JPH1038276A - ガスタービン用高温ガス制御構造 - Google Patents
ガスタービン用高温ガス制御構造Info
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- JPH1038276A JPH1038276A JP9089835A JP8983597A JPH1038276A JP H1038276 A JPH1038276 A JP H1038276A JP 9089835 A JP9089835 A JP 9089835A JP 8983597 A JP8983597 A JP 8983597A JP H1038276 A JPH1038276 A JP H1038276A
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Abstract
かもしれない場合に、用いるガスタービン用高温ガス制
御構造を提供する。 【解決手段】ガスタービンの燃焼器/遷移部材が、軸方
向の複数の冷却路を有する二重壁構造を含み、ある場合
には、円周方向横断流通路が構造の内側部材と外側部材
の間に配置されて冷却空気をそれに供し、これら冷却流
通路は共に燃焼器の内側部材と外側部材との間の区域に
形成される。通路は、燃焼器/遷移部材を通る流れの方
向に対して、軸方向及び円周方向の両方向に延在するの
が好ましい。軸方向通路は一端から他端迄全体に延在
し、円周方向通路は燃焼器/遷移部材の周りに延在す
る。二重壁タービン構成要素内の軸方向流冷却材通路に
接続される円周方向に跨る流通路を追加したことは、通
常の非閉塞の場合の冷却に影響を与えずに、軸方向流路
の入り口閉塞による燃焼器/遷移部材の部品の破損を防
ぐことができる。
Description
国出願番号08/669,070(1996年6月24
日出願)及び米国出願番号08/669,069(19
96年6月24日出願)に関連し、その記載をここに参
考にする。
し、特に、フィルム冷却が極端に制限されるか、できな
いかもしれない場合に、用いる改良された燃焼器及び/
又は遷移部材に関する。従来のガスタービン燃焼器は燃
料と空気が別々に燃焼室に入る拡散(即ち、非予混合)
火炎を用いる。
える火炎温度を生じる。ライナーを有する従来の燃焼器
及び/又は遷移部材が一般に耐えることができる最大温
度は華氏1500度位であるから、燃焼器及び/又は遷
移部材のライナーを保護する手段が取られなければなら
ない。これは典型的にはフィルム冷却によっていたが、
これは燃焼器の外側を囲むプレナムに比較的冷たい圧縮
空気を導入するものである。この従来の構成では、プレ
ナムからの空気はルーバーを通って燃焼器ライナーに入
り、それから、燃焼器の内側表面上をフィルムとして通
過し、これにより燃焼器ライナーの一体性を保持する。
(約1650°C)を越える温度で急速に分解するの
で、高温の拡散燃焼は比較的多くのNOx排出をもたら
す。NOx排出を減少させる一手段はできうる限り最大
の量の圧縮空気と燃料を予混合することである。その結
果の希薄な予混合の燃焼はより低い火炎温度を生じ、従
って、NOx排出は低くなる。希薄な予混合燃焼は拡散
燃焼より温度が低いが、依然として従来の燃焼器ライナ
ーには高すぎて耐えられない。しかも、先進の燃焼器
は、NOxを減少させるさせるために、できうる限り最
大の量の圧縮空気と燃料を予混合するので、冷却空気は
ほとんど、或いは全く利用できず、燃焼器ライナーのフ
ィルム冷却を不可能にする。従って、「背面」冷却と関
連して熱障壁被覆のような手段が、燃焼器ライナーを高
熱による破壊から保護する為に考えられた。背面冷却
は、空気と燃料を予混合する前に燃焼器ライナーの外側
表面の上に圧縮空気を通過させるものである。
とによりNOx排出を減少させるものである。しかし、
低温は、特に燃焼器ライナーの内側表面或いは壁に沿っ
て、一酸化炭素及び不燃焼炭化水素の酸化を抑制する傾
向があり、これらの物質の許容できない排出をもたら
す。一酸化炭素及び不燃焼炭化水素の酸化をするため
に、表面温度が十分に高く一酸化炭素及び不燃焼炭化水
素の完全な燃焼を保証するようにライナーは極端な厚さ
(50−100ミル)の熱障壁被覆を必要とする。この
温度は典型的な長さ及び流れ条件の燃焼器に対して約1
800−2000°Fになる。しかしこの厚さ及び温度
は材料の性能を越えている。これらの温度で、公知の熱
障壁被覆は許容できない短い時間に劣化し、且つ、その
厚さの被覆は剥離しやすい。
え、しかも火炎の安定性を保ち、低排出(特にNOx排
出)の燃焼器及び遷移部材に対する先進の冷却思想のよ
うに、一酸化炭素及び未燃焼炭化水素を燃やし尽くすこ
とができる燃焼器/遷移部材が要請されている。そのよ
うな燃焼器/遷移部材は、燃焼器/遷移部材の内側表面
に妥当な金属温度を維持させるような冷却路を薄壁構造
に備えなければならない。効率的な燃焼器/遷移部材
は、燃焼器の内側表面の金属温度を増加させずに冷却流
を約35乃至60%減少させなければならなない。その
ような構造は水力学的小径の軸流冷却通路を用いなけれ
ばならず、その通路は冷却空気流中の異物により入り口
が塞がりやすい。通路が塞がると、通常、冷却材は通路
を通して流れず、燃焼器又は遷移部材は、その結果高温
の壁温度及び温度勾配により破損するであろう。従っ
て、そのような燃焼器は、燃焼器/遷移部材が破損する
ことなく、塞がった通路に対応する手段を有さなければ
