JPH06213458A - Combustor of gas turbine - Google Patents
Combustor of gas turbineInfo
- Publication number
- JPH06213458A JPH06213458A JP27937293A JP27937293A JPH06213458A JP H06213458 A JPH06213458 A JP H06213458A JP 27937293 A JP27937293 A JP 27937293A JP 27937293 A JP27937293 A JP 27937293A JP H06213458 A JPH06213458 A JP H06213458A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- cooling
- zone
- combustor
- segment
- segments
- 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
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/002—Wall structures
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2260/00—Function
- F05B2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05B2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after having cooled one or more components the cooling fluid is recovered and used elsewhere for other purposes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2260/00—Function
- F05B2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05B2260/221—Improvement of heat transfer
- F05B2260/224—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
- F05B2260/2241—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
【0001】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、環状の燃焼室を備えた
ガスタービンの燃焼器であって、燃焼室の壁が、バーナ
を備えた環状の横断面を有する燃焼器入口から、ガスタ
ービンの入口にまで延びていて、ガスタービンの圧縮機
から供給された空気流に取り囲まれて、該空気流によっ
て冷却されるようになっており、冷却空気が、タービン
ケーシングによって制限された集合室から少なくとも部
分的に取り出されるようになっている形式のものに関す
る。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a combustor of a gas turbine having an annular combustion chamber, the wall of the combustion chamber having a circular cross section with a burner and a gas turbine inlet to the gas turbine. Extending to the inlet of the gas turbine and surrounded by and cooled by an air stream supplied by a compressor of the gas turbine, the cooling air coming from a collecting chamber limited by the turbine casing. At least partially with respect to the type intended to be retrieved.
【0002】[0002]
【従来の技術】空気冷却式の火炎管を備えたガスタービ
ンの燃焼器は、例えば米国特許第4077205号明細
書または同第3978662号明細書に基づき公知であ
る。この火炎管は、主として、タービン軸線方向でオー
バラップする各壁部分から構成されている。これらの壁
部分は、燃焼室とは反対側に、全周にわたって分配され
たそれぞれ複数の流入開口を有している。これらの流入
開口を介して、空気は、火炎管に配置されて、かつ燃焼
室に連通した分配室に導入される。この冷却システムに
おいては、各火炎管はリップを有しており、このリップ
はスリットを介して延びており、このスリットによって
冷却空気膜が出る。この冷却フィルムは、火炎管の壁に
付着するようになっており、これにより、この火炎管の
ために、冷却遮断層が形成される。Combustors for gas turbines with air-cooled flame tubes are known, for example from U.S. Pat. No. 4,077,205 or 3,978,662. The flame tube is mainly composed of wall portions overlapping in the turbine axis direction. On the side opposite to the combustion chamber, these wall parts each have a plurality of inlet openings distributed over the entire circumference. Through these inflow openings, air is introduced into the distribution chamber which is arranged in the flame tube and which is in communication with the combustion chamber. In this cooling system, each flame tube has a lip, which extends through a slit, through which a cooling air film emerges. The cooling film is adapted to adhere to the walls of the flame tube, thereby forming a cooling barrier layer for the flame tube.
【0003】気体燃料または液体燃料の、有害物質の少
ない燃焼のために、最近では「希薄予混合燃焼」が行な
われている。この場合、燃料と燃焼空気とが、出来るだ
け均一に予混合されて初めて、火炎が供給される。この
ことが、ガスタービンプラントにおいて通常の行なわれ
ているように、高い空気過剰量で行なわれると、比較的
低い火炎温度が生じる。これにより、窒素酸化物は、所
望の僅かな量しか生成されない。Recently, "lean premixed combustion" is carried out for the combustion of gaseous fuel or liquid fuel with less harmful substances. In this case, the flame is supplied only when the fuel and the combustion air are premixed as uniformly as possible. When this is done with a high air excess, as is customary in gas turbine plants, a relatively low flame temperature results. This produces only the desired small amount of nitrogen oxides.
【0004】しかしながら、上に述べた公知のガスター
ビンの燃焼器は、次のような欠点を有している。すなわ
ち、冷却を目的とする空気消費量が極めて多くなり、し
かも火炎管内部に火炎の下流側に向かって冷却空気が供
給されるので、この空気は本来の燃焼プロセスには利用
できない。したがってこの燃焼器は、必要とされるよう
な高い空気過剰係数では運転できない。However, the above-described known gas turbine combustor has the following drawbacks. That is, the air consumption for cooling is extremely large, and further, the cooling air is supplied to the inside of the flame tube toward the downstream side of the flame, so that this air cannot be used for the original combustion process. Therefore, this combustor cannot operate with the high excess air factor required.
【0005】[0005]
【発明が解決しようとする課題】したがって、本発明の
課題は、NOxの放出を減じるために、冷却空気消費量
を最小限にするような、冒頭で述べた形式のガスタービ
ンの燃焼器を提供することである。OBJECTS OF THE INVENTION It is therefore an object of the present invention, in order to reduce the emission of NO x, such as to minimize the cooling air consumption, a combustor in the form of a gas turbine mentioned at the outset Is to provide.
