JPH06213444A - Combustion chamber of gas turbine - Google Patents
Combustion chamber of gas turbineInfo
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- JPH06213444A JPH06213444A JP5279369A JP27936993A JPH06213444A JP H06213444 A JPH06213444 A JP H06213444A JP 5279369 A JP5279369 A JP 5279369A JP 27936993 A JP27936993 A JP 27936993A JP H06213444 A JPH06213444 A JP H06213444A
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- 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
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- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
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- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
【0001】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、鉢状の燃焼スペースを
有するガスタービン燃焼室、それも、燃焼スペースの壁
部が、円形横断面にバーナが備えられている燃焼室入口
から、ガスタービンと結合された高温ガスケーシングの
入口まで延び、それによってガスタービンの圧縮機から
空気溜めへ供給される空気流れにさらされて、冷却され
る形式の燃焼室に関するものでる。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a gas turbine combustion chamber having a bowl-shaped combustion space, in which the wall of the combustion space is provided with a burner having a circular cross section from a combustion chamber inlet to a gas turbine. A combustion chamber of the type which extends to the inlet of a hot gas casing associated with the air turbine and is thereby exposed to and cooled by the air stream fed from the compressor of the gas turbine to the air reservoir.
【0002】[0002]
【従来の技術】空冷式の内管を有する鉢状ガスタービン
燃焼室は、たとえば米国特許第3,422,620号に
より公知である。この場合、内管は、少なくともその上
方部分が、実質的に、タービン軸線方向に重なる小さな
面積の複数壁部から構成されている。これらの壁部は、
燃焼スぺースとは反対の側に周方向に分配されたそれぞ
れ複数の開口を有しており、これら開口を介して空気が
燃焼スペース内へ流入する。この場合、開口は、発生す
る冷却空気薄膜が内管壁に付着して、内管の冷却断熱層
を形成するように、配置される。2. Description of the Related Art A bowl-shaped gas turbine combustion chamber having an air-cooled inner tube is known, for example, from U.S. Pat. No. 3,422,620. In this case, at least the upper portion of the inner tube is substantially composed of a plurality of wall portions having a small area and overlapping in the turbine axis direction. These walls are
It has a plurality of openings distributed circumferentially on the side opposite to the combustion space, through which air flows into the combustion space. In this case, the openings are arranged so that the resulting cooling air film adheres to the inner tube wall and forms a cooling insulation layer for the inner tube.
【0003】気体状又は液体状の燃料を有害物質の発生
を抑えて燃焼させる目的で、最近、いわゆる“希薄予混
合燃焼”方式が普及してきた。これは、燃料と燃焼用空
気とを出来るだけ均等に予混合してから、初めて燃焼さ
せる方式である。この燃焼方式が、ガスタービン装置の
場合に普通に行なわれることだが、多量の余剰空気を用
いて実施されることで、火炎温度が比較的低くされ、そ
れによって、また窒素酸化物の発生が所望値に抑えられ
る。For the purpose of burning gaseous or liquid fuel while suppressing the generation of harmful substances, a so-called "lean premixed combustion" system has recently become popular. This is a system in which the fuel and the combustion air are premixed as evenly as possible before burning. This combustion method, which is normally done in gas turbine installations, is carried out with a large amount of excess air, which results in a relatively low flame temperature, which in turn leads to the desire to generate nitrogen oxides. It is suppressed to the value.
【0004】前記の公知ガスタービン燃焼室は、ところ
で次のような欠点を有している。すなわち、冷却目的の
空気消費量が著しく多量で、内管内への冷却空気供給の
結果、火炎下流で、この空気を本来の燃焼過程に利用で
きないという欠点である。燃焼室は、したがって、必要
とされる高い余剰空気値では稼働できない。The above known gas turbine combustion chamber has the following drawbacks. That is, the air consumption for cooling purposes is extremely large, and as a result of supplying cooling air into the inner tube, this air cannot be used for the original combustion process downstream of the flame. The combustion chamber therefore cannot operate at the required high excess air value.
【0005】[0005]
【発明が解決しようとする課題】本発明は、したがっ
て、冒頭に述べた形式のガスタービン燃焼室の場合に冷
却空気消費量を最低限に抑えて、NOxの排出量を低減
させることにある。SUMMARY OF THE INVENTION The invention is therefore based on minimizing the consumption of cooling air and reducing the emission of NO x in the case of a gas turbine combustion chamber of the type mentioned at the outset. .