ならない。
燃焼器/遷移部材を提供する本願発明により達成され
る。燃焼器/遷移部材が二重壁構造を含み、該二重壁構
造が軸方向の複数の冷却路と共に、ある場合には、構造
の内側部材と外側部材の間に配置されて冷却空気を供す
る円周方向横断流通路とを有し、これら流通路は燃焼器
の内側部材と外側部材との間の区域に形成される。通路
は、燃焼器/遷移部材を通る流れの方向に対して、軸方
向及び円周方向の両方向に延在するのが好ましい。軸方
向通路は一端から他端迄の全体に延在し、円周方向通路
は燃焼器/遷移部材の周りに延在する。
できるものではないような燃焼器、遷移部材、及びその
他のタービン構造が、予め組み合わせた集成体の金属加
工により二重壁冷却路と一緒に製作され、これは対流及
び/又は衝突冷却技術を効果的に用いることを可能にす
る。円筒及び円錐リング、またはより複雑な形状の遷移
部材が円周方向に延在する複雑な内部冷却路と共に、H
IP中間加工材の熱間圧延、続けて、冷間リングローリ
ング、溶接をし、更に、金属の変形の間、冷却路位置を
保持するために用いた犠牲材の化学的除去により製作す
ることができる。
材通路に接続される円周方向に跨る流通路を追加したこ
とは、通常の非閉塞の場合の冷却に影響を与えずに、軸
方向流路の入り口閉塞による燃焼器/遷移部材の部品の
破損を防ぐことができる。二重壁冷却構造は接着しない
2つの部材を用いて構成することもできる。内側部材は
機械加工されて冷却通路が形成される。熱膨張の差(高
温内側壁の外径がより冷たい外壁の内径と接触する迄の
膨張)が両円筒を一緒に固く保持する。高温壁に通路を
設けず、冷却壁に機械加工で冷却通路を設けることがで
きるけれども、熱伝達の表面区域がより大きいので、高
温壁の冷却通路が望ましい。
材を用い、続けて、溶接のような接着方法により一緒に
接着することによっても構成することができる。内側部
材は機械加工されて、冷却通路が形成される。結合によ
る内側及び外側部材間の熱接触が改良され、その2つの
部材に熱的に誘発される応力を減少する。本願発明の他
の目的及び利点は、図面及び特許請求の範囲と共に、次
の記載から明らかになるであろう。
である。運転にあたり、典型的なガスタービン10は液
体燃料からの燃焼ガスによって駆動されるが、ここで、
高エネルギを含む流れ媒体、即ち燃焼ガス、はロータ上
に装着された動翼輪によって偏向された結果、回転動力
を生じる。動作において、圧縮機16は新しい空気を引
き込み圧縮して約50−75lb/in2の圧力とし、空気
は圧縮機16により熱交換器32を通るように押しやら
れ、ここでタービン部22から出でくる排出燃焼ガスに
まだ存在する熱により予熱され、最後に、予熱された空
気は燃焼部18の燃焼室に導入される。燃焼室で、燃料
が燃やされ、これにより、約1500°C又は約275
00°Fより高い温度のガスを発生する。これら燃焼ガ
スは高速でタービン部22に入り、それを駆動する。
6、及び発電機14は全て単一軸24に装着される。周
知のように、タービンは動力出力の全部を発電機へ送達
しないが、それはかなりの部分が圧縮機16を駆動する
のに必要だからである。タービン部22は電動機12の
の助けを借りて始動するが、電動機は、最初、圧縮空気
を発生するため圧縮機を動作させ、燃焼ガスを形成する
ことができるようにするために圧縮空気を燃焼室に供給
する。その時になって、タービンは運転を開始すること
ができる。
36を含む燃焼部18は燃焼部18からタービン入り口
30への燃焼ガスの流れを供給する。遷移部材38はタ
ービン入り口と燃焼部18を接続する。 燃
焼ガスの温度が約1500°Cかそれを越えるような燃
焼器又は燃焼器部分及び遷移部を製造する場合、何らか
の冷却を形成することなく、そのような強烈な熱の環境
に残れることのできる材料は知られていない。上述した
ように、フィルム冷却ができないか、或いは可能な選択
事項でない状況では、燃焼器及び遷移部材は軸方向冷却
路及び接着しない2つの部材を用いて作られる。
リングして所望の厚さにし、次に、両部材の隙間の所で
ガス・タングステン・アーク溶接(GTA)或いは電子
ビーム(Eビーム)溶接のような溶接法で結合して作こ
とができる。部材40,42は精確な最終直径の寸法に
される。冷却通路を形成する溝44は、内側部材40の
外側表面を機械加工されたものである。内側及び外側部
材40,42は図2に組立て前のものを図示する。それ
から、外側部材42は内側部材40の上に締まりばめさ
れ、冷却通路46を形成する(図3)。出来上がった二
重壁構造の形状を図4に詳細を示す。冷却の形状は図示
のような簡単な軸方向通路46に限定されるものではな
い、というのは、より複雑な性能を高めた冷却形状を内
側部材40に、例えば機械加工することにより形成する
ことができると思われるからである。例えば、円周方向
横断流通路(図7参照)を形成工程に含めることができ
る。
入り口52が冷却空気に露出されるように配置され、冷
却空気は通路46通って流れ、高温の内側壁56を冷却
する。燃焼器の動作中は、燃焼器18の内側部分を通っ
て流れる高温燃焼ガスは内側部材40を外側部材42よ
り高温に保つ。このため、熱膨張差は両部材40,42
を強く一緒に保持する。
めに、機械的な止め60(図2参照)のような手段を内
側部材40の後端に機械加工して、外側部材42が滑る
のを止めることができる。燃焼器の温度が上がりすぎ
て、燃焼器が塑性変形し、歪む(高温壁56或いは低温