【0006】[0006]
【課題を解決するための手段】この課題を解決するため
に本発明の構成では、(イ) 燃焼室が一次ゾーンと二
次ゾーンとに分割されており、該一次ゾーンおよび二次
ゾーンの、流れを制限する壁が、互いに別個に、かつ互
いに無関係に冷却されるようになっており、(ロ) 一
次ゾーンでは、個別に冷却される複数の冷却セグメント
が、流れを制限する壁を形成しており、該冷却セグメン
トがセグメント支持体に懸吊されており、該セグメント
支持体が、集合室に対する一次ゾーンの外側の制限部を
形成しており、(ハ) 下流側に位置する二次ゾーン
が、二重壁を有する火炎管によって制限されており、該
火炎管のタービン側の入口端部が開いていて、二次ゾー
ンの冷却空気のための入口を形成しており、(ニ) 一
次ゾーンに向いた前記火炎管の出口端部と、一次ゾーン
の冷却セグメントの出口側の各部分とが、燃焼器入口に
設けられたバーナにのみ連通しているようにした。In order to solve this problem, in the structure of the present invention, (a) the combustion chamber is divided into a primary zone and a secondary zone, and the primary zone and the secondary zone are The flow limiting walls are adapted to be cooled separately and independently of each other, and (b) in the primary zone, a plurality of individually cooled cooling segments form flow limiting walls. The cooling segment is suspended on a segment support, which forms a restriction outside the primary zone for the collection chamber, and (c) a secondary zone located downstream. Is limited by a flame tube having a double wall, the inlet end of the flame tube on the turbine side is open and forms the inlet for the cooling air in the secondary zone, and (d) the primary The flame facing the zone The outlet end of the tube and each portion of the primary zone on the outlet side of the cooling segment communicated only with the burner provided at the combustor inlet.
【0007】[0007]
【発明の効果】本発明の利点は、特に、両冷却空気流の
別個の交差流に基づく新たな手段によって、これらの冷
却空気流の圧力損失を小さく維持できることに見られ
る。最終的には、この冷却空気全体は、冷却が行なわれ
た後で、燃焼プロセスに供給される。 セグメント支持
体に、一方ではセグメント冷却空気を導入するための、
集合室に連通する半径方向の開口が配置されており、他
方ではセグメント冷却空気と、二次ゾーンに供給された
冷却空気とを一緒に導出するための、バーナ入口に連通
する軸線方向の通路が配置されていると、特に有利であ
る。セグメント支持体は、この支持機能の他に、冷却空
気流全体の案内機能をも有している。このセグメント支
持体は大抵の場合、鋳造部材なので、必要とされる開口
は極めて容易に製造できる。これにより、付加的な空気
導管は不要である。The advantages of the invention are seen in particular in that the pressure drop of these cooling air streams can be kept small by the new measures based on the separate crossflow of both cooling air streams. Finally, this entire cooling air is fed to the combustion process after cooling has taken place. For introducing segment cooling air into the segment support, on the one hand,
A radial opening communicating with the collecting chamber is arranged, on the other hand, an axial passage communicating with the burner inlet for leading together the segment cooling air and the cooling air supplied to the secondary zone. The arrangement is particularly advantageous. In addition to this support function, the segment support also has the function of guiding the entire cooling air flow. Since this segment support is most often a cast member, the required openings can be manufactured very easily. Thereby, no additional air conduit is needed.
【0008】バーナとして、ダブルコーン構造の予混合
バーナが使用される場合には、大抵の場合、それぞれ2
つのバーナが半径方向で互いに上下してフロントセグメ
ントに配置されている。1つの環状体に構成されたこれ
らのフロントセグメントには、互いに隣接するフロント
セグメントのバーナが、スペース上の理由から、それぞ
れ半径方向でずらされている。これにより、周方向でそ
れぞれ2番目のバーナは、直接隣接したバーナよりも、
冷却セグメントに接近して配置されることになる。周方
向で見て、相並んで配置された冷却セグメントの数が、
フロントセグメントの数に相当して、セグメント支持体
における空気流入開口および流出通路の数が、やはり周
方向の冷却セグメントの数に相当していると、例えば流
入孔または流出孔の種々異なる寸法設定によって、冷却
セグメントへの空気導入量を、冷却セグメントの熱負荷
に応じて調量することが容易に行なわれる。If a double-cone premixed burner is used as the burner, in most cases 2
Four burners are arranged radially above and below each other in the front segment. Burners of the front segments adjacent to each other are respectively offset in the radial direction for space reasons in these front segments formed in one annular body. As a result, the second burner in each circumferential direction is
It will be located close to the cooling segment. When viewed in the circumferential direction, the number of cooling segments arranged side by side is
Corresponding to the number of front segments, the number of air inflow openings and outflow passages in the segment support also corresponds to the number of circumferential cooling segments, for example by different sizing of the inflow or outflow holes. The amount of air introduced into the cooling segment can be easily adjusted according to the heat load of the cooling segment.
【0009】[0009]
【実施例】以下に本発明の実施例を、単軸式の軸流ガス
タービンを示した図面につき説明する。本発明の理解の
ために重要な部材のみを図示した。この装置のうち、例
えば、煙道を備えた排ガス管の完全な状態、ならびに、
圧縮機部分の入口部分は図示していない。運転媒体の流
れ方向は矢印で示した。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings showing a single-shaft axial flow gas turbine. Only the members important for understanding the present invention are shown. Of this device, for example, the complete state of the exhaust pipe with a flue, and
The inlet section of the compressor section is not shown. The flow direction of the operating medium is indicated by an arrow.