【0006】[0006]
【課題を解決するための手段】本発明によれば、この課
題は、次のようにすることによって解決された。すなわ
ち、燃焼スペースを1次燃焼領域と2次燃焼領域とに分
け、これらの領域の流れ制限壁部が分離されて、互いに
独立的に冷却されるようにし、また、1次燃焼領域で
は、流れ制限壁部が複数衝突管を介して衝突冷却され、
これら衝突管が空気溜めから流れ制限壁部に隣接する冷
却室に開口するようにし、更に、下流に位置する2次燃
焼領域が2重壁の内管により制限され、この内管の、高
温ガスケーシングに向いた入口端部が空気溜めに向って
開いているようにし、更にまた、1次燃焼領域に向いた
内管出口端部と、1次燃焼領域の冷却室とが、いずれも
出口側で、衝突管の貫通した環状通路を介して燃焼室入
口のバーナとだけ案内接続されているようにしたのであ
る。According to the present invention, this problem has been solved by the following. That is, the combustion space is divided into a primary combustion region and a secondary combustion region, the flow restricting wall portions of these regions are separated so as to be cooled independently of each other, and in the primary combustion region, the flow is limited. The limiting wall is collision cooled through multiple collision tubes,
These collision tubes are opened from the air reservoir to the cooling chamber adjacent to the flow restricting wall portion, and the secondary combustion region located downstream is restricted by the inner wall of the double wall. The inlet end facing the casing is opened toward the air reservoir, and the inner pipe outlet end facing the primary combustion region and the cooling chamber in the primary combustion region are both on the outlet side. Thus, only the burner at the inlet of the combustion chamber is guided and connected through the annular passage that penetrates the collision tube.
【0007】本発明の効果は、とりわけ次の点に見られ
る。すなわち、新たな措置により、双方の冷却空気流が
平行案内される結果、双方の冷却段の圧力降下が僅かに
維持でき、これによって燃焼室の総圧力損失値に好影響
が与えられる点である。最後に、全冷却空気は、冷却完
了後に燃焼過程へ供給され、有害物質放出値が所望の通
りに改善される。The effects of the present invention are found especially in the following points. In other words, with the new measures, both cooling air streams are guided in parallel, so that the pressure drop in both cooling stages can be maintained slightly, which has a positive effect on the total pressure loss value of the combustion chamber. . Finally, all the cooling air is fed to the combustion process after cooling is complete, and the pollutant emission values are improved as desired.
【0008】1次及び2次の燃料領域を冷却する空気
が、すべて空気溜めから直接に得られ、冷却後も燃焼ス
ペースではなく、バーナのところへ案内されることによ
り、1次燃焼領域の区域には、双方の冷却空気流の交差
個所が強制的に生ぜしめられる。それゆえ、1次燃焼領
域の冷却室が複数の出口を介して環状通路と連通し、か
つまた各衝突管に、前記出口が配属されている。環状通
路内に双方の空気流を一緒に供給するこの措置によっ
て、均等に分配され、損失の少ない空気案内が可能にな
る。All of the air that cools the primary and secondary fuel zones is obtained directly from the sump and, after cooling, is directed to the burner instead of to the combustion space so that the area of the primary combustion zone is Is forced to produce intersections of both cooling air streams. Therefore, the cooling chamber in the primary combustion region communicates with the annular passage via a plurality of outlets, and also the outlets are associated with each collision tube. This measure of supplying both air streams together in the annular passage enables evenly distributed and low loss air guidance.
【0009】燃焼室平面から高温ガスケーシング入口ま
で延び、かつ冷却される壁部は、一体に構成するのが有
利である。こうすることによって、一方では、製造が簡
単になり、他方では燃焼スペース内への漏れ損失が最小
限に抑えられる。The wall which extends from the combustion chamber plane to the inlet of the hot gas casing and which is cooled is advantageously constructed in one piece. In this way, on the one hand, the production is simple and, on the other hand, leakage losses into the combustion space are minimized.
【0010】[0010]
【実施例】以下で本発明の一実施例を、図示の単軸軸流
ガスタービンの例について説明する。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS An embodiment of the present invention will be described below with reference to an example of the illustrated single shaft axial flow gas turbine.