壁58のいずれか)と、その結果、外側部材42と内側
部材40の不均一な嵌め合わせをもたらすならば、止め
が重要なものとなるであろう。
約14インチの実物大の二重壁燃焼器のセグメントを実
際のカン型燃焼器及び遷移部材に結合して実施した。最
初の反復工程は、ハステロイXから作られ、幅約0.3
0インチ、深さ約0.030インチ、長さ約6.5インチ
の冷却通路が、約0.20インチの厚さのリブで分離さ
れていて、14インチの直径の燃焼器に全部で88個の
通路46を用いた。内側部材40の冷却通路の下側の最
小壁厚さは約0.063インチであり、外側部材42の
壁は約0.06インチの厚さであった。冷却材は約72
5°Fの温度で、約217PSIA(絶対)の圧力で、
冷却通路44両端の8.5PSID(差圧即ち圧力降
下)の圧力差で供給して、内側部材40は入り口で約1
340°Fに、出口で約1650°Fの温度に冷却され
た。これは内側部材40に約2900°Fで流れる燃焼
ガスが約50lbm/秒であり、各通路46を流れる冷却
材が約0.0043lbm/秒(全燃焼器に対し約0.38
lbm/秒)であった。出力温度約1650°Fは所望の
温度より高かったので、燃焼器は再設計された。
び燃焼ガス条件で、幅約0.375インチ、深さ約0.0
40インチ、長さ約4インチの冷却通路46を用いた。
同じ差圧に対して、冷却材の流れは通路当たり約0.0
090lbm/秒(全燃焼器に対して約0.79lbm/秒)
に増加し、金属温度は出口で約1400°F未満に下が
り、ガスタビーン構成要素の長時間耐用に必要な条件と
一致した。
燃焼器18は、実施例2の通路と同じ寸法で、より高温
耐力の為にニモニック(Nimonic)263で構成され
る。内側部材の最小壁厚は約0.075インチに増加
し、外側部材42の壁厚は約0.040インチに減少し
た。冷却材入り口の下流約0.375インチの所に配置
された、幅0.375インチ、深さ約0.040インチ
の円周方向冷却通路を内側部材の周り全体に機械加工で
作った(図7参照)。この組み合わせは、燃焼条件で試
験され、高温側最大温度約1380°Fを達成したが、
これは、ガスタービンの長時間耐用に必要な条件と一致
した。
有する構成を含む燃焼器及び遷移部材の更に可能な構成
は、互いに嵌まりばめし、それから、例えば溶接などに
より結合した2つの部材40,42を用いて製造するこ
とができる。上述の様に、各部材40,42は鍛造板材
をリングローリングして所望の厚さにし、次に、両部材
の隙間の所でガス・タングステン・アーク溶接(GT
A)或いは電子ビーム(Eビーム)溶接のような溶接法
で結合することができる。更に上述した様に、それから
外側部材42を内側部材46の上に締まりばめして、冷
却通路46を形成する。次いで、外側部材を、レーザ或
いはEビーム溶接のような方法で適所に結合する。この
二重壁冷却構造の幾何形状及び各リブでの溶接位置61
は図5に詳細が示されている。前に述べた様に、冷却の
形状は図示のような簡単な軸方向通路に限定されるもの
ではないから、より複雑な性能を高めた冷却形状を内側
部材壁に、円周方向横断流通路を形成工程に含めること
ができる。
入り口52が冷却空気に露出し、冷却空気が通路46を
流れて高温内壁56を冷却するように配置される。燃焼
器18の運転中、高温燃焼ガスは内側部材40を流れ外
側部材42より高温に保つ。上述したように、この温度
差は両部材を接着させなくとも互いにきつく保持し合
う。ある場合には、その結果部材40,42に生じた応
力は十分に大きく高温壁56或いは、低温壁58又はそ
の両方を塑性変形し且つ歪ませることができる。
40,42の間の改良された熱接触はその間の温度差を
かなり減らすことができ、これはまた後述の実施例4の
二重壁構造の温度勾配によって両部材に生じる熱応力レ
ベルをかなり減少させることができる。
同じ燃焼ガス及び冷却材条件で有限要素解析法によりモ
デル化した。2つの部材40,42間に熱接触がない場
合と、最大にある2つの極端なケースをモデル化した。
熱接触が最大にある場合の最大応力は、熱接触がない場
合の最大応力の1/3であった。接着していない部材4
0,42は勿論ある熱接触はあるが、応力レベルは2極
端の間の何処かに落ちるであろう。
imonic)263試験片を一緒に溶接するEビーム溶接で
あった。試験片は円筒と言うより平坦であったが、図6
に示すものと同じ通路/リブ形状である。接合した構造
のより低い応力レベルは構成要素に対しより長い耐用期
間をもたらし、これは接合作業に伴う費用を正当化する
であろう。
路46を有する燃焼器のような構造は、図7に示す様
に、冷却通路入り口52のちょうど下流に円周方向横断
流通路65を設けることにより、入り口の閉塞から保護
することができる。もしも、すべての軸方向通路46が
閉塞されなければ、横断流通路65を通して圧力差がな
いので横断流通路に流れがない。横断流通路65は軸方
向通路46と同じ方法で作ることができる。
通路46の幾何形状のモデルについてなされた。モデル
は、幅約0.375インチ、高さ約0.040インチ、
長さ約4インチの平行な7個の軸方向通路を有してい
る。冷却通路が典型的なガスタビーン条件(冷却材温度
約725°F、冷却材圧力約217PSIA、通路の圧
力降下約8.5PSI、金属温度約1400°F)で動
作せられた場合、シミュレーションは、図8に図示する
ように、1つの入り口が完全に閉塞された場合、1冷却