【0010】この装置は、図1では、機械軸線10より
上半部だけが示されていて、ガスタービン1側では主と
して、回転羽根が配列されたロータ11と、案内羽根が
装着された羽根支持体12とから成っている。この羽根
支持体12は突起を介して、タービンケーシング13に
設けられた対応受容部に挿入されて懸吊されている。タ
ービンケーシング13には、排ガスケーシング14がフ
ランジ結合されており、この排ガスケーシングは主とし
て、ボス側の環状の内側部分16と、環状の外側部分1
7とから成っており、これら両部分はディフューザ19
を制限している。これら内側部分16および外側部分1
7は、大抵の場合、軸線方向の分割面を有する半部シェ
ルである。これら両部分は、複数の半径方向の流れリブ
18によって互いに結合されており、これらの流れリブ
は、全周にわたって均一に分配して配置されている。内
側部分16内部の中空室には、ターボ機械の出口側の支
承体が配置されており、ロータ11は支持ベアリング2
1に挿入されている。In FIG. 1, only the upper half of the machine axis 10 is shown in this apparatus. On the gas turbine 1 side, a rotor 11 in which rotating blades are arranged and a blade support in which guide blades are mounted are mainly mounted. It consists of body 12. The blade support 12 is inserted into a corresponding receiving portion provided in the turbine casing 13 via the protrusion and is suspended. An exhaust gas casing 14 is flange-connected to the turbine casing 13, and the exhaust gas casing mainly includes an annular inner portion 16 on the boss side and an annular outer portion 1.
7 and both parts are diffuser 19
Is restricted. These inner part 16 and outer part 1
7 is most often a half shell with an axial dividing surface. The two parts are connected to one another by a plurality of radial flow ribs 18, which are arranged evenly distributed over the entire circumference. A support on the outlet side of the turbomachine is arranged in the hollow chamber inside the inner portion 16, and the rotor 11 supports the support bearing 2
1 has been inserted.
【0011】タービンケーシング13と羽根支持体12
とは、機械軸線10に位置する、水平方向の分割面(図
示せず)を備えている。ここでは、大抵の場合はフラン
ジを備えた前記タービンケーシングおよび羽根支持体の
上下各半部が、それぞれ互いにねじ締結されている。Turbine casing 13 and blade support 12
Is provided with a horizontal dividing surface (not shown) located on the machine axis 10. Here, the upper and lower halves of the turbine casing and the vane support, which are often provided with flanges, are screwed together.
【0012】図示の実施例の場合、タービンケーシング
13は、圧縮された燃焼空気のための集合室15をも取
り囲んでいる。この集合室15からは、燃焼空気の一部
が環状の燃焼器3に達するようになっており、この燃焼
器自体は、タービン流入部に、すなわち第1の案内列の
上流側に開口している。この集合室には、圧縮機2のデ
ィフューザ22から、圧縮された空気が到達する。この
圧縮機のうち、最後の3つの段のみが図示されている。
圧縮機およびタービンの案内羽根は、ロータ11として
形成された共通の軸に装着されている。この軸の中心軸
線は、ガスタービンユニットの長手方向の機械軸線10
を形成している。In the embodiment shown, the turbine casing 13 also encloses a collecting chamber 15 for the compressed combustion air. A part of the combustion air reaches the annular combustor 3 from the collecting chamber 15, and the combustor itself is opened to the turbine inflow portion, that is, to the upstream side of the first guide row. There is. Compressed air reaches the gathering chamber from the diffuser 22 of the compressor 2. Only the last three stages of this compressor are shown.
The compressor and turbine guide vanes are mounted on a common shaft formed as the rotor 11. The central axis of this axis is the longitudinal machine axis 10 of the gas turbine unit.
Is formed.
【0013】タービンと圧縮機との間に位置する軸部分
は、ドラム23として形成されている。このドラムは、
その軸方向全長で、ドラムカバー24によって取り囲ま
れており、このドラムカバーは、リブ(図示せず)を介
して、圧縮機のディフューザ外側ケーシングに固定され
ている。このドラムカバーは、圧縮機側で、最後の圧縮
機案内列の羽根に用いられるカバーバンドを形成してい
る。タービン側では、このドラムカバーはタービンロー
タの端面と共に、半径方向に延びる羽根車側室を制限し
ている。この室は、環状通路25の出口側の端部を形成
しており、この環状通路は、最後の圧縮機案内列の背後
のボスを起点として、ドラムカバーとドラムとの間で延
びている。この環状通路には、ロータ側の冷却空気全体
が導入される。The shaft portion located between the turbine and the compressor is formed as a drum 23. This drum is
Its entire axial length is surrounded by a drum cover 24, which is fixed to the diffuser outer casing of the compressor via ribs (not shown). On the compressor side, this drum cover forms the cover band used for the blades of the last compressor guide row. On the turbine side, this drum cover, together with the end face of the turbine rotor, limits the radially extending impeller side chamber. This chamber forms the outlet end of the annular passage 25, which extends between the drum cover and the drum, starting from the boss behind the last compressor guide row. The entire cooling air on the rotor side is introduced into this annular passage.