【0011】図面には本発明の理解に必要な構成要素の
みを示してある。ガスタービン装置のうち、たとえば、
排気ガス管と煙道とを備えた排気ケーシング全体、ロー
タ支承部、圧縮機部分の入口部分は示されていない。作
動媒体の流れ方向は矢印で示してある。Only the components necessary for understanding the invention are shown in the drawings. Of the gas turbine equipment, for example,
Not shown are the entire exhaust casing with the exhaust gas pipe and the flue, the rotor bearing and the inlet part of the compressor part. The flow direction of the working medium is indicated by arrows.
【0012】図1に略示した装置は、ガスタービン1の
側が、実質的に、動翼を有するロータ5と、静翼を有す
る翼保持体11とから成っている。翼保持体11は、突
出部を介してタービンケーシング13内の相応の受容部
内に懸架されている。タービンケーシング13のところ
には、排気ケーシング14がフランジ結合されている。
排気ケーシングは、実質的に、ハブ側リング状内方部分
と、リング状外方部分とから成り、これら両部分により
ディフューザ15が制限されている。In the device shown schematically in FIG. 1, the side of the gas turbine 1 essentially consists of a rotor 5 with moving blades and a blade holder 11 with stationary blades. The blade carrier 11 is suspended via a projection in a corresponding receptacle in the turbine casing 13. An exhaust casing 14 is flange-connected to the turbine casing 13.
The exhaust casing essentially consists of a hub-side ring-shaped inner part and a ring-shaped outer part, both of which limit the diffuser 15.
【0013】タービンケーシング13は、同じように、
圧縮された燃焼用空気の空気溜め50を有している。空
気溜め50内へは、圧縮機2のディフューザ16から圧
縮空気が送られる。その場合、流出側ディフューザ端部
は半径方向ディフューザ17として構成されている。圧
縮機は、最後の4段だけが示されている。タービンの翼
保持体11同様、圧縮機の翼保持体12も突出部を介し
てタービンケーシング13内の相応の受容部内に懸架さ
れている。圧縮機の動翼とタービンの動翼とは共通の軸
5に取付けられている。軸5の中心軸線はガスタービン
ユニットの縦軸線4と合致している。The turbine casing 13 is likewise
It has a reservoir 50 of compressed combustion air. Compressed air is sent from the diffuser 16 of the compressor 2 into the air reservoir 50. In that case, the outflow side diffuser end is configured as a radial diffuser 17. Only the last four stages of the compressor are shown. Like the blade holder 11 of the turbine, the blade holder 12 of the compressor is suspended via projections in corresponding receptacles in the turbine casing 13. The moving blades of the compressor and the moving blades of the turbine are mounted on a common shaft 5. The central axis of the shaft 5 coincides with the vertical axis 4 of the gas turbine unit.
【0014】タービンと圧縮機との間に配置された軸部
分は、ドラム6として構成されている。このドラムは、
その軸方向全長にわたってドラムカバー7により包囲さ
れている。ドラムカバー7は、図示されていないリブを
介して圧縮機2のディフューザ外側ケーシングと結合さ
れている。この外側ケーシングは、図1には、簡略化し
て圧縮機2の翼保持体12と一体に示してある。ドラム
カバー7は、圧縮機側で、最終圧縮機案内翼列の翼のシ
ュラウドを形成している。タービン側では、ドラムカバ
ーが、タービンロータ端側と一緒に、半径方向に延びる
ホイール側方スペースを制限している。このスペース
は、環状スペース8の出口側端部を形成している。環状
スペース8は、最後の圧縮機動翼列後方のハブから出
て、ドラムカバー7とドラム6との間を延びている。こ
の環状スペース8内を、圧縮機から分岐したロータ側冷
却空気が案内される。The shaft portion arranged between the turbine and the compressor is constructed as a drum 6. This drum is
It is surrounded by the drum cover 7 over its entire axial length. The drum cover 7 is connected to the diffuser outer casing of the compressor 2 via a rib (not shown). This outer casing is shown in FIG. 1 in a simplified manner in one piece with the blade holder 12 of the compressor 2. The drum cover 7 forms a shroud of the blade of the final compressor guide blade row on the compressor side. On the turbine side, the drum cover, together with the turbine rotor end side, limits the radially extending wheel lateral space. This space forms the outlet end of the annular space 8. The annular space 8 emerges from the hub behind the last compressor blade row and extends between the drum cover 7 and the drum 6. The rotor side cooling air branched from the compressor is guided through the annular space 8.