通路の閉塞されない流れの約63%を、横断流通路が維
持することを示している。図9は、閉塞された管の熱伝
達係数は閉塞されない値の約70%になることが予測で
きることを示している。これらの結果は、閉塞された通
路の周りの冷却通路は、横断流通路により、閉塞された
通路への流れによって大きな影響は受けないことを示し
ている。
は、平行冷却通路46が二重壁構造に用いられ、閉塞さ
れるかもしれないような如何なる場合にも用いることが
できる。この思想は円筒形燃焼器に限定されるものでは
なく、より複雑な構造、例えばタービン遷移部材或い
は、環状燃焼器に用いることができる。ここに含まれる
装置及び方法は、本発明の好ましい実施例であるが、本
発明は開示した精確な装置及び方法に限定されるもので
はなく、特許請求の範囲に記載した本発明の範囲内で様
々な改変が可能であることを理解されたい。
り、外側表面を機械加工した冷却通路を有する内側円筒
を含む2つのリングローリングされ、且つ、溶接された
円筒から形成されたものである。
工された内側円筒の上に締まりばめされ冷却通路を形成
した図。
た内側リングと締まりばめされた外側リングにより形成
された通路が示されている。
工された内側円筒の上に締まりばめされて冷却通路を形
成し、次いで内側円筒にそれぞれのリブの位置で電子ビ
ーム(Eビーム)溶接のような方法で結合される。
側リングと締まりばめされ溶接された外側リングにより
形成された通路を示す。
流通路と共に示す実施例の斜視図。
レーションの例を示すグラフであり、たとえ#4の冷却
通路の入り口が完全に閉塞されても、横断流通路が冷却
通路#4を通る閉塞されない流れの63%を維持するこ
とを示す。
レーションの例を示すグラフであり、横断流通路が、冷
却通路#4内の閉塞されない流れの70%の値で、熱伝
達係数を保持することを示す。
Claims (5)
- 【請求項1】 外側表面に形成された複数の溝を有する
内側部材と、 前記内側部材の上に作動的に配置された外側部材と、 前記外側部材と前記内側部材との間に作動的に配置さ
れ、前記内側部材の内側表面を冷却する冷却圧縮空気を
供給する複数の軸方向冷却通路とを有するタービン用高
温ガス制御構造。 - 【請求項2】前記外側部材が前記内側部材に締まりばめ
されている、請求項1記載の高温ガス制御構造。 - 【請求項3】前記内側部材が、更に、該内側部材の後端
に作動的に配置され、前記外側部材が滑るのを防ぐ複数
の機械的止めを含む請求項2記載の高温ガス制御構造。 - 【請求項4】前記外側部材が前記内側部材に結合されて
いる請求項2記載の高温ガス制御構造。 - 【請求項5】前記冷却通路の入り口の下流に作動的に配
置され、少なくともっ冷却通路の1つが閉塞されたなら
ば、軸方向通路に冷却を呈する複数の円周方向横断流通
路を更に含む請求項1記載の高温ガス制御構造。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US08/627,807 US5724816A (en) | 1996-04-10 | 1996-04-10 | Combustor for a gas turbine with cooling structure |
US08/627807 | 1996-04-10 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH1038276A true JPH1038276A (ja) | 1998-02-13 |
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Family
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Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
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JP (1) | JP4150938B2 (ja) |
DE (1) | DE69723495T2 (ja) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2008516144A (ja) * | 2004-10-07 | 2008-05-15 | ボルボ エアロ コーポレイション | ガスタービン構成要素を外囲するガスタービンケーシング |
JP2010038166A (ja) * | 2008-08-06 | 2010-02-18 | General Electric Co <Ge> | トランジションダクト後方端部フレーム冷却及び関連方法 |
WO2016063311A1 (ja) * | 2014-10-21 | 2016-04-28 | 住友精密工業株式会社 | 航空機エンジン用の熱交換器 |
Families Citing this family (55)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5933699A (en) * | 1996-06-24 | 1999-08-03 | General Electric Company | Method of making double-walled turbine components from pre-consolidated assemblies |