【0014】燃焼器3のヘッド縁部は、例えば、欧州特
許第321809号明細書に基づき公知のように、予混
合式のバーナ20を備えている。このような予混合式の
バーナ(図2に概略的に示した)は、ダブルコーン形バ
ーナである。主として、このダブルコーン形バーナは、
中空の2つの部分円錐体26,27から成っており、こ
れらの部分円錐体は、流れ方向で互いに内外に嵌め込ま
れている。この場合、両部分円錐体の各中心軸線は互い
にずらされている。これらの両部分円錐体の互いに隣接
する壁は、壁の長手方向長さに沿って、燃焼空気のため
の接線方向のスリット28を形成していて、これにより
この燃焼空気はバーナ内部に達するようになっている。
ここでは、液体燃料のための燃料ノズル29が配置され
ている。この燃料は、所定の鋭角を成して中空円錐体内
に噴射される。ここで生じる円錐状の液体燃料形成は、
接線方向に流入する燃焼空気によって取り囲まれる。軸
線方向では、燃料の濃度が、燃焼空気との混合により減
じられてゆく。このバーナは気体燃料を用いて運転され
てもよい。このために、両部分円錐体の壁における接線
方向のスリットの近くに、長手方向に分配されたガス流
入開口が設けられている。これにより、ガス運転中に
は、燃焼空気との混合形成は、すでに流入のためのスリ
ット28のゾーンで開始される。このようにして、両燃
料種類による混合運転も可能であることが分かる。バー
ナ出口では、きわめて均一な燃料濃度が、負荷された環
状横断面にわたって生ぜしめられる。バーナ出口には、
規定された球欠状の逆流ゾーンが生じ、この逆流ゾーン
の先端で点火が行なわれる。The head edge of the combustor 3 is provided with a premixed burner 20, as is known, for example, from EP 321809. Such a premix burner (schematically shown in Figure 2) is a double cone burner. Mainly, this double cone burner
It consists of two hollow partial cones 26, 27 which are fitted in and out of one another in the direction of flow. In this case, the central axes of the two partial cones are offset from each other. Adjacent walls of these two partial cones form tangential slits 28 for the combustion air along the longitudinal length of the wall, so that this combustion air reaches the interior of the burner. It has become.
Here, a fuel nozzle 29 for liquid fuel is arranged. This fuel is injected into the hollow cone at a predetermined acute angle. The conical liquid fuel formation that occurs here is
It is surrounded by combustion air flowing in tangentially. In the axial direction, the fuel concentration is reduced by mixing with the combustion air. The burner may be operated with gaseous fuel. For this purpose, longitudinally distributed gas inlet openings are provided near the tangential slits in the walls of the two partial cones. As a result, during gas operation, the mixture formation with the combustion air already begins in the zone of the slit 28 for inflow. In this way, it can be seen that mixed operation with both fuel types is also possible. At the burner outlet, a very uniform fuel concentration is produced over the loaded annular cross section. At the burner exit,
A defined bulb-shaped backflow zone occurs, and ignition is performed at the tip of this backflow zone.
【0015】圧縮された燃焼空気の一部は、集合室15
から、孔付きのカバー30を通って、矢印方向にバーナ
に流入する。この燃焼に際して、燃焼ガスは極めて高い
温度に達する。このことは、冷却しようとする燃焼器壁
に対して課せられた特別な要件となっている。低NOx
バーナ、例えばこの実施例の根底となる予混合バーナが
使用されると、一層有効である。これらの予混合バーナ
は、比較的僅かな冷却空気量しか必要としない。バーナ
開口の下流側では、環状の燃焼室が、タービン入口にま
で延びている。燃焼室は、冷却しようとする壁によって
内側および外側を制限されている。これらの壁は大抵の
場合、自己支持構造体として構成されている。A part of the compressed combustion air is collected in the collecting chamber 15
Through the cover 30 with holes and flows into the burner in the direction of the arrow. During this combustion, the combustion gas reaches an extremely high temperature. This is a special requirement placed on the combustor wall to be cooled. Low NO x
It is even more effective if a burner is used, for example the premix burner underlying this embodiment. These premix burners require a relatively small amount of cooling air. An annular combustion chamber extends downstream of the burner opening to the turbine inlet. The combustion chamber is bounded on the inside and outside by the wall to be cooled. These walls are often constructed as self-supporting structures.
【0016】以上の点においては、ガスタービンに用い
られる環状燃焼器は公知である。In the above points, the annular combustor used in the gas turbine is known.
【0017】前記燃焼器は、72個の前記バーナ20を
備えている。四分円を示した図3からは、このバーナの
配置形式が分かる。それぞれ2つのバーナが、半径方向
で互いに上下してフロントセグメント31に配置されて
いる。相並んだこれら36個のフロントセグメントは、
閉じられた1つの環状体を形成して、これにより、この
環状体は熱シールドを形成している。互いに隣接するフ
ロントセグメントの両バーナは、半径方向でそれぞれず
らされている。このことは、図2からも分かるように、
それぞれ2番目のフロントセグメントに設けられた半径
方向外側のバーナが、燃焼器の外側の環状壁に直接隣接
していることを意味する。したがって、他方のフロント
セグメントに設けられた半径方向内側のバーナは、内側
の環状壁の直接近くに配置されている。このことから、
対応する両環状壁の不均一な熱負荷が全周にわたって生
ぜしめられる。The combustor includes 72 burners 20. From FIG. 3, which shows a quadrant, the layout of this burner can be seen. Two burners are arranged on the front segment 31 one above the other in the radial direction. These 36 front segments side by side
It forms a closed annulus, which forms a heat shield. Both burners of the front segments adjacent to each other are offset in the radial direction. This can be seen from FIG.
This means that the radially outer burners on each second front segment are directly adjacent to the outer annular wall of the combustor. Therefore, the radially inner burner provided on the other front segment is arranged directly near the inner annular wall. From this,
A non-uniform heat load on the corresponding annular walls is created over the entire circumference.