【0015】タービンケーシング13内部の空気溜め5
0も、トロイド状の高温ガスケーシング9を取囲んでい
る。高温ガスケーシング9は、燃焼ガスを燃焼室3から
タービン入口へ案内する。高温ガスケーシング9の円形
入口は、タービンケーシング13のフランジ平面38内
に位置している。この高温ガスケーシング9は、冷却目
的で薄板外とう51で被覆されている。これにより冷却
室10が形成される。この冷却室10内には、ハブディ
フューザ18からの空気が送られる。ハブディフューザ
18は圧縮機ディフューザ16から出て、一方では、ド
ラムカバー7により、他方ではディフューザ外壁19に
より制限されている。ディフューザ外壁19は、図示さ
れていないリブを介してドラムカバー7と結合されてい
る。図示の例では、ディフューザ外壁19を支持する部
材が、同じように半径方向ディフューザ17の内側リン
グを形成している。Air reservoir 5 inside the turbine casing 13
0 also surrounds the toroidal hot gas casing 9. The hot gas casing 9 guides the combustion gas from the combustion chamber 3 to the turbine inlet. The circular inlet of the hot gas casing 9 is located in the flange plane 38 of the turbine casing 13. The hot gas casing 9 is covered with a thin plate outer casing 51 for cooling purposes. Thereby, the cooling chamber 10 is formed. Air from the hub diffuser 18 is sent into the cooling chamber 10. The hub diffuser 18 emerges from the compressor diffuser 16 and is limited on the one hand by the drum cover 7 and on the other hand by the diffuser outer wall 19. The diffuser outer wall 19 is connected to the drum cover 7 via a rib (not shown). In the example shown, the members supporting the diffuser outer wall 19 likewise form the inner ring of the radial diffuser 17.
【0016】この実施例では立て型の燃焼室3が外壁3
9を介してフランジ平面38内でタービンケーシング1
3に支えられている。In this embodiment, the vertical combustion chamber 3 has the outer wall 3
Turbine casing 1 in the flange plane 38 via 9
It is supported by 3.
【0017】空気溜め50からは、燃焼用空気が鉢状燃
焼室3のバーナ室22内へ送られる。燃焼室3の燃焼ス
ペースは出口側が高温ガスケーシング9に開口してい
る。Combustion air is sent from the air reservoir 50 into the burner chamber 22 of the bowl-shaped combustion chamber 3. The combustion space of the combustion chamber 3 is open to the hot gas casing 9 on the outlet side.
【0018】燃焼室は、その上端部に予混合バーナ20
を備えている。これらのバーナは、たとえばEP−B1
−321 809により公知である。図2に略示された
この種の予混合バーナは、いわゆる複円錐バーナであ
る。このバーナは、実質的に、中空円錐形の2個の部分
23,24から成り、これら2部分は、流れ方向で互い
に入れ子状にされている。その場合、双方の部分の各中
心軸線は互いにずらされている。双方の部分23,24
の隣接壁部はその縦の延びが燃焼用空気のための接続ス
リット25を形成している。燃焼用空気は、これらスリ
ットを介してバーナ内部へ達する。バーナ内部には、液
体燃料用の燃料ノズル21が配置されている。燃料は鋭
角をなして中空円錐体内へ噴射される。そこで発生する
円錐形の輪郭の液体燃料が、接線方向で流入する燃焼用
に空気を取囲む。燃焼濃度は、燃焼用空気との混合によ
り次第に希薄となる。バーナも、同様にガス状燃料で作
動させることができる。この目的のために、接続スリッ
トの区域には、双方の部分23,24の壁部内に縦方向
に分配されたガス流入孔が設けられている。ガスによる
運転の場合は、燃焼用空気との混合気形成が入口スリッ
ト25の区域で既に始められる。言うまでもなく、この
ようにして2つの種類の燃料による混合運転も可能であ
る。The combustion chamber has a premix burner 20 at its upper end.
Is equipped with. These burners are, for example, EP-B1.
