JPS5932845Y2 - gas turbine combustor - Google Patents
gas turbine combustorInfo
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- JPS5932845Y2 JPS5932845Y2 JP6853778U JP6853778U JPS5932845Y2 JP S5932845 Y2 JPS5932845 Y2 JP S5932845Y2 JP 6853778 U JP6853778 U JP 6853778U JP 6853778 U JP6853778 U JP 6853778U JP S5932845 Y2 JPS5932845 Y2 JP S5932845Y2
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- JP
- Japan
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- liner
- gas turbine
- combustor
- turbine combustor
- ceramic material
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【考案の詳細な説明】
本考案は、堅固で破損することのないライナよりなるガ
スタービン燃焼器に係るものである。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION The present invention relates to a gas turbine combustor having a rigid, unbreakable liner.
従来のガスタービン燃焼器の一例を第１図を示す。FIG. 1 shows an example of a conventional gas turbine combustor.
従来のガスタービン燃焼器は、燃料ノズル１１゜スワー
ラ１２、燃焼器ライナ１３から構成されている。A conventional gas turbine combustor includes a fuel nozzle 11, a swirler 12, and a combustor liner 13.
そして、ライナ１３には空気孔１４およびフィルム冷却
用ルーバ１５が設けられている。The liner 13 is provided with air holes 14 and film cooling louvers 15.
また、上記燃焼器ライナ１３は通常、金属材料で作られ
ている。Further, the combustor liner 13 is usually made of a metal material.
しかし、近年ガスタービンの高効率化が進み、燃焼器出
口ガス温度の上昇とともに再生サイクルとするための燃
焼用空気温度も高くなってきている。However, in recent years, gas turbines have become more efficient, and as the combustor outlet gas temperature rises, the combustion air temperature for the regeneration cycle also rises.
このように高温化が進むと、燃焼器ライナ１３の温度も
ともに高くなり、その寿命は極度に短かくなる欠点があ
る。As the temperature increases in this manner, the temperature of the combustor liner 13 also increases, which has the drawback of extremely shortening its life.
一方、このような高温化に対処するため、燃焼器ライナ
をセラミック材料で作ることが考えられている。On the other hand, in order to cope with such high temperatures, it is being considered to make the combustor liner from a ceramic material.
その−例を第２図に示す。燃焼器は、燃料ノズル２１．
スワーラ２２、燃焼器ライナ２３から構成されている。An example is shown in FIG. The combustor includes a fuel nozzle 21.
It is composed of a swirler 22 and a combustor liner 23.
そして、ライナ２３には空気孔２４が設けられている。The liner 23 is provided with air holes 24.
この燃焼器ライナ２３は、セラミック材料で作られてい
るため、ガスおよび空気温度が高くなっても、その寿命
が短かくなるという欠点はない。Since this combustor liner 23 is made of ceramic material, it does not have the disadvantage of shortening its service life even at high gas and air temperatures.
しかしながら、燃料ノズル２１から噴射した燃料のうち
大粒径のものは貫通力が高いために燃焼器ライナ２３に
衝突する。However, among the fuel injected from the fuel nozzle 21, particles of large particle size collide with the combustor liner 23 because of their high penetrating force.
高温状態にあるセラミック材料製燃焼器ライナに燃料液
滴が衝突して急激に壁面を冷却すると、熱衝撃が加わる
ことになるため、その繰り返しにより燃焼器が破損する
という欠点がある。When fuel droplets collide with a combustor liner made of a ceramic material that is in a high temperature state and rapidly cools the wall surface, a thermal shock is applied, which has the disadvantage that the combustor can be damaged by repeating this process.
本考案はこれらの欠点を解消しようとしてなされたもの
で、前部を金属材料で形威し、高温域となるこれに続く
部分をセラミック材で形成したライナを有するガスター
ビン燃焼器において、前記金属材料製の前部を、燃料ノ
ズルからの噴射燃料液滴が衝突する範囲まで延在せしめ
ると共に、この金属材料製の前部と前記セラミック材料
製の部分との結合を、フィルム冷却孔を有するルーバ部
で行なったことを特徴とするガスタービン燃焼器である
。The present invention has been made in an attempt to eliminate these drawbacks, and is intended to provide a gas turbine combustor with a liner in which the front part is made of a metal material and the subsequent part, which is a high-temperature area, is made of a ceramic material. The front part made of metal extends to the range where the injected fuel droplets from the fuel nozzle impinge, and the connection between the front part made of metal material and the part made of ceramic material is formed by a louver having film cooling holes. This is a gas turbine combustor characterized by the work carried out in the Department.
次に本考案の一実施例につき第３図および第４図を参照
して詳細に説明する。Next, one embodiment of the present invention will be described in detail with reference to FIGS. 3 and 4.
第３図は本考案になるガスタービン燃焼器の一実施例の
構成を示す断面図で、第４図はルーバ部の拡大断面図で
ある。FIG. 3 is a sectional view showing the configuration of an embodiment of the gas turbine combustor according to the present invention, and FIG. 4 is an enlarged sectional view of the louver portion.
ガスタービン燃焼器は、燃料ノズル３１．スワーラ３２
、金属材料製燃焼器ライナ３３、セラミック材料製燃焼
器ライナ３４から構成されている。The gas turbine combustor includes fuel nozzles 31. Swara 32
, a combustor liner 33 made of a metal material, and a combustor liner 34 made of a ceramic material.