【0018】燃焼器内部は、ここでは2つのゾーンに分
割されており、これらのゾーンの壁は、互いに異なる形
式で冷却される。下流側に位置して、タービン入口に開
口した二次ゾーン32は、二重壁を有する火炎管によっ
て制限されている。この火炎管の内側の環状体33およ
び外側の環状体34は、フランジのない、溶接された薄
板構造体から成っている。この薄板構造体は、スペーサ
(図示せず)を介して閉じ合わされている。両環状体3
3,34は、タービン側の端部で開いており、この場所
で冷却空気のための入口を形成している。The interior of the combustor is here divided into two zones, the walls of which are cooled differently from one another. A secondary zone 32 located downstream and opening to the turbine inlet is bounded by a double-walled flame tube. The inner ring 33 and the outer ring 34 of the flame tube consist of flangeless, welded sheet metal structures. The thin plate structure is closed by a spacer (not shown). Both ring bodies 3
3, 34 are open at the turbine end and form the inlet for the cooling air at this location.
【0019】図1から分かるように、外側の環状体34
の二重壁の間の環状室35は、集合室15から空気を直
接引き取る。効率的な対流冷却を受けて、空気は燃焼器
流に対する向流で、一次ゾーン36に向かって流れる。As can be seen in FIG. 1, the outer annular body 34.
The annular chambers 35 between the double walls of the device draw air directly from the collecting chamber 15. Subject to efficient convection cooling, the air flows countercurrent to the combustor flow towards the primary zone 36.
【0020】内側の環状体33の二重壁の間の環状室3
7には、ボスディフューザ38から空気が供給される。
このボスディフューザは、圧縮機のディフューザ22に
続いて設けられていて、ドラムカバー24と環状シェル
39とによって制限されている。この環状シェルは、リ
ブ(図示せず)を介してドラムカバー24に結合されて
いる。この環状室37においても、空気は燃焼器流に対
する向流で、一次ゾーン36に向かって流れる。Annular chamber 3 between the double walls of the inner annular body 33
Air is supplied to 7 from a boss diffuser 38.
The boss diffuser follows the diffuser 22 of the compressor and is limited by the drum cover 24 and the annular shell 39. The annular shell is connected to the drum cover 24 via ribs (not shown). Also in this annular chamber 37, the air flows countercurrent to the combustor flow towards the primary zone 36.
【0021】本発明によれば、高負荷された一次ゾーン
の壁の冷却は、冷却された個々の冷却セグメント40に
よって行なわれる。周方向および軸線方向で相並んで配
置されたこれらの冷却セグメントは、一次ゾーン36の
軸線方向の全長にわたって、流れを制限する一次ゾーン
の壁を形成している。個別の冷却は、圧力降下が僅かし
か生じないという利点を有している。この冷却作用は、
局所的な緒要件に適合させることができる。According to the invention, the cooling of the walls of the highly loaded primary zone is provided by the cooled individual cooling segments 40. These cooling segments, which are arranged side by side in the circumferential and axial directions, form the walls of the primary zone 36, which limit the flow over the entire axial length of the primary zone 36. Individual cooling has the advantage that there is little pressure drop. This cooling action
Can be adapted to local requirements.
【0022】熱高負荷されるこの冷却セグメント40
は、耐高熱性の精密鋳造合金から成っている。これらの
冷却セグメント40には、支持ギザ歯を備えた各2つの
基部42が設けられており、これらの基部42は、支持
構造体に設けられた対応溝に周方向で挿入されて懸吊さ
れている。これは、例えば案内羽根基部が羽根支持体に
固定されているのと似ている。同じく羽根支持体と類似
して、この支持構造体(以下、セグメント支持体43と
呼ぶ)は、水平方向の分離平面と爪(図示せず)とを備
えた鋳造された2つの半部シェルから成っている。これ
らの爪によって、この支持構造体はタービンケーシング
内に支持されている。This cooling segment 40 under high heat load
Is made of high heat resistant precision cast alloy. Each of these cooling segments 40 is provided with two bases 42 with supporting serrations, which bases 42 are circumferentially inserted and suspended in corresponding grooves provided in the support structure. ing. This is similar to, for example, the guide vane base being fixed to the vane support. Also similar to the vane support, this support structure (hereafter referred to as segment support 43) consists of two cast half shells with horizontal separation planes and pawls (not shown). Made of The support structure is supported within the turbine casing by the pawls.
【0023】軸線方向では、このような3つの冷却セグ
メントが互いに隣接して配置されている(図2)。互い
のシールは、互いに隣接する2つの基部の間にシールコ
ードを挿入することによって容易に行なわれる。In the axial direction, three such cooling segments are arranged next to one another (FIG. 2). Sealing of each other is facilitated by inserting a seal cord between two adjacent bases.
【0024】周方向で見て、相並んで配置された冷却セ
グメント40の数は、フロントセグメント31の数に相
当するので、各フロントセグメントと、壁に隣接するバ
ーナとに、1つの冷却セグメントが配属されている(図
3)。閉じられた冷却室44を形成するために、これら
の冷却セグメントは、周方向で、やはり半径方向に延び
る壁45を備えている。組付けに際しては、冷却セグメ
ントのこれらの壁同士が当接し合う。これらの壁の各端
面は、セグメント支持体43の下面に向かってシールし
ている。When viewed in the circumferential direction, the number of cooling segments 40 arranged side by side corresponds to the number of front segments 31, so that one cooling segment is provided for each front segment and the burner adjacent to the wall. Being assigned (Fig. 3). In order to form a closed cooling chamber 44, these cooling segments are provided with circumferentially, also radially extending walls 45. During assembly, these walls of the cooling segment abut each other. Each end surface of these walls seals toward the lower surface of the segment support 43.