-321 809. A premix burner of this kind, which is shown diagrammatically in FIG. 2, is a so-called multi-conical burner. The burner consists essentially of two hollow conical sections 23, 24 which are nested in the flow direction. In that case, the central axes of both parts are offset from each other. Both parts 23, 24
The adjoining wall of the said has its longitudinal extension forming a connecting slit 25 for combustion air. Combustion air reaches the inside of the burner through these slits. A fuel nozzle 21 for liquid fuel is arranged inside the burner. Fuel is injected into the hollow cone at an acute angle. The resulting conical contoured liquid fuel surrounds the tangential inflowing air for combustion. The combustion concentration becomes gradually leaner due to the mixing with the combustion air. The burner can likewise be operated with gaseous fuel. For this purpose, in the area of the connecting slits, gas inlet holes are provided which are distributed longitudinally in the walls of both parts 23, 24. In the case of gas operation, mixture formation with combustion air is already started in the area of the inlet slit 25. It goes without saying that a mixed operation with two types of fuel is also possible in this way.
【0019】バーナ出口には、出来るだけ均等な燃料濃
度が、円形リング状の横断面にわたって調節されるよう
にする。バーナ出口には、半球形状の一定の逆流区域が
発生し、この区域の先端で点火が行なわれる。At the burner outlet, as uniform a fuel concentration as possible is adjusted over the cross section of the circular ring. At the burner outlet, a constant backflow region having a hemispherical shape is generated, and ignition is performed at the tip of this region.
【0020】燃焼中に燃焼ガスは高温に達するため、燃
焼室壁の冷却が特に要求される。この冷却の要求は、い
わゆる、低NOxバーナ、たとえば本発明の前提とされ
ている予混合バーナ、すなわち比較的控え目な冷却空気
量によって広い内管表面積を冷却する必要があるバーナ
の場合には、一層強いものとなる。Since the combustion gas reaches a high temperature during combustion, cooling of the combustion chamber wall is particularly required. This cooling requirement is in the case of so-called low NO x burners, for example the premixed burners on which the present invention is based, i.e. burners which require a relatively modest amount of cooling air to cool a large inner tube surface area. , Will be even stronger.
【0021】バーナ開口の下流には、鉢状燃焼スペース
が高温ガスケーシング9の入口まで延びている。燃焼ス
ペースは内部が被冷却内壁33によって制限され、これ
ら内壁33は、大てい自己支持構造体として構成されて
いる。Downstream of the burner opening, a bowl-shaped combustion space extends to the inlet of the hot gas casing 9. The interior of the combustion space is limited by the inner walls 33 to be cooled, which inner walls 33 are mostly constructed as self-supporting structures.
【0022】この燃焼室には37個の前記バーナが装備
されている。4分円部分を切取って示した図3から、こ
れらバーナの配置を知ることができる。これらバーナ
は、出来るだけ一様にフロントプレート26上に分配さ
れている。フロントプレート26は6角形セグメントか
ら形成され、熱シールドを形成している。This combustion chamber is equipped with 37 burners. The arrangement of these burners can be known from FIG. 3, which shows the quadrant cut out. These burners are distributed on the front plate 26 as evenly as possible. The front plate 26 is formed from hexagonal segments and forms a heat shield.
【0023】燃焼室内部は2領域に分割され、これら領
域の共通の壁部33が異なる冷却形式で冷却される。The inside of the combustion chamber is divided into two regions, and the common wall portion 33 of these regions is cooled by different cooling types.
【0024】下流に位置し、高温ガスケーシング9の入
口まで達している2次燃焼領域31は、2重壁内管によ
り制限されている。内管はフランジなしの溶接薄板構造
体から成り、この構造体が、図示されていないスペーサ
を介して保持されている。内管はタービン側端部が開放
され、フランジ平面38内で冷却空気入口を形成してい
る。この目的のために、2次燃焼領域の区域内に内壁3
3の周囲にリング状中間壁34が設けられている。The secondary combustion region 31, which is located downstream and reaches the inlet of the hot gas casing 9, is limited by the double wall inner tube. The inner tube consists of a welded sheet metal structure without a flange, which is held via spacers, not shown. The inner tube is open at the turbine end and forms a cooling air inlet in the flange plane 38. For this purpose, an inner wall 3 is provided in the area of the secondary combustion zone.
A ring-shaped intermediate wall 34 is provided around the circumference of the circle 3.
【0025】この内管の2重壁33,34の間の環状ス
ペース35は、図1から分かるように、空気を直接に空
気溜め50から得ている。効果的な対流冷却により、空
気は燃焼室流とは逆流をなして1次燃焼領域30の方向
へ流れる。The annular space 35 between the double walls 33, 34 of this inner tube obtains air directly from the air reservoir 50, as can be seen in FIG. Due to the effective convective cooling, the air flows countercurrent to the combustion chamber flow in the direction of the primary combustion zone 30.
【0026】高い負荷を受けるこの領域30の壁部の冷
却は、図2に示されているように、個別に供給される衝
突管41を介して行なわれる。必要な空気は、環状通路
40を介して、同じく空気溜め50から直接に取出され
る。Cooling of the walls of this heavily loaded area 30 is effected via individually supplied impingement tubes 41, as shown in FIG. The required air is also withdrawn directly from the air reservoir 50 via the annular passage 40.
【0027】1次燃焼領域30の終り、ないし2次燃焼
領域31の始めのところでは、環状スペース35が、別
の中間壁36に内壁33から離れる方向へ延びるように
される。双方の領域30,31の境界のところで内壁に
続いているこの中間壁36は、環状冷却室42を形成し
つつバーナ平面内まで延びている。もう1つの中間壁3
4のほうもバーナ平面内まで延び、既述の環状通路40
を形成しつつバーナ平面で外壁39につながっている。
2次燃焼領域の環状スペース35は、したがって1次燃
焼領域の区域では、環状通路により外部を囲まれた環状
通路43に開口している。At the end of the primary combustion zone 30 or the beginning of the secondary combustion zone 31, an annular space 35 is arranged to extend in a further intermediate wall 36 away from the inner wall 33. This intermediate wall 36, which follows the inner wall at the boundary of the two regions 30, 31, extends into the burner plane, forming an annular cooling chamber 42. Another middle wall 3
No. 4 also extends into the burner plane, and the annular passage 40 described above
And is connected to the outer wall 39 by the burner plane.
The annular space 35 of the secondary combustion zone thus opens in the area of the primary combustion zone into an annular passage 43 which is surrounded by the annular passage.
【0028】1次燃焼領域の全高にわたって複数の衝突
管41が備えられ、これらの管41が、図3に示されて
いるように燃焼室全周にわたって均等に分配されてい
る。これらの衝突管41は、延長された中間壁34内に
入口を有し、環状通路43と中間壁36とを貫通して、
冷却室42内の内壁の近くに開口している。冷却空気流
は、冷却される内壁33に衝突したのち、変向され、複
数出口44を経て冷却室42から出てゆく。図2と図3
からは、各衝突管には前記出口44が配属されているの
が分かる。しかし、必ずそうする必要はない。重要な点
は、出口の総横断面積が衝突管の流過横断面積より大き
く選定されている点である。1次燃焼領域のこのような
衝突冷却は、それによって、圧力降下を低い値に抑える
効果を与えるものとなる。各衝突管に出口を配属するこ
とにより、加えて、冷却管42内に衝突冷却の効果を減
殺する横方向流れの発生を防止する効果が得られる。A plurality of impingement tubes 41 are provided over the entire height of the primary combustion region, and these tubes 41 are evenly distributed over the entire circumference of the combustion chamber as shown in FIG. These collision tubes 41 have an inlet in the extended intermediate wall 34, penetrate the annular passage 43 and the intermediate wall 36,
It opens near the inner wall in the cooling chamber 42. After colliding with the inner wall 33 to be cooled, the cooling air flow is deflected, and then exits from the cooling chamber 42 via the multiple outlets 44. 2 and 3
It can be seen from the above that the outlet 44 is assigned to each collision tube. But you don't have to. The important point is that the total cross-sectional area of the outlet is selected to be larger than the flow-through cross-sectional area of the collision tube. Such impingement cooling of the primary combustion region thereby has the effect of keeping the pressure drop low. Assigning an outlet to each impingement tube additionally has the effect of preventing the generation of lateral flow in the cooling tube 42, which diminishes the effect of impingement cooling.
【0029】出口44は、バーナ側でバーナ室22に向
って開く通路43に開口している。このバーナ室22
は、バーナ室外壁39とフランジ結合されたバーナ室カ
バー52により外部へ制限されている。内側へはバーナ
20の取付けられているフロントプレート26により制
限されている。The outlet 44 opens into a passage 43 which opens toward the burner chamber 22 on the burner side. This burner room 22
Are restricted to the outside by a burner chamber cover 52 that is flanged to the burner chamber outer wall 39. The inside is restricted by the front plate 26 to which the burner 20 is attached.