ここで、ライナ３３．３４にはそれぞれ空気孔３６が、
また、ライナ３３にはフィルム冷却用ルーバ３５が設け
られている。Here, the liners 33 and 34 each have an air hole 36,
Further, the liner 33 is provided with a film cooling louver 35 .
４０は尾部サポートである。また、ライナ３３および３
４はルーバ３７部で結合されている。40 is a tail support. Also, liners 33 and 3
4 are connected at a louver 37 section.
ルーバ３７部の詳細を第４図に示すが、セラミック材料
ライナ３４のためのサポート３８に冷却用空気孔３９が
設けられている。The details of the louvers 37 are shown in FIG. 4, in which cooling air holes 39 are provided in the support 38 for the ceramic material liner 34.
燃焼ガスおよび空気の高温化に伴ない燃焼器後方壁温か
高くなるが、このような高温領域ライナを本考案ではセ
ラミック材料で作っているため、焼損することはない。As the temperature of the combustion gas and air increases, the temperature of the rear wall of the combustor increases; however, in the present invention, such a high-temperature region liner is made of a ceramic material, so it will not burn out.
また、燃焼器前方ライナを金属製としているため、燃料
液滴がライナに衝突しても、熱衝撃でライナが破損する
ようなことはない。Furthermore, since the combustor front liner is made of metal, even if fuel droplets collide with the liner, the liner will not be damaged by thermal shock.
セラミック材料製とした燃焼器後方ライナは、円筒に空
気孔を開けただけの単純な形状であるため、セラミック
スでも製造容易で、かつ、セラミック材料のような脆性
材料でも破損し難い。The combustor rear liner made of ceramic material has a simple shape of a cylinder with air holes, so it is easy to manufacture even if it is made of ceramic, and it is difficult to break even if it is made of brittle material such as ceramic material.
また、セラミック材料ライナをサポート３８．４０など
の半弾性体で支持しているため、燃焼器が振動などして
も、セラミック材料部に直接その衝撃が伝わることがな
いため、衝撃荷重で破損するような恐れはない。In addition, since the ceramic material liner is supported by a semi-elastic body such as a support 38, 40, even if the combustor vibrates, the impact will not be transmitted directly to the ceramic material, so it will not be damaged by impact loads. There is no such fear.
本考案のライナ構成はガスタービン燃焼器以外にジェッ
トエンジン燃焼器にも応用できる。The liner configuration of the present invention can be applied to jet engine combustors as well as gas turbine combustors.
第１図は従来のガスタービン燃焼器の断面図、第２図は
他の従来のガスタービン燃焼器の断面図、第３図は本考
案になるガスタービン燃焼器の構成を示す断面図、第４
図はその一部でルーバ部の詳細を示す拡大図である。
３１・・・・・・燃料ノズル、３２・・・・・・スワー
ラ、３３・・・・・・金属材料製燃焼器ライナ、３４・
・・・・・セラミック材料製燃焼器ライナ、３５・・・
・・・フィルム冷却用ルーバ、３６・・・・・・空気孔
、３７・・・・・・ルーバ、３８・・・・・・サポート
、３９・・・・・・冷却用空気孔、４０・・・・・・尾
部サポート。FIG. 1 is a sectional view of a conventional gas turbine combustor, FIG. 2 is a sectional view of another conventional gas turbine combustor, and FIG. 3 is a sectional view showing the configuration of a gas turbine combustor according to the present invention. 4
The figure is a partially enlarged view showing details of the louver section. 31... Fuel nozzle, 32... Swirler, 33... Combustor liner made of metal material, 34...
...Ceramic material combustor liner, 35...
... Film cooling louver, 36 ... Air hole, 37 ... Louver, 38 ... Support, 39 ... Cooling air hole, 40. ...Tail support.
Claims (1)
をセラミック材で形成したライナを有するガスタービン
燃焼器において、前記金属材料製の前部を、燃料ノズル
からの噴射燃料液滴が衝突する範囲まで延在せしめると
共に、この金属材料製の前部と前記セラミック材料製の
部分との結合を、フィルム冷却孔を有するルーバ部で行
なったことを特徴とするガスタービン燃焼器。In a gas turbine combustor having a liner in which the front part is made of a metal material and the subsequent part, which is a high-temperature area, is made of a ceramic material, the front part made of the metal material is used as a fuel droplet injected from a fuel nozzle. A gas turbine combustor characterized in that the front part made of a metal material and the part made of a ceramic material are connected by a louver part having film cooling holes.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6853778U JPS5932845Y2 (en) | 1978-05-23 | 1978-05-23 | gas turbine combustor |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6853778U JPS5932845Y2 (en) | 1978-05-23 | 1978-05-23 | gas turbine combustor |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS54171002U JPS54171002U (en) | 1979-12-03 |
| JPS5932845Y2 true JPS5932845Y2 (en) | 1984-09-13 |
Family
ID=28976505
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6853778U Expired JPS5932845Y2 (en) | 1978-05-23 | 1978-05-23 | gas turbine combustor |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5932845Y2 (en) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20230349556A1 (en) * | 2020-02-19 | 2023-11-02 | Mitsubishi Heavy Industries Engine & Turbocharger, Ltd. | Combustor and gas turbine |
-
1978
- 1978-05-23 JP JP6853778U patent/JPS5932845Y2/en not_active Expired
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS54171002U (en) | 1979-12-03 |
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