JPH0645148Y2 - Gas turbine combustor - Google Patents
Gas turbine combustorInfo
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- JPH0645148Y2 JPH0645148Y2 JP11127688U JP11127688U JPH0645148Y2 JP H0645148 Y2 JPH0645148 Y2 JP H0645148Y2 JP 11127688 U JP11127688 U JP 11127688U JP 11127688 U JP11127688 U JP 11127688U JP H0645148 Y2 JPH0645148 Y2 JP H0645148Y2
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- ring
- gas turbine
- fins
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Description
【考案の詳細な説明】 産業上の利用分野 本考案は、ガスタービン燃焼器に関し、より詳細にはそ
の燃焼器壁面の冷却構造に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a gas turbine combustor, and more particularly to a cooling structure for a wall surface of the combustor.
従来の技術 ガスタービン燃焼器における従来の壁面冷却構造とし
て、例えば第3a〜3c図及び第４図に示すような２つのも
のが知られている。2. Description of the Related Art As a conventional wall surface cooling structure in a gas turbine combustor, two structures shown in FIGS. 3a to 3c and FIG. 4 are known.
これらの図において、ガスタービンの燃焼器シェル１の
内側にはシェルの内壁面との間に対流冷却用空気通路２
を形成するリング３が配置され、このリングの外表面に
はリングの長手方向に沿って細長く延びる多数の板状フ
ィン４が取付けられている。In these figures, a convection cooling air passage 2 is provided inside the combustor shell 1 of the gas turbine and between the inner wall surface of the shell.
A ring 3 that forms a ring is disposed, and a large number of plate-shaped fins 4 that are elongated in the longitudinal direction of the ring are attached to the outer surface of the ring.
この場合、第3a〜3c図に示す従来例においては、板状フ
ィン４はリング３の出口端まで延びるには若干短い長さ
とされている。これに対し第４図に示す従来例において
は、板状フィン４はリング３の出口端まで延びる長さと
されている。In this case, in the conventional example shown in FIGS. 3a to 3c, the plate-shaped fin 4 has a slightly short length so as to extend to the outlet end of the ring 3. On the other hand, in the conventional example shown in FIG. 4, the plate-shaped fin 4 has a length extending to the outlet end of the ring 3.
このように、従来技術によれば、ガスタービンの燃焼器
壁面を効果的に冷却するために、燃焼器シェル１内に熱
遮蔽部材であるリング３を配置して、強度部材である燃
焼器シェル１の温度を低く保つとともに、リング３に多
数の板状フィン４を取付けて、リングを効果的に冷却す
るようにしている。As described above, according to the conventional technique, in order to effectively cool the wall surface of the combustor of the gas turbine, the ring 3 that is the heat shield member is arranged in the combustor shell 1, and the combustor shell that is the strength member is arranged. The temperature of No. 1 is kept low, and a large number of plate-like fins 4 are attached to the ring 3 to effectively cool the ring.
すなわち、冷却空気５が燃焼器シェル１に形成した冷却
空気孔６から流入し、それから通路２内を流れて、板状
フィン４付きのリング３を対流冷却し、その後次段のリ
ング７の内壁面をフイルム冷却するように流れる。That is, the cooling air 5 flows in from the cooling air holes 6 formed in the combustor shell 1, and then flows in the passage 2 to convectively cool the ring 3 with the plate-like fins 4, and then to the inside of the ring 7 of the next stage. Flows like film cooling on the wall.
考案が解決しようとする課題 以上述べた従来技術は、しかし、次のような問題があっ
た。Problems to be Solved by the Invention However, the conventional techniques described above have the following problems.