【0030】環状通路43は、したがって、衝突冷却空
気と、2次燃焼領域に供給される冷却空気との共通の案
内に役立っている。1次燃焼領域に向いた、内管33,
34の出口と冷却室42の出口とは、したがって環状通
路43を介して直接にバーナ室入口に開口しているの
で、すべての空気が著しい圧力降下なしに燃焼過程に供
給される。The annular passage 43 thus serves as a common guide for the impingement cooling air and the cooling air supplied to the secondary combustion zone. The inner pipe 33, which is oriented toward the primary combustion region,
The outlet of 34 and the outlet of the cooling chamber 42 thus open directly to the burner chamber inlet via the annular passage 43 so that all the air is supplied to the combustion process without a significant pressure drop.
【図1】ガスタービンの部分縦断面図。FIG. 1 is a partial vertical cross-sectional view of a gas turbine.
【図2】バーナ室の1次燃焼領域の部分拡大図。FIG. 2 is a partially enlarged view of a primary combustion region of a burner chamber.
【図3】図2の3−3線に沿って切断した1次燃焼領域
の部分横断面図。3 is a partial cross-sectional view of a primary combustion region taken along line 3-3 of FIG.
1 ガスタービン 2 圧縮機 3 バーナ室 4 タービン軸線 5 ロータ 6 ドラム 7 ドラムカバー 8 環状スペース 9 高温ガスケーシング 10 冷却室 11 ガスタービン翼保持体 12 圧縮機翼保持体 13 タービンケーシング 14 排気ケーシング 15 タービンのディフューザ 16 圧縮機のディフューザ 17 圧縮機のラジアルディフューザ 18 圧縮機のハブディフューザ 19 ディフューザ外壁 20 バーナ21 バーナノズル 22 バーナ室 23,24 バーナ部分 25 接線スリット 26 フロントプレート 30 1次燃焼領域 31 2次燃焼領域 33 内壁 34,36 中間壁 35 環状スペース 38 フランジ平面 39 外壁 40 環状スペース 41 衝突管 42 冷却室 43 環状通路 44 出口 50 空気溜め 51 薄板外とう 52 燃焼室カバー 1 Gas Turbine 2 Compressor 3 Burner Chamber 4 Turbine Axis 5 Rotor 6 Drum 7 Drum Cover 8 Annular Space 9 High Temperature Gas Casing 10 Cooling Chamber 11 Gas Turbine Blade Holder 12 Compressor Blade Holder 13 Turbine Casing 14 Exhaust Casing 15 Turbine Diffuser 16 Compressor diffuser 17 Compressor radial diffuser 18 Compressor hub diffuser 19 Diffuser outer wall 20 Burner 21 Burner nozzle 22 Burner chamber 23, 24 Burner part 25 Tangent slit 26 Front plate 30 Primary combustion area 31 Secondary combustion area 33 Inner wall 34,36 Intermediate wall 35 Annular space 38 Flange plane 39 Outer wall 40 Annular space 41 Collision tube 42 Cooling chamber 43 Annular passage 44 Outlet 50 Air reservoir 51 Thin plate outer tray 52 Combustion chamber Bar
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ライナー ギーゼ ドイツ連邦共和国 ヴォルムス 15 ハン トシューシュトラーセ 1 (72)発明者 シュテファン チレン スイス国 ドゥギンゲン オーバードルフ 4 ─────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of the front page (72) Inventor Reiner Gize, Germany Worms 15 Huntschusstraße 1 (72) Inventor Stefan Tiren Switzerland Dugingen Oberdorf 4
Claims (5)
するガスタービン燃焼室であって、燃焼スペースの壁部
(33)が、円形横断面にバーナ(20)を備えた燃料
室入口から、ガスタービン(1)と結合された高温ガス
ケーシング(9)の入口まで延び、それによって、ガス
タービンの圧縮機(2)から供給される空気流にさらさ
れて冷却される形式のものにおいて、燃焼スペースが1
次燃焼領域(30)と2次燃焼領域(31)に分割され
ており、これらの領域の流れ制限内壁(33)が分離さ
れて、互いに無関係に冷却され、また、1次燃焼領域
(30)では流れ制限壁が複数衝突管(41)を介して
衝突冷却され、これら衝突管(41)が空気溜め(5
0)から、流れ制限内壁に隣接する冷却室(42)に開
口しており、更に、下流に位置する2次燃焼領域(3
1)が2重壁内管(33,34)により制限されてお
り、この内管の、高温ガスケーシング(9)に向いた入
口端部が空気溜め(50)に向って開いており、更にま
た内管(33,34)の、1次燃焼領域(30)に向い
た出口端部と、この領域(30)の冷却室(42)と
が、いずれも出口側で、衝突管(41)の貫通している
環状通路(43)を介して燃焼室入口のバーナ(20)
とだけ案内接続されていることを特徴とする、鉢状燃焼
スペースを有するガスタービン燃焼室。1. A gas turbine combustion chamber having a bowl-shaped combustion space (30, 31), wherein a wall portion (33) of the combustion space is from a fuel chamber inlet having a burner (20) in a circular cross section. , Of the type which extends to the inlet of a hot gas casing (9) associated with the gas turbine (1) and is thereby exposed to and cooled by the air stream supplied by the compressor (2) of the gas turbine, Combustion space is 1