US5822853A (en) * | 1996-06-24 | 1998-10-20 | General Electric Company | Method for making cylindrical structures with cooling channels |
JP3202636B2 (ja) * | 1997-02-12 | 2001-08-27 | 東北電力株式会社 | 蒸気冷却燃焼器の冷却壁構造 |
CA2288557C (en) * | 1998-11-12 | 2007-02-06 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine combustor cooling structure |
US6494044B1 (en) | 1999-11-19 | 2002-12-17 | General Electric Company | Aerodynamic devices for enhancing sidepanel cooling on an impingement cooled transition duct and related method |
EP1146289B1 (en) * | 2000-04-13 | 2008-12-24 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Cooling structure of combustor tail tube |
US6334310B1 (en) * | 2000-06-02 | 2002-01-01 | General Electric Company | Fracture resistant support structure for a hula seal in a turbine combustor and related method |
US6408610B1 (en) * | 2000-07-18 | 2002-06-25 | General Electric Company | Method of adjusting gas turbine component cooling air flow |
US6761031B2 (en) | 2002-09-18 | 2004-07-13 | General Electric Company | Double wall combustor liner segment with enhanced cooling |
US6722134B2 (en) | 2002-09-18 | 2004-04-20 | General Electric Company | Linear surface concavity enhancement |
US7104067B2 (en) * | 2002-10-24 | 2006-09-12 | General Electric Company | Combustor liner with inverted turbulators |
US7413620B2 (en) * | 2002-11-20 | 2008-08-19 | General Electric Company | Electron beam welding to join gamma titanium aluminide articles |
US6681578B1 (en) | 2002-11-22 | 2004-01-27 | General Electric Company | Combustor liner with ring turbulators and related method |
US7043921B2 (en) * | 2003-08-26 | 2006-05-16 | Honeywell International, Inc. | Tube cooled combustor |
US6984102B2 (en) * | 2003-11-19 | 2006-01-10 | General Electric Company | Hot gas path component with mesh and turbulated cooling |
US7186084B2 (en) * | 2003-11-19 | 2007-03-06 | General Electric Company | Hot gas path component with mesh and dimpled cooling |
US7007482B2 (en) * | 2004-05-28 | 2006-03-07 | Power Systems Mfg., Llc | Combustion liner seal with heat transfer augmentation |
US7269957B2 (en) * | 2004-05-28 | 2007-09-18 | Martling Vincent C | Combustion liner having improved cooling and sealing |
US20060010874A1 (en) * | 2004-07-15 | 2006-01-19 | Intile John C | Cooling aft end of a combustion liner |
US7216485B2 (en) * | 2004-09-03 | 2007-05-15 | General Electric Company | Adjusting airflow in turbine component by depositing overlay metallic coating |
US8191254B2 (en) * | 2004-09-23 | 2012-06-05 | Carlton Forge Works | Method and apparatus for improving fan case containment and heat resistance in a gas turbine jet engine |
US20080022693A1 (en) * | 2005-09-30 | 2008-01-31 | Zoran Dicic | Ceramic blade gas turbine |
DE102005060704A1 (de) * | 2005-12-19 | 2007-06-28 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenbrennkammer |
US8186167B2 (en) * | 2008-07-07 | 2012-05-29 | General Electric Company | Combustor transition piece aft end cooling and related method |
US8245514B2 (en) * | 2008-07-10 | 2012-08-21 | United Technologies Corporation | Combustion liner for a gas turbine engine including heat transfer columns to increase cooling of a hula seal at the transition duct region |
US8490400B2 (en) * | 2008-09-15 | 2013-07-23 | Siemens Energy, Inc. | Combustor assembly comprising a combustor device, a transition duct and a flow conditioner |
US8096752B2 (en) * | 2009-01-06 | 2012-01-17 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling a transition piece |
US8549861B2 (en) * | 2009-01-07 | 2013-10-08 | General Electric Company | Method and apparatus to enhance transition duct cooling in a gas turbine engine |
FR2941494B1 (fr) * | 2009-01-23 | 2011-08-26 | Snecma | Turbomachine a turbine de puissance equipee d'un generateur electrique de puissance |
US20100223931A1 (en) * | 2009-03-04 | 2010-09-09 | General Electric Company | Pattern cooled combustor liner |
US8307657B2 (en) * | 2009-03-10 | 2012-11-13 | General Electric Company | Combustor liner cooling system |
JP5260402B2 (ja) * | 2009-04-30 | 2013-08-14 | 三菱重工業株式会社 | 板状体の製造方法、板状体、ガスタービン燃焼器およびガスタービン |
US8307654B1 (en) * | 2009-09-21 | 2012-11-13 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Transition duct with spiral finned cooling passage |
US8402764B1 (en) * | 2009-09-21 | 2013-03-26 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Transition duct with spiral cooling channels |
ES2571107T3 (es) * | 2010-03-16 | 2016-05-24 | Nelson Irrigation Corp | Conjunto de alojamiento de regulador de presión |
US20110239654A1 (en) | 2010-04-06 | 2011-10-06 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Angled seal cooling system |
US8590314B2 (en) * | 2010-04-09 | 2013-11-26 | General Electric Company | Combustor liner helical cooling apparatus |