【0025】燃焼室とは反対側、すなわち冷却室44に
向いた側では、各冷却セグメント40は、リブ状または
波状の表面41を備えている。これらのリブは、周方向
に延びている(図2)。これにより、原則的には冷却空
気の流れ方向は、冷却室内部で規定される。On the side facing away from the combustion chamber, ie the side facing the cooling chamber 44, each cooling segment 40 is provided with a ribbed or corrugated surface 41. These ribs extend in the circumferential direction (FIG. 2). Thereby, in principle, the flow direction of the cooling air is defined inside the cooling chamber.
【0026】冷却セグメントに冷却空気を供給するの
は、半径方向に向いた開口46を介して行なわれる。こ
の開口は、セグメント支持体43を貫通して、集合室1
5と、周方向に位置する前記冷却室44の端部とを、壁
45のできるだけ近くで接続している。この同じ冷却室
の反対側の端部には、やはりこの場所の壁45の出来る
だけ近くで、流出開口47がセグメント支持体に配置さ
れている。このような開口46および流出開口47は、
個別孔、または軸線方向でセグメント幅の大部分にわた
って延びる長孔であってよい。The supply of cooling air to the cooling segment takes place via radially oriented openings 46. This opening penetrates the segment support body 43, and
5 and the end of the cooling chamber 44 located in the circumferential direction are connected as close to the wall 45 as possible. At the opposite end of this same cooling chamber, an outlet opening 47 is arranged in the segment support, again as close as possible to the wall 45 at this location. Such openings 46 and outflow openings 47 are
It may be an individual hole or an elongated hole extending axially over most of the segment width.
【0027】流出開口47は通路48に開口しており、
この通路は、軸線方向全長に沿って、セグメント支持体
43を貫通していて、両側で開いている。タービン側で
は、この通路は、外側の環状体34の二重壁の間に設け
られた環状室35に向かって開いている。図2に概略的
に示したように、この外側の環状体は、セグメント支持
体にフランジ結合されており、内壁の輪郭は冷却セグメ
ントの輪郭に適合している。バーナ側では、通路48は
ヘッド室49に向かって開いており、このヘッド室は、
カバー30とフロントセグメント31とによって制限さ
れている。このカバー30は、やはりセグメント支持体
43にフランジ結合されている。The outflow opening 47 opens into the passage 48,
This passage runs through the segment support 43 along its entire axial length and is open on both sides. On the turbine side, this passage opens towards an annular chamber 35 provided between the double walls of the outer annular body 34. As shown diagrammatically in FIG. 2, this outer annulus is flanged to the segment support and the contour of the inner wall matches the contour of the cooling segment. On the burner side, the passage 48 opens towards the head chamber 49, which is
It is limited by the cover 30 and the front segment 31. The cover 30 is also flanged to the segment support 43.
【0028】これら軸線方向の各通路48には、周方向
にそれぞれセグメントが1つずつ配属している。これに
より、これらの通路は、セグメントの冷却空気と、二次
ゾーンに供給された冷却空気とを一緒に案内するのに役
立つ。したがって火炎管として形成された内側および外
側の両環状体33,34の、一次ゾーンに向いた出口
と、冷却セグメントの出口とは、通路48を介して直接
燃焼器入口に開口しているので、冷却空気全体は、大き
な圧力降下なしに燃焼プロセスに供給される。One segment is assigned to each of the axial passages 48 in the circumferential direction. Thereby, these passages serve to guide together the cooling air of the segment and the cooling air supplied to the secondary zone. Thus, the outlets of the inner and outer annular bodies 33, 34, which are designed as flame tubes, towards the primary zone and the outlet of the cooling segment open directly via the passage 48 to the combustor inlet, The entire cooling air is fed to the combustion process without a large pressure drop.
【0029】一次ゾーンの内側の壁を冷却するために
は、図3において冷却セグメント40′で示した通り、
同様の手段が用いられている。To cool the inner wall of the primary zone, as indicated by cooling segment 40 'in FIG.
Similar means are used.
【0030】もちろん、本発明は、図示の上記実施例に
限定されるものではない。本発明による燃焼器は、鉢状
構造の燃焼器の壁冷却においても同様に良好に使用でき
る。Of course, the invention is not limited to the embodiment described above. The combustor according to the invention can equally well be used for wall cooling of a pot-shaped combustor.
【図1】ガスタービンを示した部分的な縦断面図であ
る。FIG. 1 is a partial vertical cross-sectional view showing a gas turbine.
【図2】燃焼器の1次ゾーンの部分を示した拡大図であ
る。FIG. 2 is an enlarged view showing a portion of a primary zone of a combustor.
【図3】図2の3−3線に沿って示した燃焼器の1次ゾ
ーンの部分的な横断面図である。FIG. 3 is a partial cross-sectional view of the combustor primary zone taken along line 3-3 of FIG.
