷却流体を受けるように構成された一体の開口部(300)と、一体のフレア状コーン(78)と、デフレクタ(76)とを備え、
前記フレア状コーンが前記開口部(300)と流体連通しており、
前記開口部(300)は、前記デフレクタ(76)内に定められることを特徴とする燃焼器(16)。 - ガスタービンエンジン(10)用の燃焼器(16)であって、
空気スワール生成器(90)と、
該空気スワール生成器の周りに周方向に設けられたドーム組立体(70)と、を備え、
該ドーム組立体は、該ドーム組立体の少なくとも一部分を衝突冷却するために冷却流体を受けるように構成された一体の開口部(300)を含み、
前記開口部(300)は、前記空気スワール生成器(90)の周りに周方向に延びており、前記開口部は更に、前記フレア状コーンを衝突冷却するために前記空気スワール生成器の周りに周方向に冷却流体を排出するように構成されていることを特徴とする燃焼器(16)。 - ガスタービンエンジン(10)用の燃焼器(16)であって、
空気スワール生成器(90)と、
該空気スワール生成器の周りに周方向に設けられたドーム組立体(70)と、を備え、
該ドーム組立体は、該ドーム組立体の少なくとも一部分を衝突冷却するために冷却流体を受けるように構成された一体の開口部(300)を含み、
更に、前記開口部(300)は、前記ドーム組立体のフレア状コーン(78)内の酸化物形成速度を減少させるのを助長するように構成されていることを特徴とする燃焼器(16)。 - 環状の空気スワール生成器(90)及び環状のドーム組立体(70)を含む燃焼器(16)を備えるガスタービンエンジン(10)であって、前記環状のドーム組立体は前記空気スワール生成器の半径方向外側でそれと同心に位置合わせされており、また該ドーム組立体は、前記燃焼器のドーム組立体の少なくとも一部分を衝突冷却するために加圧空気を受けるように構成された一体の開口部(300)を備え、
前記燃焼器のドーム組立体(70)は、一体のフレア状コーン(78)とデフレクタ(76)とを更に備え、該フレア状コーン及び該デフレクタの少なくとも1つが、前記開口部(300)を定めることを特徴とするガスタービンエンジン(10)。 - 前記燃焼器のフレア状コーン(78)が前記燃焼器のドーム組立体の開口部(300)と流体連通していることを特徴とする、請求項9に記載のガスタービンエンジン(10)。
- 前記燃焼器のドーム組立体の開口部(300)は、前記フレア状コーン(78)より半径方向外側にあることを特徴とする、請求項9に記載のガスタービンエンジン(10)。
- 環状の空気スワール生成器(90)及び環状のドーム組立体(70)を含む燃焼器(16)を備えるガスタービンエンジン(10)であって、前記環状のドーム組立体は前記空気スワール生成器の半径方向外側でそれと同心に位置合わせされており、また該ドーム組立体は、前記燃焼器のドーム組立体の少なくとも一部分を衝突冷却するために加圧空気を受けるように構成された一体の開口部(300)を備え、
更に、前記燃焼器のドーム組立体の開口部(300)は、前記燃焼器のドーム組立体を衝突冷却するためにその周りに周方向に加圧空気を排出するように構成されていることを特徴とするガスタービンエンジン(10)。 - 環状の空気スワール生成器(90)及び環状のドーム組立体(70)を含む燃焼器(16)を備えるガスタービンエンジン(10)であって、前記環状のドーム組立体は前記空気スワール生成器の半径方向外側でそれと同心に位置合わせされており、また該ドーム組立体は、前記燃焼器のドーム組立体の少なくとも一部分を衝突冷却するために加圧空気を受けるように構成された一体の開口部(300)を備え、
更に、前記燃焼器のドーム組立体の開口部(300)は、入口(302)と出口(304)を備え、前記開口部の出口は前記入口に対して半径方向外側にあることを特徴とするガスタービンエンジン(10)。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US09/844,411 US6530227B1 (en) | 2001-04-27 | 2001-04-27 | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine combustors |
US09/844411 | 2001-04-27 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2002339762A JP2002339762A (ja) | 2002-11-27 |
JP4137502B2 true JP4137502B2 (ja) | 2008-08-20 |
Family
ID=25292656
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2002125439A Expired - Fee Related JP4137502B2 (ja) | 2001-04-27 | 2002-04-26 | ガスタービンエンジンの作動方法、燃焼器およびガスタービンエンジン |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6530227B1 (ja) |
EP (1) | EP1258681B1 (ja) |
JP (1) | JP4137502B2 (ja) |
BR (1) | BR0201430B1 (ja) |
CA (1) | CA2383463C (ja) |
DE (1) | DE60218565T2 (ja) |
Families Citing this family (25)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP1312865A1 (de) * | 2001-11-15 | 2003-05-21 | Siemens Aktiengesellschaft | Ringbrennkammer für eine Gasturbine |
US6655027B2 (en) * | 2002-01-15 | 2003-12-02 | General Electric Company | Methods for assembling gas turbine engine combustors |
US7007480B2 (en) * | 2003-04-09 | 2006-03-07 | Honeywell International, Inc. | Multi-axial pivoting combustor liner in gas turbine engine |
US6923002B2 (en) * | 2003-08-28 | 2005-08-02 | General Electric Company | Combustion liner cap assembly for combustion dynamics reduction |
US20070095071A1 (en) * | 2003-09-29 | 2007-05-03 | Kastrup David A | Apparatus for assembling gas turbine engine combustors |
US7013649B2 (en) * | 2004-05-25 | 2006-03-21 | General Electric Company | Gas turbine engine combustor mixer |
FR2894327B1 (fr) | 2005-12-05 | 2008-05-16 | Snecma Sa | Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif |
FR2897107B1 (fr) * | 2006-02-09 | 2013-01-18 | Snecma | Paroi transversale de chambre de combustion munie de trous de multiperforation |