It is divided into a secondary combustion zone (30) and a secondary combustion zone (31), the flow limiting inner walls (33) of these zones being separated and cooled independently of each other, and also the primary combustion zone (30). Then, the flow restricting walls are cooled by collision through the plurality of collision tubes (41), and these collision tubes (41) collect in the air reservoir (5
0) to the cooling chamber (42) adjacent to the flow restricting inner wall, and further to the secondary combustion region (3) located downstream.
1) is limited by a double-walled inner tube (33, 34), the inlet end of this inner tube facing the hot gas casing (9) being open towards the air reservoir (50), Further, the outlet end of the inner pipe (33, 34) facing the primary combustion region (30) and the cooling chamber (42) in this region (30) are both on the outlet side, and the collision pipe (41) Burner (20) at the combustion chamber inlet through an annular passage (43) passing through
A gas turbine combustion chamber having a pot-shaped combustion space, characterized in that it is guided and connected only to.
が、複数の出口(44)を介して環状通路(43)と連
通していることを特徴とする、請求項1記載のガスター
ビン燃焼室。2. A cooling chamber (42) in the primary combustion zone (30).
A gas turbine combustion chamber according to claim 1, characterized in that it communicates with the annular passage (43) via a plurality of outlets (44).
の横断面より小さい寸法を有していることを特徴とす
る、請求項2記載のガスタービン燃焼室。3. The flow-through cross section of the collision tube (41) has an outlet (44).
Gas turbine combustion chamber according to claim 2, characterized in that it has a dimension smaller than the cross section of the gas turbine combustion chamber.
されていることを特徴とする、請求項2記載のガスター
ビン燃焼室。4. Gas turbine combustion chamber according to claim 2, characterized in that an outlet (44) is associated with each collision tube (41).
(9)まで延びる被冷却内壁(33)が一体に構成され
ていることを特徴とする、請求項1記載のガスタービン
燃焼室。5. A gas turbine combustion chamber according to claim 1, characterized in that the cooled inner wall (33) extending from the combustion chamber inlet to the hot gas casing (9) is integrally formed.
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Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2003042451A (en) * | 2001-06-18 | 2003-02-13 | Siemens Ag | Gas turbine having air compressor |
JP2006207996A (en) * | 2005-01-17 | 2006-08-10 | General Electric Co <Ge> | Multiple venturi tube gas fuel injector for combustor |
JP2015532699A (en) * | 2012-09-04 | 2015-11-12 | シーメンス エナジー インコーポレイテッド | Gas turbine engine having a radial diffuser and a shortened middle section |
US10094573B2 (en) | 2014-01-16 | 2018-10-09 | DOOSAN Heavy Industries Construction Co., LTD | Liner, flow sleeve and gas turbine combustor each having cooling sleeve |
JP2020084908A (en) * | 2018-11-28 | 2020-06-04 | 株式会社Ihi | Air supply device |
-
1993
- 1993-11-05 KR KR1019930023445A patent/KR940011861A/en not_active Application Discontinuation
- 1993-11-09 JP JP27936993A patent/JP3523893B2/en not_active Expired - Fee Related
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Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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