1 ガスタービン、 2 圧縮機、 3 燃焼器、 1
0 機械軸線、 11ロータ、 12 羽根支持体、
13 タービンケーシング、 14 排ガスケーシン
グ、 15 集合室、 16 内側部分、 17 外側
部分、 18流れリブ、 19 ディフューザ、 20
バーナ、 21 支持ベアリング、22 ディフュー
ザ、 23 ドラム、 24 ドラムカバー、 25
環状通路、 26,27 部分円錐体、 28 スリッ
ト、 29 燃料ノズル、30 カバー、 31 フロ
ントセグメント、 32 二次ゾーン、 33,34
環状体、 35 環状室、 36 一次ゾーン、 37
環状室、 38ボスディフューザ、 39 環状シェ
ル、 40,40′ 冷却セグメント、41 波状の表
面、 42 基部、 43 セグメント支持体、 44
冷却室、 45 壁、 46 開口、 47 流出開
口、 48 通路、 49 ヘッド室1 gas turbine, 2 compressor, 3 combustor, 1
0 machine axis, 11 rotor, 12 blade support,
13 turbine casing, 14 exhaust gas casing, 15 collecting chamber, 16 inner part, 17 outer part, 18 flow rib, 19 diffuser, 20
Burner, 21 support bearing, 22 diffuser, 23 drum, 24 drum cover, 25
Annular passage, 26, 27 partial cone, 28 slit, 29 fuel nozzle, 30 cover, 31 front segment, 32 secondary zone, 33, 34
Annular body, 35 annular chamber, 36 primary zone, 37
Annular chamber, 38 boss diffuser, 39 annular shell, 40, 40 'cooling segment, 41 corrugated surface, 42 base, 43 segment support, 44
Cooling chamber, 45 walls, 46 openings, 47 outflow openings, 48 passages, 49 head chambers
Claims (6)
スタービンの燃焼器であって、燃焼室の壁が、バーナ
(20)を備えた環状の横断面を有する燃焼器入口か
ら、ガスタービン(1)の入口にまで延びていて、ガス
タービンの圧縮機(2)から供給された空気流に取り囲
まれて、該空気流によって冷却されるようになってお
り、冷却空気が、タービンケーシング(3)によって制
限された集合室(15)から少なくとも部分的に取り出
されるようになっている形式のものにおいて、 (イ) 燃焼室が一次ゾーン(36)と二次ゾーン(3
2)とに分割されており、該一次ゾーンおよび二次ゾー
ンの、流れを制限する壁(40,33,34)が、互い
に別個に、かつ互いに無関係に冷却されるようになって
おり、 (ロ) 一次ゾーン(36)では、個別に冷却される複
数の冷却セグメント(40)が、流れを制限する壁を形
成しており、該冷却セグメントがセグメント支持体(4
3)に挿入されて懸吊されており、該セグメント支持体
が、集合室(15)に対する一次ゾーンの外側の制限部
を形成しており、 (ハ) 下流側に位置する二次ゾーン(32)が、二重
壁を有する火炎管(33,34)によって制限されてお
り、該火炎管のタービン側の入口端部が開いていて、二
次ゾーンの冷却空気のための入口を形成しており、 (ニ) 一次ゾーン(36)に向いた前記火炎管(3
3,34)の出口端部と、一次ゾーンの冷却セグメント
(40)の出口側の各部分とが、燃焼器入口に設けられ
たバーナ(20)にのみ連通していることを特徴とす
る、ガスタービンの燃焼器。1. A combustor of a gas turbine with an annular combustion chamber (32, 36), the wall of the combustion chamber being from an inlet of an annular cross section with a burner (20), It extends to the inlet of the gas turbine (1), is surrounded by and is cooled by the air stream supplied from the compressor (2) of the gas turbine, the cooling air being the turbine. Of the type adapted to be at least partially taken out of the collecting chamber (15) limited by the casing (3), (a) the combustion chamber comprises a primary zone (36) and a secondary zone (3).
2) and the flow-limiting walls (40, 33, 34) of the primary and secondary zones are cooled independently of each other and independently of each other, B) In the primary zone (36), a plurality of individually cooled cooling segments (40) form flow limiting walls, which cooling segments (4).
3) is inserted and suspended, the segment support forms a restriction portion outside the primary zone for the collecting chamber (15), and (c) the secondary zone (32) located on the downstream side. ) Is bounded by a double-walled flame tube (33, 34), the turbine-side inlet end of which is open to form an inlet for the secondary zone cooling air. (D) The flame tube (3) facing the primary zone (36)
3, 34) and the outlet-side parts of the cooling zone (40) of the primary zone are in communication only with a burner (20) provided at the combustor inlet, Gas turbine combustor.
セグメント冷却空気を導入するための、集合室(15)
に連通する半径方向の開口(46)が配置されており、
他方ではセグメント冷却空気と、二次ゾーンに供給され
た冷却空気とを一緒に導出するための、バーナユニット
に連通する軸線方向の通路(48)が配置されている、
請求項1記載の燃焼器。2. Collecting chamber (15) for introducing segment cooling air into the segment support (43), on the one hand.
A radial opening (46) communicating with
On the other hand, an axial passage (48) communicating with the burner unit for deriving together the segment cooling air and the cooling air supplied to the secondary zone is arranged,
The combustor according to claim 1.
通路(48)の数が、冷却セグメント(40)の数に周
方向で相当する、請求項2記載の燃焼器。3. Combustor according to claim 2, wherein the number of passages (48) provided in the segment support (43) corresponds circumferentially to the number of cooling segments (40).
予混合バーナであり、それぞれ2つのバーナが、各フロ
ントセグメント(31)に半径方向で互いに上下して配
置されており、互いに隣接する複数のフロントセグメン
トが1つの環状体を形成しており、周方向で見て、相並
んで配置された冷却セグメント(40)の数と、フロン
トセグメント(31)の数とが所定の整数比を成してい
る、請求項1記載の燃焼器。4. The burner (20) is a premixed burner of double-cone structure, wherein two burners each are arranged on each front segment (31) in a radial direction one above the other and adjacent to one another. Of the front segments forming one annular body, the number of the cooling segments (40) arranged side by side in the circumferential direction and the number of the front segments (31) form a predetermined integer ratio. The combustor of claim 1, wherein:
セグメント(40)の数が、フロントセグメント(31)の
数に相当する、請求項4記載の燃焼器。5. Combustor according to claim 4, wherein the number of cooling segments (40) arranged side by side in the circumferential direction corresponds to the number of front segments (31).