US8276391B2 (en) | 2010-04-19 | 2012-10-02 | General Electric Company | Combustor liner cooling at transition duct interface and related method |
US8201412B2 (en) | 2010-09-13 | 2012-06-19 | General Electric Company | Apparatus and method for cooling a combustor |
US8727706B2 (en) | 2011-01-04 | 2014-05-20 | General Electric Company | System for providing cooling and purging air flow to a rotary machine online monitoring system |
US20120208141A1 (en) * | 2011-02-14 | 2012-08-16 | General Electric Company | Combustor |
US8353165B2 (en) | 2011-02-18 | 2013-01-15 | General Electric Company | Combustor assembly for use in a turbine engine and methods of fabricating same |
US8955330B2 (en) | 2011-03-29 | 2015-02-17 | Siemens Energy, Inc. | Turbine combustion system liner |
DE102011007562A1 (de) * | 2011-04-18 | 2012-10-18 | Man Diesel & Turbo Se | Brennkammergehäuse und damit ausgerüstete Gasturbine |
US9103551B2 (en) | 2011-08-01 | 2015-08-11 | General Electric Company | Combustor leaf seal arrangement |
US9243506B2 (en) * | 2012-01-03 | 2016-01-26 | General Electric Company | Methods and systems for cooling a transition nozzle |
US9222672B2 (en) | 2012-08-14 | 2015-12-29 | General Electric Company | Combustor liner cooling assembly |
WO2015009300A1 (en) * | 2013-07-18 | 2015-01-22 | Johns Manville | Fluid cooled combustion burner and method of making said burner |
US11199105B2 (en) | 2017-07-26 | 2021-12-14 | General Electric Company | Monitoring system for a gas turbine engine |
US11402097B2 (en) * | 2018-01-03 | 2022-08-02 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbine engine |
US11174789B2 (en) | 2018-05-23 | 2021-11-16 | General Electric Company | Air cycle assembly for a gas turbine engine assembly |
US11067000B2 (en) | 2019-02-13 | 2021-07-20 | General Electric Company | Hydraulically driven local pump |
US11859818B2 (en) * | 2019-02-25 | 2024-01-02 | General Electric Company | Systems and methods for variable microchannel combustor liner cooling |
US11788470B2 (en) | 2021-03-01 | 2023-10-17 | General Electric Company | Gas turbine engine thermal management |
CN115255822A (zh) * | 2022-07-27 | 2022-11-01 | 抚顺煤矿电机制造有限责任公司 | 一种电机冷却水路结构的加工方法 |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3398527A (en) * | 1966-05-31 | 1968-08-27 | Air Force Usa | Corrugated wall radiation cooled combustion chamber |
IL33995A0 (en) * | 1969-04-02 | 1970-05-21 | United Aircraft Corp | Wall structure and method of manufacturing it |
US3736747A (en) * | 1971-07-09 | 1973-06-05 | G Warren | Combustor |
US3724048A (en) * | 1971-11-16 | 1973-04-03 | Us Air Force | Method of preventing the plugging of liquid coolant passages of a regeneratively cooled rocket engine thrust chamber |
GB2118710B (en) * | 1981-12-31 | 1985-05-22 | Secr Defence | Improvements in or relating to combustion chamber wall cooling |
DE3436419C2 (de) * | 1983-10-07 | 1990-11-15 | Yoshimichi Chigasaki Kanagawa Masuda | Verfahren zur Herstellung von Raketenbrennkammern |
US4956201A (en) * | 1988-06-29 | 1990-09-11 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Method of creating pasageways in niobium by CVD of niobium over sintered vanadium which is thereafter leached |
US5181379A (en) * | 1990-11-15 | 1993-01-26 | General Electric Company | Gas turbine engine multi-hole film cooled combustor liner and method of manufacture |
US5363654A (en) * | 1993-05-10 | 1994-11-15 | General Electric Company | Recuperative impingement cooling of jet engine components |
DE4343332C2 (de) * | 1993-12-20 | 1996-06-13 | Abb Management Ag | Vorrichtung zur Konvektivkühlung einer hochbelasteten Brennkammer |
-
1996
- 1996-04-10 US US08/627,807 patent/US5724816A/en not_active Expired - Lifetime
-
1997
- 1997-04-09 EP EP97302439A patent/EP0801210B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1997-04-09 JP JP08983597A patent/JP4150938B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1997-04-09 DE DE69723495T patent/DE69723495T2/de not_active Expired - Lifetime
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2008516144A (ja) * | 2004-10-07 | 2008-05-15 | ボルボ エアロ コーポレイション | ガスタービン構成要素を外囲するガスタービンケーシング |
JP4787261B2 (ja) * | 2004-10-07 | 2011-10-05 | ボルボ エアロ コーポレイション | ガスタービン構成要素を外囲するガスタービンケーシング |
JP2010038166A (ja) * | 2008-08-06 | 2010-02-18 | General Electric Co <Ge> | トランジションダクト後方端部フレーム冷却及び関連方法 |
WO2016063311A1 (ja) * | 2014-10-21 | 2016-04-28 | 住友精密工業株式会社 | 航空機エンジン用の熱交換器 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE69723495T2 (de) | 2004-05-13 |
US5724816A (en) | 1998-03-10 |
EP0801210A3 (en) | 1998-12-23 |
EP0801210A2 (en) | 1997-10-15 |
DE69723495D1 (de) | 2003-08-21 |
EP0801210B1 (en) | 2003-07-16 |
JP4150938B2 (ja) | 2008-09-17 |
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