すなわち、第3a〜3c図に示した従来例では、板状フィン
４がリング３の出口端まで延びるような長さで取付けら
れていないため、この板状フィンが取付けられていない
リング３の出口端部分３′が第3a図に一点鎖線で示すよ
うに熱変形して、対流冷却用空気通路２を狭め、これに
より冷却効果が低下してしまう問題があった。That is, in the conventional example shown in FIGS. 3a to 3c, the plate-shaped fins 4 are not attached in such a length as to extend to the outlet end of the ring 3, so that the outlets of the ring 3 to which the plate-shaped fins are not attached are attached. There is a problem in that the end portion 3'is thermally deformed as shown by the one-dot chain line in FIG. 3a and the convection cooling air passage 2 is narrowed, thereby reducing the cooling effect.
一方、第４図に示した従来例では、板状フィン４がリン
グ３の出口端まで延びるような長さで取付けられている
ため、前述したようなリング３の出口端部分３′の熱変
形は生じないが、重質油燃焼時にデポジット８が付着し
て、例えば第3b図に示す対流冷却用空気通路2aの出口部
を閉塞してしまうと、冷却空気５が次段のリング７側へ
全く流れなくなり、したがってこの閉塞した対流冷却用
空気通路に対応する壁面が過熱、焼損してしまう問題が
あった。On the other hand, in the conventional example shown in FIG. 4, since the plate-shaped fin 4 is attached in such a length as to extend to the outlet end of the ring 3, the thermal deformation of the outlet end portion 3'of the ring 3 as described above. However, if the deposit 8 adheres when the heavy oil is burned and blocks the outlet of the convection cooling air passage 2a shown in FIG. 3b, the cooling air 5 moves to the ring 7 side of the next stage. There has been a problem that the wall surface corresponding to the closed convection cooling air passage is overheated and burnt out because the flow of air does not flow at all.
課題を解決するための手段 本考案は、このような従来技術の課題を解決するため
に、ガスタービンの燃焼器シェルの内側にシェルの内壁
面との間に対流冷却用空気通路を形成するリングを配置
し、このリングの外表面にはリングの長手方向に沿って
細長くてリング出口端まで延びる多数の板状フィンを取
付けるとともに、その途中にフィンの不連続部を設けた
ものである。In order to solve the problems of the prior art, the present invention provides a ring for forming a convection cooling air passage inside a combustor shell of a gas turbine and an inner wall surface of the shell. Is arranged, and a large number of plate-like fins elongated in the longitudinal direction of the ring and extending to the ring outlet end are attached to the outer surface of the ring, and a discontinuous portion of the fins is provided in the middle thereof.
作用 このような構造によれば、したがって、板状フィンがリ
ングの出口端まで延びているので、リングの出口端部分
の熱変形を防止するとともに、いずれかの対流冷却用空
気通路の出口部がたとえデポジットの付着により閉塞さ
れても、この閉塞により流れを遮断された冷却空気はフ
ィンの不連続部を通して隣接する空気通路へ流れる。According to such a structure, therefore, since the plate-shaped fins extend to the outlet end of the ring, thermal deformation of the outlet end portion of the ring is prevented, and at the same time, the outlet portion of any convection cooling air passage is Even if it is blocked by deposits, the cooling air blocked by this block flows through the discontinuity of the fins to the adjacent air passage.
実施例 以下第１図及び第２図を参照して本考案の実施例につい
て詳述する。なお、これらの図において、第3a〜3c図及
び第４図に示したものと同一の部分には同一の符号を付
して、その詳細な説明は省略する。Embodiment Hereinafter, an embodiment of the present invention will be described in detail with reference to FIGS. 1 and 2. In these figures, the same parts as those shown in FIGS. 3a to 3c and FIG. 4 are designated by the same reference numerals, and detailed description thereof will be omitted.
しかして、第１図は第１実施例を示し、ガスタービンの
燃焼器シェル１の内側に配置されてシェルの内壁面との
間に対流冷却用空気通路２を形成するリング３の外表面
に取付けられる多数の板状フィン４はリング３の出口端
まで延びる長さとされているとともに、その途中には１
つのフィン不連続部９が設けられている。Therefore, FIG. 1 shows the first embodiment, in which the outer surface of the ring 3 which is arranged inside the combustor shell 1 of the gas turbine and which forms the convective cooling air passage 2 with the inner wall surface of the shell is formed. A large number of plate-shaped fins 4 to be attached have a length extending to the outlet end of the ring 3, and 1 in the middle thereof.
Two fin discontinuities 9 are provided.
このようなフィンの不連続部９を設けることにより、し
たがって、たとえデポジットの付着によって例えば第3b
図に示す対流冷却用空気通路2aの出口部が閉塞されて
も、この閉塞により流れを遮断された冷却空気５はフィ
ンの不連続部９を通して隣接する空気通路2b,2cへ流れ
るようになり、これにより閉塞した空気通路2aの冷却は
維持される。By providing such a discontinuity 9 of fins, and thus even by deposit deposits, for example, the third b
Even if the outlet portion of the convection cooling air passage 2a shown in the figure is closed, the cooling air 5 whose flow is blocked by this closing flows to the adjacent air passages 2b and 2c through the discontinuous portion 9 of the fins. Thereby, the cooling of the closed air passage 2a is maintained.
また、板状フィン４はリング３の出口端まで延びている
ので、リング３の出口端部分の熱変形は防止される。Further, since the plate-shaped fin 4 extends to the outlet end of the ring 3, thermal deformation of the outlet end portion of the ring 3 is prevented.
第２図は第２実施例を示し、フィンの不連続部９を複数
例えば図示するように４つ設けたもので、その作用は第
１図に示したものと実質的に同じである。FIG. 2 shows a second embodiment in which a plurality of discontinuous portions 9 of the fins are provided, for example, four as shown, and the operation thereof is substantially the same as that shown in FIG.
また、第１図及び第２図に示したものにおいて、リング
３の出口端から最初のフィン不連続部９までの長さｌ
は、少なくともフィンピッチＰ（第3b図参照）の１倍以
上とするのが好ましい。Further, in the case shown in FIGS. 1 and 2, the length l from the outlet end of the ring 3 to the first fin discontinuity 9
Is preferably at least 1 times the fin pitch P (see FIG. 3b).
なぜなら、フィンの不連続部９をリング３の出口端近く
に設けるほど、それより上流のフィン長さが長くなっ
て、この部分がよく冷却されるが、反面最後部を不連続
部とすれば、この不連続部となるリングの出口端部分が
第3a図に示したように熱変形してしまうので、リング３
の出口端から最初のフィン不連続部９までの長さｌは最
低フィンピッチＰの１倍は必要とされる。This is because, as the fin discontinuity portion 9 is provided closer to the outlet end of the ring 3, the fin length upstream thereof becomes longer and this portion is cooled well, but on the other hand, if the last portion is the discontinuity portion. Since the outlet end of the ring, which is the discontinuity, is thermally deformed as shown in FIG. 3a, the ring 3
The length l from the exit end of the first fin discontinuity 9 is required to be 1 times the minimum fin pitch P.
考案の効果 以上述べたように、本考案によれば、ガスタービンの燃
焼器シェルの内側に板状フィン付きのリングによって形
成されるいずれかの対流冷却用空気通路の出口部がたと
えばデポジットの付着により閉塞されても、この閉塞に
より流れを遮断された冷却空気はフィンの不連続部を通
して隣接する空気通路へ流れるので、デポジットにより
閉塞された空気通路の冷却は維持され、したがってこの
空気通路に対応する壁面の過熱、焼損を防止することが
できる。As described above, according to the present invention, any convection cooling air passage outlet formed by a ring with a plate-shaped fin inside the combustor shell of a gas turbine has, for example, a deposit. Even if it is blocked by the cooling air, the cooling air blocked by the blocking flows to the adjacent air passage through the discontinuity of the fins, so that the cooling of the air passage blocked by the deposit is maintained, and therefore the air passage is supported. It is possible to prevent overheating and burning of the wall surface.
また、リングの外表面に取付けられる板状フィンはリン
グの出口端まで延びているので、リングの出口端部分の
熱変形を防止することができる。Moreover, since the plate-shaped fins attached to the outer surface of the ring extend to the outlet end of the ring, thermal deformation of the outlet end portion of the ring can be prevented.
なお、本考案においてリングの外表面に取付けられるフ
ィンはピンフィンではなくて細長い板状フィンであるの
で、フィンの伝導面積が大きくて、冷却空気の圧力損失
が小さく、またリング全体の熱変形も小さい効果もあ
る。そして、このリングと燃焼器シェルとは板状フィン
によって連結されずにそれぞれ独立している構造なの
で、熱応力が低い効果もある。In the present invention, since the fins attached to the outer surface of the ring are not plate fins but elongated plate-like fins, the fins have a large conductive area, the pressure loss of the cooling air is small, and the thermal deformation of the entire ring is small. There is also an effect. Further, since the ring and the combustor shell are independent of each other without being connected by the plate-shaped fins, there is an effect that the thermal stress is low.
第１図及び第２図は本考案によるガスタービン燃焼器の
異なる２つの例を示す要部の断面図、第3a図は従来のガ
スタービン燃焼器の一例を示す要部の断面図、第3b図は
第3a図の3b−3b線断面図、第3c図は第3a図の3c−3c線断
面図、第４図は従来のガスタービン燃焼器の他の例を示
す要部断面図である。 １…燃焼器シェル、2,2a,2b,2c…対流冷却用空気通路、
３…リング、４…板状フィン、５…冷却空気、６…冷却
空気孔、７…次段のリング、８…デポジット、９…フィ
ンの不連続部。1 and 2 are cross-sectional views of a main part showing two different examples of a gas turbine combustor according to the present invention, FIG. 3a is a cross-sectional view of a main part showing an example of a conventional gas turbine combustor, and 3b. FIG. 3 is a sectional view taken along the line 3b-3b in FIG. 3a, FIG. 3c is a sectional view taken along the line 3c-3c in FIG. 3a, and FIG. 4 is a sectional view showing the main part of another example of a conventional gas turbine combustor. . 1 ... Combustor shell, 2, 2a, 2b, 2c ... Convection cooling air passage,
3 ... Ring, 4 ... Plate-shaped fin, 5 ... Cooling air, 6 ... Cooling air hole, 7 ... Next stage ring, 8 ... Deposit, 9 ... Fin discontinuous portion.
Claims (1)
ルの内壁面との間に対流冷却用空気通路を形成するリン
グを配置し、このリングの外表面にはリングの長手方向
に沿って細長くてリング出口端まで延びる多数の板状フ
ィンを取付けるとともに、その途中にフィンの不連続部
を設けたことを特徴とするガスタービン燃焼器。1. A ring for forming a convection cooling air passage between an inner wall surface of a combustor shell of a gas turbine and an inner wall surface of the shell is arranged, and an outer surface of the ring is elongated along a longitudinal direction of the ring. The gas turbine combustor is characterized in that a large number of plate-shaped fins extending to the ring outlet end are attached, and discontinuous portions of the fins are provided in the middle thereof.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11127688U JPH0645148Y2 (en) | 1988-08-26 | 1988-08-26 | Gas turbine combustor |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11127688U JPH0645148Y2 (en) | 1988-08-26 | 1988-08-26 | Gas turbine combustor |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0236767U JPH0236767U (en) | 1990-03-09 |
| JPH0645148Y2 true JPH0645148Y2 (en) | 1994-11-16 |
Family
ID=31349179
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11127688U Expired - Lifetime JPH0645148Y2 (en) | 1988-08-26 | 1988-08-26 | Gas turbine combustor |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0645148Y2 (en) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2016063311A1 (en) * | 2014-10-21 | 2016-04-28 | 住友精密工業株式会社 | Heat exchanger for aircraft engine |
-
1988
- 1988-08-26 JP JP11127688U patent/JPH0645148Y2/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0236767U (en) | 1990-03-09 |
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