なくとも3つの冷却セグメント(40)が、一次ゾーン
(36)にわたって延びている、請求項2記載の燃焼
器。6. The combustor according to claim 2, wherein at least three cooling segments (40) arranged axially adjacent to each other extend over the primary zone (36).
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
EP19920119123 EP0597137B1 (en) | 1992-11-09 | 1992-11-09 | Combustion chamber for gas turbine |
CH92119123.5 | 1992-11-09 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH06213458A true JPH06213458A (en) | 1994-08-02 |
JP3526895B2 JP3526895B2 (en) | 2004-05-17 |
Family
ID=8210217
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP27937293A Expired - Fee Related JP3526895B2 (en) | 1992-11-09 | 1993-11-09 | Gas turbine combustor |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
EP (1) | EP0597137B1 (en) |
JP (1) | JP3526895B2 (en) |
DE (1) | DE59208713D1 (en) |
Families Citing this family (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE59706065D1 (en) * | 1996-09-26 | 2002-02-21 | Siemens Ag | HEAT SHIELD COMPONENT WITH COOL FLUID RETURN AND HEAT SHIELD ARRANGEMENT FOR A HOT GAS CONTAINING COMPONENT |
WO1999046540A1 (en) | 1998-03-10 | 1999-09-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustion chamber and method for operating a combustion chamber |
SE9801822L (en) * | 1998-05-25 | 1999-11-26 | Abb Ab | combustion device |
DE59810344D1 (en) | 1998-07-27 | 2004-01-15 | Alstom Switzerland Ltd | Process for operating a gas turbine combustor with gaseous fuel |
EP1482246A1 (en) | 2003-05-30 | 2004-12-01 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustion chamber |
WO2020245537A1 (en) * | 2019-06-07 | 2020-12-10 | Safran Helicopter Engines | Method for manufacturing a flame tube for a turbomachine |
Family Cites Families (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4012902A (en) * | 1974-03-29 | 1977-03-22 | Phillips Petroleum Company | Method of operating a gas turbine combustor having an independent airstream to remove heat from the primary combustion zone |
US4288980A (en) * | 1979-06-20 | 1981-09-15 | Brown Boveri Turbomachinery, Inc. | Combustor for use with gas turbines |
US4414816A (en) * | 1980-04-02 | 1983-11-15 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Combustor liner construction |
-
1992
- 1992-11-09 EP EP19920119123 patent/EP0597137B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1992-11-09 DE DE59208713T patent/DE59208713D1/en not_active Expired - Lifetime
-
1993
- 1993-11-09 JP JP27937293A patent/JP3526895B2/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP3526895B2 (en) | 2004-05-17 |
EP0597137B1 (en) | 1997-07-16 |
EP0597137A1 (en) | 1994-05-18 |
DE59208713D1 (en) | 1997-08-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5373695A (en) | Gas turbine combustion chamber with scavenged Helmholtz resonators | |
US10641175B2 (en) | Panel fuel injector | |
CN102401397B (en) | Apparatus and method for mixing fuel in gas turbine nozzle | |
JP2554175B2 (en) | Gas turbine combustion chamber | |
JP5269350B2 (en) | Inlet flow regulator for gas turbine engine fuel nozzle | |
CA2583400C (en) | Gas turbine engine combustor with improved cooling | |
US4177637A (en) | Inlet for annular gas turbine combustor | |
CN107152700A (en) | With internal cooling into beam tube fuel nozzle | |
US11421882B2 (en) | Swirler, combustor assembly, and gas turbine with improved fuel/air mixing | |
JPH06347040A (en) | Gas turbine | |
GB1427146A (en) | Combustion apparatus for gas turbine engines | |
JP3180830B2 (en) | Gas turbine combustor | |
JP2013140008A (en) | Air-fuel premixer for gas turbine combustor with variable swirler | |
KR101774630B1 (en) | Tangential annular combustor with premixed fuel and air for use on gas turbine engines | |
JP2017172953A (en) | Axially staged fuel injector assembly | |
US3620012A (en) | Gas turbine engine combustion equipment | |
JP3526895B2 (en) | Gas turbine combustor | |
JP3523893B2 (en) | Gas turbine combustion chamber | |
EP2597373B1 (en) | Swirler assembly with compressor discharge injection to vane surface | |
WO2017190967A1 (en) | A combustor assembly with impingement plates for redirecting cooling air flow in gas turbine engines | |
GB955947A (en) | Improvements in or relating to gas turbine plants |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Effective date: 20040130 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Effective date: 20040218 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 |
|
R150 | Certificate of patent (=grant) or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
FPAY | Renewal fee payment (prs date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080227 Year of fee payment: 4 |
|
FPAY | Renewal fee payment (prs date is renewal date of database) |
Year of fee payment: 5 Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090227 |
|
FPAY | Renewal fee payment (prs date is renewal date of database) |
Year of fee payment: 5 Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090227 |
|
FPAY | Renewal fee payment (prs date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100227 Year of fee payment: 6 |
|
FPAY | Renewal fee payment (prs date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110227 Year of fee payment: 7 |
|
LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |