KR20050055786A - 성형 냉각 홀을 구비한 유출 냉각 전이 덕트 - Google Patents

성형 냉각 홀을 구비한 유출 냉각 전이 덕트 Download PDF

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Abstract

축방향 및 선택적으로는 횡방향으로 경사진 막 냉각 홀을 구비한 유출 냉각 전이 덕트(40)가 개시된다.

Description

성형 냉각 홀을 구비한 유출 냉각 전이 덕트{EFFUSION COOLED TRANSITION DUCT WITH SHAPED COOLING HOLES}
본 출원은 2001년 12월 10일에 출원된 공동 계류 중인 미국 특허출원일련번호 제09/683,290호의 일부계속출원으로서, 이 출원의 양수인에게 양도된 것이다.
본 발명은 전기를 발생시키기 위해 발전소에 사용되는 가스 터빈 엔진의 연소부에 관한 것이다. 보다 구체적으로는, 본 발명은 캔 환형(can-annular) 연소기에서 터빈 입구로 고온 연소 가스를 전달하는 구조에 관한 것이다.
통상의 캔 환형 가스 터빈 연소기에서, 복수의 연소기가 엔진 주변에 환형으로 배열되어 있다. 연소기에서 나오는 고온 가스는 터빈을 돌리는데 사용되며, 이 터빈은 전기를 발생시키는 발전기를 구동하는 샤프트에 결합된다. 고온 가스는 전이 덕트(transition duct)에 의해 연소기에서 터빈으로 전달된다. 전이 덕트는 터빈 입구와 연소기의 상대 위치로 인해 연소기 출구에서의 대략 원통형 형상으로부터 터빈 입구에서의 대략 사각형 형상으로 단면 형상을 변화시켜야 할 뿐만 아니라, 연소기가 통상 터빈 밖에 방사형으로 탑재되기 때문에 방사상 위치를 변경하여야 한다.
복잡한 형상 변화와 전이 덕트에 의해 관측된 과도한 온도의 조합으로 인하여 전이 덕트를 조기에 수선 및 대체하게 만드는 가혹한 운영 환경이 생성된다. 연소기 가스로부터의 고온을 견디기 위해서, 전이 덕트는 내부 냉각 채널 또는 충돌 냉각을 사용하여, 통상 공기에 의해 냉각된다. 이러한 고온 환경에서 동작하는 과도한 구조 변화로 인해, 내부적으로 공냉되는 전이 덕트에서 균열이 대량으로 관측되었다. 철저한 분석에 의하면, 이러한 균열은 다양한 요소에 기인될 수 있다. 구체적으로, 현저한 구조 변화가 발생하는 전이 덕트의 후방 단부의 주변 영역에 높은 정상 응력이 발견되었다. 또한, 전이 덕트에서 냉각 홀이 내부 냉각 채널과 교차하는 날카로운 모서리가 요인이 될 수 있는 응력 집중이 발견되었다. 높은 응력 조건을 더욱 복잡하게 하면 전이 덕트의 구성요소 사이의 온도차가 극심해진다.
본 발명은 종래 기술에서 나타낸 단점을 극복을 하려는 것으로서 첨부 도면을 참조하여 이하 구체적으로 설명한다.
도 1은 종래의 전이 덕트의 사시도.
도 2는 종래의 전이 덕트의 단면도.
도 3은 종래의 전이 덕트 냉각 장치의 부분 사시도.
도 4는 본 발명의 전이 덕트의 사시도.
도 5는 본 발명의 전이 덕트의 단면도.
도 6은 본 발명의 전이 덕트 냉각 장치의 부분 사시도.
도 7은 전이 덕트에 대한 다른 유형의 냉각 홀을 개시하는 본 발명의 다른 실시예의 단면도.
도 8은 전이 덕트에 대한 다른 유형의 냉각 홀을 개시하는 본 발명의 다른 실시예의 일부의 상면도.
도 9는 전이 덕트에 대한 다른 유형의 냉각 홀을 개시하는, 도 8에 도시한 본 발명의 다른 실시예의 일부를 취한 단면.
도 1을 참조하면, 종래 기술의 전이 덕트(10)가 사시도로 도시되어 있다. 전이 덕트는 대략 원통형인 입구 플랜지(inlet flange; 11)와 대략 사각형인 출구 프레임(12)을 포함한다. 캔 환형 연소기(미도시)는 입구 플랜지(11)에서 전이 덕트(10)에 결합한다. 고온 연소 가스는 전이 덕트(10)를 통과하고 출구 프레임(12)에서 터빈(미도시)으로 통과한다. 전이 덕트(10)는 전방 탑재 수단(13)에 의해 엔진에 탑재되고, 입구 플랜지(12)의 외부 표면에 고정되며, 출구 프레임(12)에 고정된 후방 탑재 수단(14)에 의해 터빈에 탑재된다. 패널 어셈블리(15)는 입구 플랜지(11)를 출구 프레임(12)에 연결하여 전이 덕트(10)에 대한 구조 형상의 변화를 제공한다. 이러한 구조 형상의 변화는 도 2에 보다 상세히 도시되어 있다.
패널 어셈블리(15)는 입구 플랜지(11)와 출구 프레임(12) 사이에 연장하고 제1 패널(17) 및 제2 패널(18)을 포함하며, 입구 플랜지(11)에서의 통상 실린더 형상으로부터 출구 프레임(12)에서의 통상 사각형 형상으로 테이퍼된다. 이러한 테이퍼의 대부분은 곡률(16) 영역 내 출구 프레임(12) 부근의 패널 어셈블리의 후방 말단에서 발생한다. 이러한 곡률 영역은 제1 패널(17) 상의 곡률(16A)과 제2 패널(18) 상의 곡률(16B)로서 두개의 곡률 반지름을 포함한다. 패널(17 및 18)은 복수의 시트 금속층으로 구성되는데, 이들 금속층은 함께 프레스 가공되어 내부에 채널을 형성한다. 공기가 이들 채널을 통과하여 전이 덕트(10)를 냉각시키고 허용 범위 내에 패널 어셈블리(15)의 금속 온도를 유지한다. 이러한 냉각 장치는 도 3에 상세히 도시되어 있다.
채널 냉각 장치의 세부사항을 나타낸 패널 어셈블리(15)의 단면도가 도 3에 상세히 도시되어 있다. 채널(30)은 패널 어셈블리(15) 내에 패널(17)의 층(17A 및 17B) 사이에 형성된다. 냉각 공기가 입구 홀(31)을 통해 덕트(10)에 진입하며, 채널(30)에 통과하여 패널 층(17A)을 냉각시키고, 출구 홀(32)을 통해 덕트 가스 경로(19)에서 나온다. 이러한 냉각 방법은 국부 영역에서 적절한 냉각량을 제공하지만, 제작 어려움 및 비용에 있어서 단점을 갖고 종래 기술의 구조와 동작 조건에 결합되는 경우 덕트의 균열에 기여하는 것으로 밝혀졌다. 본 발명은 유출 냉각 및 구조 변경을 포함하는 개선된 전이 덕트로서 도 4 내지 도 6을 참조하여 설명한다.
개선된 전이 덕트(40)는 대략 원통형인 입구 플랜지(41), 대략 사각형인 후방 말단 프레임(42), 및 패널 어셈블리(45)를 포함한다. 패널 어셈블리(45)는 제1 패널(46)과 제2 패널(47)을 포함하며, 각각은 적어도 0.125인치 두께의 금속 단일 시트로 구성된다. 패널 어셈블리, 입구 플랜지, 및 말단 프레임은 통상 인코넬(Inconel) 625와 같은 니켈 계열 초합금으로 구성된다. 패널(46)은 용접 등의 수단으로 패널(47)에 고정되어, 내벽(48), 외벽(49), 대략 원통형인 입구 말단(50), 대략 사각형인 출구 말단(51)을 갖는 덕트를 형성한다. 입구 플랜지(41)는 실린더 입구 말단(50)에서 패널 어셈블리(45)에 고정되지만, 후방 말단 프레임(42)은 사각형 출구 말단(51)에서 패널 어셈블리(45)에 고정된다.
전이 덕트(40)는 대략 원통형인 덕트가 대략 사각형인 형상으로 테이퍼되는 곡률 영역(52)을 포함한다. 제1 패널(46)을 따라 배치된 제1 곡률 반경(52A)은 적어도 10인치이지만, 제2 패널(47)을 따라 배치된 제2 곡률 반경(52B)은 적어도 3인치이다. 이러한 곡률 영역은 종래 기술보다 크며, 프레임(42)을 향한 패널 어셈블리(45)의 점증하는 곡률을 제공하는 역할을 한다. 점증하는 곡률은 동작 응력이 패널 어셈블리에 확산시켜 한 부분에 집중되지 않게 할 수 있다. 그 결과, 전이 덕트(40)의 동작 응력이 낮아진다.
개선된 전이 덕트(40)는 패널 어셈블리(45)의 외벽(49)에서 내벽(48)으로 연장하는 복수의 냉각 홀(60)로 이루어진 유출형 냉각 방식을 사용한다. 냉각 홀(60)은 후방 말단 프레임(42)을 향한 하류 방향으로 홀이 외벽(49)에 비해 예각(β)을 형성하도록 직경 D에서 드릴링된다. 경사진 냉각 홀은 홀의 잉여 길이와 이에 따라 냉각된 잉여 재료로 인해 냉각 공기의 공지된 양에서 냉각 효율성을 증가시킨다. 균일한 냉각 패턴을 제공하기 위해서, 냉각 홀의 간격은 공지된 재료 두께에 대하여 홀 크기가 커짐에 따라 홀들 사이의 거리가 커지는 홀 직경의 함수이다.
본 발명에서 허용가능한 냉각 방식은 동작 조건에 따라 변할 수 있지만, 이러한 방식 중 직경이 최소 0.040인치이고 외벽(49)에 대한 최대각(β)이 30도이며 홀 간 간격(P)이 축과 횡방향에서 다음 관계를 갖는 냉각 홀(60)을 포함한다: P≤(15 x D). 이러한 홀 간격은 냉각 홀에 의한 표면 영역 커버리지가 적어도 20%가 되게 한다.
이러한 유출형 냉각 방식은 제작이 복잡하고 고가일 수 있는 내부 냉각 채널 및 홀을 구비한 여러 층의 시트 금속에 대한 필요성을 제거한다. 또한, 유출형 냉각은 전이 덕트에 걸쳐 보다 균일한 냉각 패턴을 제공한다. 이러한 개선된 냉각 방식은 개시된 점증하는 구조의 곡률과 함께 전이 덕트의 동작 응력을 감소시키고 교체가 빈번하게 요구되지 않는 보다 신뢰성있는 부품을 제작할 수 있다.
본 발명의 다른 실시예에서, 복수의 테이퍼링 냉각 홀을 포함하는 전이 덕트가 개시된다. 전이 덕트의 고온 연소 가스에 근접한 냉각 홀 출구 영역에 대한 홀 직경의 증가는 냉각 유체 출구 속도와 잠재적인 필름 박리를 감소시킨다. 유출 냉각 전이 덕트에서, 냉각 유체는 홀을 통과할 때 패널 어셈블리를 냉각시킬 뿐만 아니라, 패널 어셈블리 내벽의 표면을 따라 냉각 유체의 막을 형성하여 냉각 홀의 행들 사이에서 표면 냉각을 제공하기 위해서 홀이 경사진다. 필름 박리는 냉각 홀을 나오는 냉각 유체의 속도가 고온 연소 가스의 주류(主流)에 침투하기에 충분히 클 때 발생한다. 그 결과, 냉각 유체는 패널 어셈블리 내벽을 따라 냉각막 층으로서 남는 대신 고온 연소 가스와 혼합되어 냉각 홀의 행들 사이의 내벽을 활발하게 냉각시킨다. 냉각 홀의 출구 직경을 증가시킴으로써, 출구 평면에서 냉각 홀의 단면 영역이 증가되며, 해당 냉각 유체량에 대하여, 출구 속도가 진입 속도에 비해 감소할 수 있다. 따라서, 냉각 유체의 고온 연소 가스의 흐름으로의 침투가 감소되고, 냉각 유체는 전이 덕트의 패널 어셈블리 내벽을 따라 남게 되려는 경향이 있음으로써, 냉각 유체의 개선된 막을 제공하여 전이 덕트에 있어서 냉각 설계가 보다 효율적으로 된다.
도 7 내지 도 9를 이하 참조하여, 구조막 냉각 홀을 포함하는 본 발명의 다른 실시예를 상세히 설명한다. 본 발명의 다른 실시예의 특징은 유출 냉각 설계에서 사용되는 냉각 홀을 제외하면, 도 3 내지 도 6에서 사용된 것과 동일하다. 전이 덕트(40)는 제1 패널(46)과 제2 패널(47)로 형성된 패널 어셈블리(45)를 포함하고, 이들 각각은 단일 금속 시트로 제작되어 용접 등의 수단으로 복수의 용접선을 따라 함께 고정되어 패널 어셈블리(45)를 형성한다. 그 결과, 패널 어셈블리(45)는 내벽(48)과 외벽(49)을 그 사이에 간격을 두어 포함한다. 바람직한 실시예에서, 다른 실시예는 대략 원통형인 입구 말단(50)과 대략 사각형인 출구 말단(51)을, 입구 말단(50)이 제1 평면(55)을 형성하고 출구 말단(51)이 제2 평면(56)을 형성하며 제1 평면(55)이 제2 평면(56)에 대하여 경사 방향에 있도록 포함한다. 패널 어셈블리(45)의 입구 말단(50)에는 내부 직경(53)과 외부 직경(54)을 갖는 대략 원통형인 입구 슬리브(inlet sleeve; 41)가 고정되고, 패널 어셈블리(45)의 입구 말단(50)에는 대략 사각형인 후방 말단 프레임(42)이 고정된다. 패널 어셈블리(45), 입구 슬리브(41), 및 후방 말단 프레임(42)은 약 0.125인치 두께의 패널 어셈블리(45)를 사용하여 인코넬 625와 같은 니켈 계열 초합금으로 제작된다.
본 발명의 다른 실시예에서, 전이 덕트(40)는 패널 어셈블리(45)에 배치된 복수의 냉각 홀(70)을 포함하며, 이 냉각 홀(70)은 제1 패널(46)이 제2 패널(47)에서 발견된다. 각각의 냉각 홀(70)은 도 8에서 나타낸 바와 같이 거리 P에 의해 축방향과 횡방향으로 인정 냉각 홀에서 분리되고, 여기서, 축방향은 전이 도관(40)을 통한 가스의 흐름에 거의 평행이고 횡방향은 축방향에 대해 통상 수직을 이룬다. 냉각 홀(70)은 패널 어셈블리(45)에 균일한 냉각을 제공하도록 패널 어셈블리(45)에 걸쳐 이격되어 있다. 이러한 구성에서, 냉각 홀(70) 간의 대부분의 유효 거리(P)는 축방향에서 2.0인치 횡방향에서 0.4인치의 최대 거리(P)로서 적어도 0.2인치이다.
도 9를 이하 참조하면, 냉각 홀(70)은 패널 어셈블리(45)의 외벽(49)에서 내벽(48)으로 연장하며, 각 냉각 홀(70)은 외벽(49)에 대하여 예각(β)으로 드릴링된다. 냉각 홀(70)은 동작 시에 냉각 유체가 전이 덕트(40)의 후방 말단으로 흐르도록 패널 어셈블리(45)에서 외벽(49)으로부터 내벽(48)으로 드릴링된다. 또한, 냉각 홀(70)은 도 8에 도시한 바와 같이 트랜스버스 각도(γ)로 드릴링되며, 여기서, 각도(γ)는 고온 연소 가스의 흐름과 통상 평행한 축방향에서 측정된다. 통상, 예각은 외벽(49)에서 측정한 바와 같이 15도와 20도 사이의 범위에 있지만 트랜스버스 각도(γ)는 30도와 45도 사이로 측정된다.
냉각 홀(70)의 추가 특징은 냉각 홀의 형상이다. 도 9를 이하 참조하면, 냉각 홀(70)은 제1 직경(D1)과 제2 직경(D2)을 갖되, 직경(D1 및 D2)은 모두 냉각 홀(70)이 외벽(49)과 내벽(48)을 교차하는 냉각 홀(70)의 중심선(CL)에 수직으로 측정된다. 냉각 홀(70)은 제2 직경(D2)이 제1 직경(D1)보다 크게 형성되어 통상의 원추 형상을 갖게 된다. 냉각 홀(70)은 적어도 0.025인치의 제1 직경(D1) 및 적어도 0.045인치의 제2 직경(D2)을 갖는 것이 바람직하다. 통상의 원추 홀의 사용은 제1 직경(D1)에서의 유체 속도에 비해 제2 직경(D2)에서의 냉각 유체 속도를 저감시킨다. 냉각 홀(70) 내의 유체 속도의 감소는 냉각 유체가 일단 냉각 홀(70)에 존재하면 내벽(48)을 따른 필름으로서 남을 수 있게 할 수 있다. 이러한 개선된 필름 냉각 효율성은 전체 열전달 및 전이 덕트 내구성을 개선시킨다.
본 발명의 바람직한 실시예로 현재 알려진 것을 설명하였지만, 본 발명은 개시된 실시예에 한정되는 것이 아니며, 후술하는 청구항의 범위 내에서 다양한 변형 및 등가의 구성을 포함하려는 것임을 이해하여야 한다.

Claims (26)

  1. 연소기에서 터빈으로 고온 가스를 전달하는 유출 냉각 전이 덕트(40)에 있어서,
    금속의 단일 시트로 형성된 제1 패널(46)과 금속의 단일 시트로 형성된 제2 패턴(47)을 포함하고, 상기 제1 패널(46)은 용접 등의 수단에 의해 상기 제2 패턴(47)에 고정되어, 내벽(48), 외벽(49), 상기 벽들 사이의 두께, 대략 원통형인 입구 말단(50), 및 대략 사각형인 출구 말단(51)을 갖는 덕트를 형성하고, 상기 입구 말단은 제1 평면을 형성하고 상기 출구 말단은 제2 평면을 형성하며, 상기 제1 평면과 상기 제2 평면은 경사로 배치되는 패널 어셈블리(45),
    내부 직경과 외부 직경을 갖고, 상기 패널 어셈블리의 상기 입구 말단에 고정되는 대략 원통형인 입구 플랜지(41),
    상기 패널 어셈블리(45)의 상기 출구 말단에 고정된 통상의 사각형 후방(aft) 말단 프레임(42), 및
    상기 패널 어셈블리(45) 내에서 상기 외벽(49)으로부터 상기 내벽(48)으로 연장하는 복수의 냉각 홀(60)로서, 이들 냉각 홀 각각은 상기 외벽(49)에 침투하는 위치에서 상기 외벽(49)에 대하여 예각(β)으로 드릴링되는 복수의 냉각 홀
    을 포함하는 유출 냉각 전이 덕트(40).
  2. 제1항에 있어서,
    상기 예각(β)은 최대 30도인 유출 냉각 전이 덕트(40).
  3. 제2항에 있어서,
    상기 냉각 홀(60)의 직경(D)은 적어도 0.040인치인 유출 냉각 전이 덕트(40).
  4. 제1항에 있어서,
    상기 냉각 홀(60)은 상기 외벽(49)에서 상기 내벽(48)을 향해 드릴링되고 상기 후방 말단 프레임(42)을 향한 방향으로 경사진 유출 냉각 전이 덕트(40).
  5. 제1항에 있어서,
    가장 인접한 냉각 홀(60) 간의 축방향과 횡방향에서 최소 거리(P)는 관계식 P≤(15 x D)을 만족하는 유출 냉각 전이 덕트(40).
  6. 제1항에 있어서,
    상기 패널 어셈블리(45)는 상기 벽의 적어도 20%를 차지하는 냉각 홀(60)을 포함하는 유출 냉각 전이 덕트(40).
  7. 제1항에 있어서,
    상기 패널 어셈블리(45), 입구 플랜지(41), 및 후방 말단 프레임(42)은 인코넬(Inconel) 625와 같은 니켈 계열 초합금으로 제작되는 유출 냉각 전이 덕트(40).
  8. 제1항에 있어서,
    상기 제1 패널(46)과 상기 제2 패널(47)의 두께는 적어도 0.125인치인 유출 냉각 전이 덕트(40).
  9. 연소기에서 터빈으로 고온 가스를 전달하는 유출 냉각 전이 덕트(40)에 있어서,
    금속의 단일 시트로 형성된 제1 패널(46)과 금속의 단일 시트로 형성된 제2 패턴(47)을 포함하고, 상기 제1 패널(46)은 용접 등의 수단에 의해 상기 제2 패턴(47)에 고정되어, 내벽(48), 외벽(49), 상기 벽들 사이의 두께, 대략 원통형인 입구 말단(50), 및 대략 사각형인 출구 말단(51)을 갖는 덕트를 형성하고, 상기 입구 말단은 제1 평면을 형성하고 상기 출구 말단은 제2 평면을 형성하며, 상기 제1 평면과 상기 제2 평면은 경사로 배치되는 패널 어셈블리(45),
    상기 실린더 입구 말단(50)과 상기 사각형 출구 말단(51) 사이에 상기 제1 패널(46)을 따라 배치된 제1 곡률 반경(52A),
    상기 실린더 입구 말단(50)과 상기 사각형 출구 말단(51) 사이에 상기 제2 패널(47)을 따라 배치된 제2 곡률 반경(52B),
    내부 직경과 외부 직경을 갖고, 상기 패널 어셈블리(45)의 상기 입구 말단(50)에 고정되는 대략 원통형인 입구 플랜지(41),
    상기 패널 어셈블리(45)의 상기 출구 말단에 고정된 통상의 사각형 후방 말단 프레임(42), 및
    상기 패널 어셈블리(45) 내에서 상기 외벽(49)으로부터 상기 내벽(48)으로 연장하는 복수의 냉각 홀(60)로서, 상기 홀(60) 각각은 상기 외벽(49)에 침투하는 위치에서 상기 외벽(49)에 대하여 예각(β)으로 드릴링되는 복수의 냉각 홀
    을 포함하는 유출 냉각 전이 덕트(40).
  10. 제9항에 있어서,
    상기 예각(β)은 최대 30도인 유출 냉각 전이 덕트(40).
  11. 제10항에 있어서,
    상기 냉각 홀(60)의 직경(D)은 적어도 0.040인치인 유출 냉각 전이 덕트(40).
  12. 제9항에 있어서,
    상기 냉각 홀(60)은 상기 외벽(49)에서 상기 내벽(48)을 향해 드릴링되고 상기 후방 말단 프레임(42)을 향한 방향으로 경사진 유출 냉각 전이 덕트(40).
  13. 제9항에 있어서,
    가장 인접한 냉각 홀(60) 간의 축방향과 횡방향에서 최소 거리(P)는 관계식 P≤(15 x D)을 만족하는 유출 냉각 전이 덕트(40): .
  14. 제9항에 있어서,
    상기 패널 어셈블리(45)는 상기 벽의 적어도 20%를 차지하는 냉각 홀(60)을 포함하는 유출 냉각 전이 덕트(40).
  15. 제9항에 있어서,
    상기 패널 어셈블리(45), 입구 플랜지(41), 및 후방 말단 프레임(42)은 인코넬 625와 같은 니켈 계열 초합금으로 제작되는 유출 냉각 전이 덕트(40).
  16. 제9항에 있어서,
    상기 제1 패널(46)과 상기 제2 패널(47)의 두께는 적어도 0.125인치인 유출 냉각 전이 덕트(40).
  17. 제9항에 있어서,
    상기 제1 곡률 반경은 적어도 10인치이고, 상기 제2 곡률 반경은 적어도 3인치인 유출 냉각 전이 덕트(40).
  18. 연소기에서 터빈으로 고온 가스를 전달하는 유출 냉각 전이 덕트(40)에 있어서,
    금속의 단일 시트로 형성된 제1 패널(46)과 금속의 단일 시트로 형성된 제2 패턴(47)을 포함하고, 상기 제1 패널(46)은 용접 등의 수단에 의해 상기 제2 패턴(47)에 고정되어, 내벽(48), 외벽(49), 상기 벽들 사이의 두께, 대략 원통형인 입구 말단(50), 및 대략 사각형인 출구 말단(51)을 갖는 덕트를 형성하고, 상기 입구 말단은 제1 평면을 형성하고 상기 출구 말단은 제2 평면을 형성하며, 상기 제1 평면과 상기 제2 평면은 경사로 배치되는 패널 어셈블리(45),
    내부 직경(53)과 외부 직경(54)을 갖고, 상기 패널 어셈블리의 상기 입구 말단에 고정되는 대략 원통형인 입구 슬리브(41),
    상기 패널 어셈블리의 상기 출구 말단에 고정된 통상의 사각형 후방 말단 프레임(42), 및
    상기 패널 어셈블리(45) 내의 복수의 냉각 홀(60)로서, 상기 냉각 홀(60) 각각은 중심선(CL)을 갖고 축방향과 횡방향으로 거리(P) 만큼 인접 냉각 홀과 분리되고, 상기 냉각 홀(60)은 상기 외벽(49)에서 상기 내벽(48)으로 연장하며, 상기 냉각 홀 각각은 상기 외벽(49)에 대하여 예각(β)과 트랜스버스 각도(γ)로 드릴링되어 제1 직경(D1)과 제2 직경(D2)을 가지며, 상기 직경은 상기 냉각 홀이 상기 외벽(49)과 상기 내벽(48)을 교차하는 상기 냉각 홀의 상기 중심선(CL)에 수직으로 측정되고, 상기 제2 직경(D2)은 상기 제1 직경(D1)보다 커서 상기 냉각 홀이 통상의 원추 형상이 되는 냉각 홀
    을 포함하는 유출 냉각 전이 덕트(40).
  19. 제18항에 있어서,
    상기 예각(β)은 상기 외벽(49)에서 15도와 30도 사이에 있는 유출 냉각 전이 덕트(40).
  20. 제18항에 있어서,
    상기 트랜스버스 각도(γ)는 30도와 45도 사이에 있는 유출 냉각 전이 덕트(40).
  21. 제18항에 있어서,
    상기 제1 직경(D1)은 적어도 0.025인치인 유출 냉각 전이 덕트(40).
  22. 제18항에 있어서,
    상기 제2 직경(D2)은 적어도 0.045인치인 유출 냉각 전이 덕트(40).
  23. 제18항에 있어서,
    상기 냉각 홀(60)은 상기 외벽(49)에서 상기 내벽(48)을 향해 드릴링되고 상기 후방 말단 프레임(42)을 향한 방향으로 경사진 유출 냉각 전이 덕트(40).
  24. 제18항에 있어서,
    가장 인접한 냉각 홀(60) 간의 축방향과 횡방향에서의 거리(P)는 적어도 0.2인치인 유출 냉각 전이 덕트(40).
  25. 제18항에 있어서,
    상기 패널 어셈블리(45), 입구 슬리브(41), 및 후방 말단 프레임(42)은 인코넬 625와 같은 니켈 계열 초합금으로 제작되는 유출 냉각 전이 덕트(40).
  26. 제18항에 있어서,
    상기 두께는 적어도 0.125인치인 유출 냉각 전이 덕트(40).
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101435684B1 (ko) * 2007-12-14 2014-09-01 주식회사 케이티 통화중에 영상전화기 화면에 영상정보를 서비스하는 장치및 그 방법

Families Citing this family (56)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005076982A (ja) * 2003-08-29 2005-03-24 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器
US7096668B2 (en) * 2003-12-22 2006-08-29 Martling Vincent C Cooling and sealing design for a gas turbine combustion system
US6868675B1 (en) * 2004-01-09 2005-03-22 Honeywell International Inc. Apparatus and method for controlling combustor liner carbon formation
US7373772B2 (en) * 2004-03-17 2008-05-20 General Electric Company Turbine combustor transition piece having dilution holes
US20060037323A1 (en) * 2004-08-20 2006-02-23 Honeywell International Inc., Film effectiveness enhancement using tangential effusion
US7229249B2 (en) * 2004-08-27 2007-06-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Lightweight annular interturbine duct
US7310938B2 (en) * 2004-12-16 2007-12-25 Siemens Power Generation, Inc. Cooled gas turbine transition duct
US7278254B2 (en) * 2005-01-27 2007-10-09 Siemens Power Generation, Inc. Cooling system for a transition bracket of a transition in a turbine engine
DE102005024608B4 (de) * 2005-05-25 2009-05-07 Astrium Gmbh Einspritzvorrichtung für Brennkammern von Flüssigkeitsraketentriebwerken
US7546737B2 (en) * 2006-01-24 2009-06-16 Honeywell International Inc. Segmented effusion cooled gas turbine engine combustor
US7827801B2 (en) * 2006-02-09 2010-11-09 Siemens Energy, Inc. Gas turbine engine transitions comprising closed cooled transition cooling channels
US20100236067A1 (en) * 2006-08-01 2010-09-23 Honeywell International, Inc. Hybrid welding repair of gas turbine superalloy components
US7909570B2 (en) * 2006-08-25 2011-03-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Interturbine duct with integrated baffle and seal
US8001787B2 (en) * 2007-02-27 2011-08-23 Siemens Energy, Inc. Transition support system for combustion transition ducts for turbine engines
US7930891B1 (en) 2007-05-10 2011-04-26 Florida Turbine Technologies, Inc. Transition duct with integral guide vanes
FR2921463B1 (fr) * 2007-09-26 2013-12-06 Snecma Chambre de combustion d'une turbomachine
US20090188256A1 (en) * 2008-01-25 2009-07-30 Honeywell International Inc. Effusion cooling for gas turbine combustors
US20100037620A1 (en) * 2008-08-15 2010-02-18 General Electric Company, Schenectady Impingement and effusion cooled combustor component
US8001793B2 (en) * 2008-08-29 2011-08-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine reverse-flow combustor
US8033119B2 (en) * 2008-09-25 2011-10-11 Siemens Energy, Inc. Gas turbine transition duct
US8549861B2 (en) * 2009-01-07 2013-10-08 General Electric Company Method and apparatus to enhance transition duct cooling in a gas turbine engine
US8438856B2 (en) * 2009-03-02 2013-05-14 General Electric Company Effusion cooled one-piece can combustor
US8695322B2 (en) * 2009-03-30 2014-04-15 General Electric Company Thermally decoupled can-annular transition piece
US8448416B2 (en) * 2009-03-30 2013-05-28 General Electric Company Combustor liner
US20100257863A1 (en) * 2009-04-13 2010-10-14 General Electric Company Combined convection/effusion cooled one-piece can combustor
US20100263384A1 (en) * 2009-04-17 2010-10-21 Ronald James Chila Combustor cap with shaped effusion cooling holes
FR2946413B1 (fr) * 2009-06-04 2011-07-15 Snecma Chambre de combustion de moteur a turbine a gaz avec element de paroi multi-perfore
DE202009019198U1 (de) 2009-09-02 2018-10-09 Witte-Velbert Gmbh & Co. Kg Kraftfahrzeugtürgriff
US20110162378A1 (en) * 2010-01-06 2011-07-07 General Electric Company Tunable transition piece aft frame
US8894363B2 (en) 2011-02-09 2014-11-25 Siemens Energy, Inc. Cooling module design and method for cooling components of a gas turbine system
US8959886B2 (en) 2010-07-08 2015-02-24 Siemens Energy, Inc. Mesh cooled conduit for conveying combustion gases
US8307655B2 (en) 2010-05-20 2012-11-13 General Electric Company System for cooling turbine combustor transition piece
JP5579011B2 (ja) * 2010-10-05 2014-08-27 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
US9157328B2 (en) 2010-12-24 2015-10-13 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Cooled gas turbine engine component
FR2970666B1 (fr) * 2011-01-24 2013-01-18 Snecma Procede de perforation d'au moins une paroi d'une chambre de combustion
US9249679B2 (en) 2011-03-15 2016-02-02 General Electric Company Impingement sleeve and methods for designing and forming impingement sleeve
US8887508B2 (en) 2011-03-15 2014-11-18 General Electric Company Impingement sleeve and methods for designing and forming impingement sleeve
US9127551B2 (en) 2011-03-29 2015-09-08 Siemens Energy, Inc. Turbine combustion system cooling scoop
US8931280B2 (en) * 2011-04-26 2015-01-13 General Electric Company Fully impingement cooled venturi with inbuilt resonator for reduced dynamics and better heat transfer capabilities
US8727714B2 (en) 2011-04-27 2014-05-20 Siemens Energy, Inc. Method of forming a multi-panel outer wall of a component for use in a gas turbine engine
US8915087B2 (en) 2011-06-21 2014-12-23 General Electric Company Methods and systems for transferring heat from a transition nozzle
US8966910B2 (en) 2011-06-21 2015-03-03 General Electric Company Methods and systems for cooling a transition nozzle
US20130255276A1 (en) * 2012-03-27 2013-10-03 Alstom Technology Ltd. Transition Duct Mounting System
US9279531B2 (en) * 2012-12-17 2016-03-08 United Technologies Corporation Composite ducts and methods
US20140208756A1 (en) * 2013-01-30 2014-07-31 Alstom Technology Ltd. System For Reducing Combustion Noise And Improving Cooling
US9453424B2 (en) * 2013-10-21 2016-09-27 Siemens Energy, Inc. Reverse bulk flow effusion cooling
US9321115B2 (en) * 2014-02-05 2016-04-26 Alstom Technologies Ltd Method of repairing a transition duct side seal
US20160153282A1 (en) * 2014-07-11 2016-06-02 United Technologies Corporation Stress Reduction For Film Cooled Gas Turbine Engine Component
EP3002415A1 (en) * 2014-09-30 2016-04-06 Siemens Aktiengesellschaft Turbomachine component, particularly a gas turbine engine component, with a cooled wall and a method of manufacturing
US10309308B2 (en) * 2015-01-16 2019-06-04 United Technologies Corporation Cooling passages for a mid-turbine frame
US10260424B2 (en) 2016-03-24 2019-04-16 General Electric Company Transition duct assembly with late injection features
US10227883B2 (en) 2016-03-24 2019-03-12 General Electric Company Transition duct assembly
US10260752B2 (en) 2016-03-24 2019-04-16 General Electric Company Transition duct assembly with late injection features
US10145251B2 (en) 2016-03-24 2018-12-04 General Electric Company Transition duct assembly
US10260360B2 (en) 2016-03-24 2019-04-16 General Electric Company Transition duct assembly
US11840032B2 (en) 2020-07-06 2023-12-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of repairing a combustor liner of a gas turbine engine

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3527543A (en) * 1965-08-26 1970-09-08 Gen Electric Cooling of structural members particularly for gas turbine engines
US4719748A (en) 1985-05-14 1988-01-19 General Electric Company Impingement cooled transition duct
CA1309873C (en) 1987-04-01 1992-11-10 Graham P. Butt Gas turbine combustor transition duct forced convection cooling
US4848081A (en) 1988-05-31 1989-07-18 United Technologies Corporation Cooling means for augmentor liner
GB2227965B (en) 1988-10-12 1993-02-10 Rolls Royce Plc Apparatus for drilling a shaped hole in a workpiece
US5241827A (en) 1991-05-03 1993-09-07 General Electric Company Multi-hole film cooled combuster linear with differential cooling
US5261223A (en) * 1992-10-07 1993-11-16 General Electric Company Multi-hole film cooled combustor liner with rectangular film restarting holes
US5683600A (en) 1993-03-17 1997-11-04 General Electric Company Gas turbine engine component with compound cooling holes and method for making the same
US5605639A (en) 1993-12-21 1997-02-25 United Technologies Corporation Method of producing diffusion holes in turbine components by a multiple piece electrode
US5758504A (en) * 1996-08-05 1998-06-02 Solar Turbines Incorporated Impingement/effusion cooled combustor liner
JP3316405B2 (ja) 1997-02-04 2002-08-19 三菱重工業株式会社 ガスタービン冷却静翼
US6006523A (en) * 1997-04-30 1999-12-28 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine combustor with angled tube section
US6287075B1 (en) 1997-10-22 2001-09-11 General Electric Company Spanwise fan diffusion hole airfoil
GB9803291D0 (en) * 1998-02-18 1998-04-08 Chapman H C Combustion apparatus
US6243948B1 (en) 1999-11-18 2001-06-12 General Electric Company Modification and repair of film cooling holes in gas turbine engine components
US6329015B1 (en) 2000-05-23 2001-12-11 General Electric Company Method for forming shaped holes
US6427446B1 (en) * 2000-09-19 2002-08-06 Power Systems Mfg., Llc Low NOx emission combustion liner with circumferentially angled film cooling holes
US6408629B1 (en) 2000-10-03 2002-06-25 General Electric Company Combustor liner having preferentially angled cooling holes
US6568187B1 (en) * 2001-12-10 2003-05-27 Power Systems Mfg, Llc Effusion cooled transition duct
US6644032B1 (en) * 2002-10-22 2003-11-11 Power Systems Mfg, Llc Transition duct with enhanced profile optimization

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101435684B1 (ko) * 2007-12-14 2014-09-01 주식회사 케이티 통화중에 영상전화기 화면에 영상정보를 서비스하는 장치및 그 방법

Also Published As

Publication number Publication date
CA2503333C (en) 2011-04-26
US20030106318A1 (en) 2003-06-12
CA2503333A1 (en) 2004-05-13
DE60317920T2 (de) 2008-04-10
AU2003228742A1 (en) 2004-05-25
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MXPA05004420A (es) 2005-07-26
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ATE380286T1 (de) 2007-12-15

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