FR2899314B1 (fr) * | 2006-03-30 | 2008-05-09 | Snecma Sa | Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif |
FR2903172B1 (fr) * | 2006-06-29 | 2008-10-17 | Snecma Sa | Agencement pour chambre de combustion de turbomachine ayant un defecteur a collerette |
FR2903171B1 (fr) | 2006-06-29 | 2008-10-17 | Snecma Sa | Agencement a liaison par crabot pour chambre de combustion de turbomachine |
FR2903169B1 (fr) * | 2006-06-29 | 2011-11-11 | Snecma | Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif |
US8205426B2 (en) * | 2006-07-31 | 2012-06-26 | General Electric Company | Method and apparatus for operating gas turbine engines |
US7654091B2 (en) * | 2006-08-30 | 2010-02-02 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling gas turbine engine combustors |
FR2910115B1 (fr) * | 2006-12-19 | 2012-11-16 | Snecma | Deflecteur pour fond de chambre de combustion, chambre de combustion en etant equipee et turboreacteur les comportant |
DE102007050276A1 (de) * | 2007-10-18 | 2009-04-23 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Magervormischbrenner für ein Gasturbinentriebwerk |
US20100242484A1 (en) * | 2009-03-31 | 2010-09-30 | Baha Mahmoud Suleiman | Apparatus and method for cooling gas turbine engine combustors |
US9127842B2 (en) * | 2009-05-27 | 2015-09-08 | Siemens Aktiengesellschaft | Burner, operating method and assembly method |
JP5924618B2 (ja) * | 2012-06-07 | 2016-05-25 | 川崎重工業株式会社 | 燃料噴射装置 |
US9021812B2 (en) | 2012-07-27 | 2015-05-05 | Honeywell International Inc. | Combustor dome and heat-shield assembly |
US10077714B2 (en) * | 2015-11-06 | 2018-09-18 | Rolls-Royce Plc | Repairable fuel injector |
US10690347B2 (en) * | 2017-02-01 | 2020-06-23 | General Electric Company | CMC combustor deflector |
US10801726B2 (en) * | 2017-09-21 | 2020-10-13 | General Electric Company | Combustor mixer purge cooling structure |
FR3082284B1 (fr) * | 2018-06-07 | 2020-12-11 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion pour une turbomachine |
US11280492B2 (en) | 2018-08-23 | 2022-03-22 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbo machine |
Family Cites Families (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2699648A (en) * | 1950-10-03 | 1955-01-18 | Gen Electric | Combustor sectional liner structure with annular inlet nozzles |
GB1539136A (en) * | 1976-07-07 | 1979-01-24 | Snecma | Gas turbine combustion chambers |
FR2585770B1 (fr) * | 1985-08-02 | 1989-07-13 | Snecma | Dispositif d'injection a bol elargi pour chambre de combustion de turbomachine |
US4870818A (en) * | 1986-04-18 | 1989-10-03 | United Technologies Corporation | Fuel nozzle guide structure and retainer for a gas turbine engine |
US4686823A (en) * | 1986-04-28 | 1987-08-18 | United Technologies Corporation | Sliding joint for an annular combustor |
US4934145A (en) * | 1988-10-12 | 1990-06-19 | United Technologies Corporation | Combustor bulkhead heat shield assembly |
CA2056592A1 (en) | 1990-12-21 | 1992-06-22 | Phillip D. Napoli | Multi-hole film cooled combustor liner with slotted film starter |
US5142871A (en) * | 1991-01-22 | 1992-09-01 | General Electric Company | Combustor dome plate support having uniform thickness arcuate apex with circumferentially spaced coolant apertures |
CA2070518C (en) | 1991-07-01 | 2001-10-02 | Adrian Mark Ablett | Combustor dome assembly |
US5154060A (en) | 1991-08-12 | 1992-10-13 | General Electric Company | Stiffened double dome combustor |
JP2597800B2 (ja) * | 1992-06-12 | 1997-04-09 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ガスタービンエンジン用燃焼器 |
US5323604A (en) | 1992-11-16 | 1994-06-28 | General Electric Company | Triple annular combustor for gas turbine engine |
DE19508111A1 (de) * | 1995-03-08 | 1996-09-12 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Hitzeschild-Anordnung für eine Gasturbinen-Brennkammer |
FR2751731B1 (fr) * | 1996-07-25 | 1998-09-04 | Snecma | Ensemble bol-deflecteur pour chambre de combustion de turbomachine |
US6212870B1 (en) * | 1998-09-22 | 2001-04-10 | General Electric Company | Self fixturing combustor dome assembly |
US6442940B1 (en) * | 2001-04-27 | 2002-09-03 | General Electric Company | Gas-turbine air-swirler attached to dome and combustor in single brazing operation |
-
2001
- 2001-04-27 US US09/844,411 patent/US6530227B1/en not_active Expired - Lifetime
-
2002
- 2002-04-25 CA CA002383463A patent/CA2383463C/en not_active Expired - Fee Related
- 2002-04-26 JP JP2002125439A patent/JP4137502B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2002-04-26 BR BRPI0201430-0A patent/BR0201430B1/pt not_active IP Right Cessation
- 2002-04-29 DE DE60218565T patent/DE60218565T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-04-29 EP EP02253023A patent/EP1258681B1/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
BR0201430A (pt) | 2003-06-10 |
US6530227B1 (en) | 2003-03-11 |
CA2383463C (en) | 2009-02-03 |
EP1258681A3 (en) | 2003-04-09 |
EP1258681B1 (en) | 2007-03-07 |
BR0201430B1 (pt) | 2011-04-05 |
EP1258681A2 (en) | 2002-11-20 |
DE60218565D1 (de) | 2007-04-19 |
CA2383463A1 (en) | 2002-10-27 |
DE60218565T2 (de) | 2007-11-22 |
JP2002339762A (ja) | 2002-11-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4137500B2 (ja) | 燃焼器、ガスタービンエンジンおよびエンジンの作動方法 | |
JP4201524B2 (ja) | 燃焼器、ガスタービンエンジンおよび燃焼器の組立方法 | |
JP4137502B2 (ja) | ガスタービンエンジンの作動方法、燃焼器およびガスタービンエンジン | |
JP4993365B2 (ja) | ガスタービンエンジン燃焼器を冷却するための装置 | |
US6546733B2 (en) | Methods and systems for cooling gas turbine engine combustors | |
JP4128393B2 (ja) | ガスタービンエンジンの点火器チューブを冷却するための方法、ガスタービンエンジン及びガスタービンエンジン用の燃焼器 | |
JP4659201B2 (ja) | 低エミッション燃焼器 | |
JP6176723B2 (ja) | 燃焼器キャップアセンブリ | |
JP5552130B2 (ja) | 保炎器が冷却される旋回カップ | |
JP5002121B2 (ja) | ガスタービンエンジンの燃焼器を冷却するための方法及び装置 | |
JP5507139B2 (ja) | 燃料ノズル中心体及びそれを組立てる方法 | |
JP2004132692A (ja) | ハイブリッド型スワーラ | |
JP2009085222A (ja) | タービュレータ付き後端ライナアセンブリ及びその冷却方法 | |
JP2008190855A (ja) | ガスタービンエンジン燃焼器のミキサアセンブリ用センターボディ | |
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 | |
JP2005308389A (ja) | ガスタービンエンジン燃焼器を製作するための方法及び装置 | |
JP4520751B2 (ja) | 燃焼器ドーム組立体の一部を交換する方法 | |
JP2004514873A (ja) | 燃焼器およびタービンの連続デュアル冷却 | |
US20100242484A1 (en) | Apparatus and method for cooling gas turbine engine combustors | |
JP2012037225A (ja) | タービンエンジン用の燃焼器アセンブリ及びその組み立て方法 | |
JP2012140955A (ja) | タービンエンジン用燃焼器組立体及びその組み立て方法 | |
CA2472541C (en) | Methods and apparatus for supplying feed air to turbine combustors |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20050125 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20070918 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20071217 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20080507 |
|
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20080604 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110613 Year of fee payment: 3 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120613 Year of fee payment: 4 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120613 Year of fee payment: 4 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130613 Year of fee payment: 5 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |