NO162887B

NO162887B - SHOCK-COLD TRANSITION CHANNEL.

Info

Publication number: NO162887B
Application number: NO861900A
Authority: NO
Inventors: Lewis Berkley Davis Jr; Walter Walls Goodwin; Charles Even Steber
Original assignee: Gen Electric
Priority date: 1985-05-14
Filing date: 1986-05-13
Publication date: 1989-11-20
Also published as: EP0203431B1; DE3675690D1; NO861900L; JPS629157A; EP0203431B2; CA1263243A; EP0203431A1; JPH0524337B2; AU593551B2; AU5735386A; NO162887C

Description

Oppfinnelsen angår en støtstrålekjøleinnretning for kjøling av en overflate på en overgangskanal anbrakt mellom en forbrenner og et turbintrinn i en gassturbinmotor for stor belastning, hvor overgangskanalen er anbrakt i et komprimert luftplenum. The invention relates to an impact jet cooling device for cooling a surface on a transition duct placed between a combustor and a turbine stage in a gas turbine engine for heavy loads, where the transition duct is placed in a compressed air plenum.

En gassturbinmotor for stor belastning inneholder vanligvis flere sylindriske brennkammertrinn drevet parallelt for å produsere varme energigasser for innføring inn i det første turbintrinn i motoren. Det første turbintrinn mottar fortrinnsvis den varme gassen i en ringform. En overgangskanal anbringes mellom hvert forbrenningstrinn og det første turbintrinn, for å forandre gasstrømmen etter hver forbrenning fra en generelt sylindrisk form til en ringform. Gass-strømmen fra alle overgangskanaler frembringer således den ønskete ringformete strpm. A heavy duty gas turbine engine typically contains several cylindrical combustor stages driven in parallel to produce hot energy gases for introduction into the first turbine stage of the engine. The first turbine stage preferably receives the hot gas in an annular shape. A transition channel is placed between each combustion stage and the first turbine stage, to change the gas flow after each combustion from a generally cylindrical shape to an annular shape. The gas flow from all transition channels thus produces the desired annular strpm.

Som kjent er den termodynamiske virkningsgrad av en varme-motor avhengig av maksimumtemperaturen på driftsfluidet som i tilfelle av en gassturbin, er den varme gassen som kommer fra forbrenningstrinnene. Den varme gassens maksimumtempera-tur er begrenset av driftstemperaturgrensen for metalldelene i kontakt med denne varme gass, og av evnen til å kjøle disse deler under den varme gasstemperatur. Oppgaven med å kjøle overgangskanalen i en avansert gassturbinmotor for stor belastning, som er den type tiltenkt av oppfinnelsen, As is known, the thermodynamic efficiency of a heat engine depends on the maximum temperature of the operating fluid which, in the case of a gas turbine, is the hot gas coming from the combustion stages. The hot gas's maximum temperature is limited by the operating temperature limit for the metal parts in contact with this hot gas, and by the ability to cool these parts below the hot gas temperature. The task of cooling the transition duct in an advanced high load gas turbine engine, which is the type contemplated by the invention,

er vanskelig fordi kjente kjølemetoder enten er utilstrekke-lige, eller har uakseptable ulemper. is difficult because known cooling methods are either insufficient or have unacceptable disadvantages.

I en konvensjonell gassturbinmotor for stor belastning, er hele den ytre overflate av overgangskanalen utsatt for relativt kjølig luft fra kompressoren som forsyner hele luftstrømmen for gassturbinen. Strømmen av luft over det ytre av overgangskanalen til forbrenningskammeret gir passiv kjøling. Noen deler av overgangskanalens ytre blir relativt godt kjølt ved passiv kjøling, mens andre deler blir dårlig kjølt. Dessuten er delene av overgangskanalens ytre som blir dårligst kjølt, generelt i de strukturmessige svakere områder som også er områder som er varmet mest opp av den varme gassen. For å unngå feil som resultat av for høye metalltemperaturer, må den maksimale utgangstemperatur fra forbrenningskammeret begrenses av den maksimale tillatte metalltemperatur på de dårligst kjølte områder på overgangskanalen. Siden utgangstemperaturer fra tyngre gasstur-binforbrenninger, har blitt øket for å forbedre den termiske effektivitet, har forskjellige anordninger for aktiv kjøling av de relativt varme områder på overgangskanalen blitt anvendt. I en avansert gassturbin for stor belastning hvor forbrenningskammerets utgangstemperatur er vesentlig høyere enn de omtrent 2000 grader som er vanlig for gassturbiner for stor belastning, må hele overflaten av overgangskanalen bli aktivt kjølt slik at metalltemperaturene holdes innenfor et akseptabelt nivå. In a conventional heavy duty gas turbine engine, the entire outer surface of the transition duct is exposed to relatively cool air from the compressor which supplies the entire gas turbine airflow. The flow of air over the outside of the transition duct to the combustion chamber provides passive cooling. Some parts of the transition channel's exterior are relatively well cooled by passive cooling, while other parts are poorly cooled. Moreover, the parts of the transition channel's exterior that are cooled the worst are generally in the structurally weaker areas which are also areas that are heated the most by the hot gas. To avoid failures as a result of excessively high metal temperatures, the maximum exit temperature from the combustion chamber must be limited by the maximum permissible metal temperature in the most poorly cooled areas of the transition duct. Since exit temperatures from heavier gas turbine combustors have been increased to improve thermal efficiency, various devices for actively cooling the relatively hot areas of the transition duct have been used. In an advanced high-load gas turbine where the combustion chamber exit temperature is significantly higher than the approximately 2000 degrees that is common for high-load gas turbines, the entire surface of the transition duct must be actively cooled so that the metal temperatures are kept within an acceptable level.

Kjente metoder for å kjøle sidene på forbrenningskammeret, tillater luft ut fra kompressoren å passere gjennom forbrenningskammerets side for deretter å føre den langs innsiden som en film for å beskytte den fra direkte kontakt med den varme gass. Dette arrangement får brennkam-merets side til å fungere vesentlig under temperaturen på den varme gassen. Denne filmkjølemetode er blitt anvendt i begrensete områder på overgangskanalen spesielt de dårligst kjølte områder som beskrevet ovenfor. Imidlertid er bruken av slik filmkjøling begrenset av luft som er tilgjengelig bare for å kjøle forbrenningskammeret og overgangskanalens sider. Denne mengde er typisk mindre enn tredve prosent av den totale luftstrøm som er tilgjengelig fra forbrenningskammeret . I en avansert gasturbinmotor for stor belastning, er praktisk talt all tilgjengelig luft som er tilgjengelig for filmkjø-ling, nødvendig for å kjøle forbrenningskammerets sider og svært lite er tilgjengelig for å kjøle overgangskanalens sider. Denne begrensete tilgjengelighet av kjølende luftstrøm kommer av at omkring halvparten av den totale luftstrøm fra forbrenningskammeret kreves for fullstendig forbrenning av brenselet og en annen fjerdedel av luft-strømmen er nødvendig for oppløsning og forming av den varme gassprofil fra forbrenningskammeret som kreves av det første turbintrinn for akseptabel effektivitet og kompo-nent levetid. Disse forhold kan endres litt avhengig av spesielle konstruksjonsvalg for gassturbinmotoren, men et stort antall praktiske hindringer blokkerer store avvik fra Known methods of cooling the sides of the combustion chamber allow air from the compressor to pass through the side of the combustion chamber and then pass it along the inside as a film to protect it from direct contact with the hot gas. This arrangement causes the side of the combustion chamber to operate significantly below the temperature of the hot gas. This film cooling method has been used in limited areas of the transition channel, especially the poorly cooled areas as described above. However, the use of such film cooling is limited by air being available only to cool the combustion chamber and transition duct sides. This amount is typically less than thirty percent of the total airflow available from the combustion chamber. In an advanced heavy duty gas turbine engine, virtually all of the available air available for film cooling is required to cool the combustor sides and very little is available to cool the transition duct sides. This limited availability of cooling air flow results from the fact that about half of the total air flow from the combustion chamber is required for complete combustion of the fuel and another quarter of the air flow is required for dissolution and shaping of the hot gas profile from the combustion chamber required by the first turbine stage for acceptable efficiency and component lifetime. These conditions may change slightly depending on particular design choices for the gas turbine engine, but a large number of practical obstacles block large deviations from

disse forhold. these conditions.

En annen kjøleteknikk som er blitt funnet brukbar for å kjøle yttersiden av overgangskanalen, anvender en støtplate, avbøynirigsplate eller skive anbrakt et lite stykke vekk fra overgangskanalens ytterflate. Støtplaten omfatter en rekke huller hvor kompressorens uttømmende luft passerer gjennom og frembringer en rekke luftstråler som støter mot og kjøler ytterflaten av overgangskanalen. Another cooling technique that has been found useful for cooling the outer surface of the transition channel utilizes a baffle plate, deflector plate, or disc located a short distance from the outer surface of the transition channel. The impact plate comprises a series of holes through which the compressor's exhaust air passes and produces a series of air jets which impinge on and cool the outer surface of the transition channel.

U.S. patent nr. 3,652,181 viser en slik støtvis kjøleteknikk for en overgangskanal hvor støtplaten omgir bare en del av overgangskanalen. Etter støt mot overflaten som skal kjøles, strømmer den brukte luft videre inn i rommet mellom overgangskanalens ytterflate og støtplaten mot huller i overgangskanalen. Luften som passerer gjennom disse huller blandes med og reduserer den høye gasstemperatur like foran innerområdet av turbinbladene og hjelper således til å redusere metalltemperaturen i denne del av turbinbladene. Avhengig av varmeoverføringstakten fra den varme gass og den maksimalt tillatte metalltemperatur, kan denne fremgangsmåte bruke mindre kjøleluft enn filmkjøling for å opprettholde akseptable metalltemperaturer, og kan derfor brukes i kombinasjon med filmkjøling for ytterligere senking av metalltemperaturen. Selv kombinasjonen med støtvis kjøling og filmkjøling for en overgangskanal ville imidlertid kreve mer kjøleluft enn hva som er tilgjengelig i en avansert gassturbin for stor belastning. U.S. patent no. 3,652,181 shows such a shock cooling technique for a transition channel where the shock plate surrounds only part of the transition channel. After impact with the surface to be cooled, the used air continues to flow into the space between the outer surface of the transition channel and the impact plate towards holes in the transition channel. The air passing through these holes mixes with and reduces the high gas temperature just ahead of the inner area of the turbine blades and thus helps to reduce the metal temperature in this part of the turbine blades. Depending on the rate of heat transfer from the hot gas and the maximum allowable metal temperature, this method may use less cooling air than film cooling to maintain acceptable metal temperatures, and can therefore be used in combination with film cooling to further lower the metal temperature. However, even the combination of shock cooling and film cooling for a transition channel would require more cooling air than is available in an advanced high-load gas turbine.

En ytterligere forklaring på støtvis kjøling av en gassturbin forbrenningskomponent er funnet i U.S. patent nr. 4,339,925. Selv om den er rettet mot kjøling av en type gassturbin forbrenningskomponent som er helt forskjellig fra det som oppfinnelsen er rettet mot, viser denne patent typiske elementer fra et støtvis kjølesystem. Det er der vist et deksel som har en rekke huller hvor kjøleluft passerer gjennom for deretter å støte mot en varm gasskasse mot forbrenneren. En utførelse er vist og beskrevet hvor den støtvise luft strømmer langs den varme gasskasse, for til slutt å gå inn i forbrenningsprosessen. En begrenseran-ordning er vist for å hjelpe på utstrømming av luft fra rommet mellom varmegasskasse og det perforerte deksel. Denne patent erkjenner at antallet innstrømmingsåpninger såvel som avstanden mellom dekselet og den varme gasskasse, representerer variabler som kan brukes for å få frem de kjølevirkninger som situasjonen krever. A further explanation of shock cooling of a gas turbine combustion component is found in U.S. Pat. Patent No. 4,339,925. Although directed to the cooling of a type of gas turbine combustion component which is completely different from that to which the invention is directed, this patent shows typical elements of a shock cooling system. There is shown a cover which has a number of holes through which cooling air passes and then hits a hot gas box towards the combustor. An embodiment is shown and described where the gust-like air flows along the hot gas box, to finally enter the combustion process. A restrictor arrangement is shown to aid in the outflow of air from the space between the hot gas box and the perforated cover. This patent recognizes that the number of inflow openings, as well as the distance between the cover and the hot gas box, represent variables that can be used to bring out the cooling effects that the situation requires.

Det fremgår fra kjent teknikk som vist i U.S. patent nr. 3,652,181 og 4, 339,925, at støtvis kjøling av en forbrennerkomponent enten kan forbruke en del av luftstrømmen som er tildelt forbrenningsprosessen, eller utføres i serie med forbrenneren slik at luften som brukes til å kjøle en forbrennerkomponent etterpå kan brukes i forbrenningsprosessen. Det er denne seriekopling for å kjøle en overgangskanal som denne oppfinnelse er rettet mot. It appears from the prior art as shown in U.S. Pat. Patent Nos. 3,652,181 and 4,339,925, that pulse cooling of a combustor component can either consume a portion of the air flow allocated to the combustion process, or be performed in series with the combustor so that the air used to cool a combustor component can subsequently be used in the combustion process. It is this series connection for cooling a transition channel that this invention is directed towards.

Av grunner som er velkjent for fagmannen i gasstur-binkonstruksjoner, vil det oppstå et trykkfall eller tap i forbindelse med det å tvinge kompressorutløpsluft gjennom åpninger i forbrennerveggen og å blande og brenne denne sammen med brenselet. Dette samme trykkfall hjelper på filmkjølingen av forbrenneren og spredning av luftstrålen som i sin tur former temperaturmønstret av luft som kommer fra de tidligere deler av forbrenneren. Typisk faller dette trykk mellom to og fire prosent av kompressorens utløps-trykk og på grunn av termisk effektivitet er dette holdt så lavt som mulig. Hvis trykkfallet blir for lavt, vil dårlig blanding av brenselet og luft, og medfølgende dårlig forbrenning, oppstå. Hvis trykkfallet er for høyt, vil gassturbinens termodynamiske virkningsgrad reduseres. For reasons well known to those skilled in the art of gas turbine designs, a pressure drop or loss will occur in forcing compressor discharge air through openings in the combustor wall and mixing and burning it with the fuel. This same pressure drop helps the film cooling of the combustor and spread of the air jet which in turn shapes the temperature pattern of air coming from the earlier parts of the combustor. Typically, this pressure falls between two and four percent of the compressor's discharge pressure and due to thermal efficiency this is kept as low as possible. If the pressure drop becomes too low, poor mixing of the fuel and air, and accompanying poor combustion, will occur. If the pressure drop is too high, the gas turbine's thermodynamic efficiency will be reduced.

For å oppnå støtvis kjøling, er et trykkfall nødvendig over støtplaten, for derved å tvinge kjøleluften gjennom hullene i tilstrekkelig høy hastighet for å oppnå den nødvendige varmeoverføringstakt. Generelt er høyere kjølehastigheter oppnådd ved et høyere trykkfall. Således vil det fremgå at ved å anvende støtvis kjøling av overgangskanalen i et seriearrangement med luftstrøm, vil dette frembringe et ekstra trykkfall i forbrenningssystemet som, hvis det ikke holdes på lavest mulig nivå, vil forårsake en reduksjon i den termiske virkningsgrad som er større enn økningen som kan oppnåes ved å heve forbrennerens utløps-temperatur. To achieve shock cooling, a pressure drop is required across the shock plate, thereby forcing the cooling air through the holes at a sufficiently high velocity to achieve the required heat transfer rate. In general, higher cooling rates are achieved with a higher pressure drop. Thus, it will be seen that by applying shock cooling of the transition channel in a series arrangement with air flow, this will produce an additional pressure drop in the combustion system which, if not kept to the lowest possible level, will cause a reduction in the thermal efficiency that is greater than the increase which can be achieved by raising the combustor outlet temperature.

Trykkfallet i et støtvis kjølesystem er vesentlig generert av to komponenter. Først vil det være nødvendig med et trykkfall for å akselerere luften gjennom støtplate-hullene for å danne strålene som støter mot overflaten som skal kjøles. Det andre er mer skjult, og er for en stor del oversett i andre kjente støtvise kjøleanvendelser. The pressure drop in a shock cooling system is essentially generated by two components. First, a pressure drop will be required to accelerate the air through the impingement plate holes to form the jets impinging on the surface to be cooled. The second is more hidden, and is largely overlooked in other known impact cooling applications.

Hvis den forbrukte støtluft skal brukes i forbrenneren, må den oppsamles og bringes til forbrenneren. Oppsamlingen finner naturlig sted mellom støtplaten og ytterflaten av overgangskanalene, og det vil fremgå at dersom man beveger seg mot forbrenneren, må luftstrømshast-igheten stadig øke ettersom mer luft blir oppsamlet. Den andre trykkfallskomponent oppstår på grunn av nødvendig-heten av å reakselerere hvert ekstra kvantum av brukt støtluft til den hastigheten som luften har som allerede beveger seg mot forbrenneren. If the spent shock air is to be used in the combustor, it must be collected and brought to the combustor. The collection takes place naturally between the impact plate and the outer surface of the transition channels, and it will be seen that if you move towards the combustor, the air flow rate must constantly increase as more air is collected. The second pressure drop component arises due to the necessity to re-accelerate each additional quantity of used shock air to the speed of the air already moving towards the combustor.

Varmeoverføringens lokale størrelse i et støtvis kjølesystem er bestemt av et antall variabler. Især omfatter disse variabler kjøleluftegenskaper, den lokale avstanden mellom støtplaten og overgangskanalens overflate, hullstørrelsen, mellomrom og utforming, støtluftens strålehastighet, og hastigheten av luftstrømmen loddrett på luftstrålen slik som for eksempel luft som kommer fra oppsamling av brukt støtluft. The local extent of heat transfer in a shock cooling system is determined by a number of variables. In particular, these variables include cooling air properties, the local distance between the impact plate and the transition channel surface, the hole size, spacing and design, the impact air jet velocity, and the velocity of the air flow perpendicular to the air jet such as, for example, air coming from the collection of spent impact air.

Det vil fremgå at antall variabler som påvirker både varmeoverføringsstørrelsen og trykkfallet i hele det støtvise kjølesystem, er store. Oppfinnelsen retter seg mot samspillet av disse variabler for en vellykket konstruksjon av en fullstendig kjølt overgangskanal for en avansert gassturbinmotor for stor belastning. It will be seen that the number of variables that affect both the heat transfer rate and the pressure drop in the entire shock cooling system is large. The invention addresses the interplay of these variables for the successful construction of a fully cooled transition duct for an advanced heavy duty gas turbine engine.

En luftstråle som kommer fra en åpning i støtplaten må krysse mellomrommet som separerer støtplaten fra overflaten som skal kjøles, og må støte mot overflaten som skal kjøles med tilstrekkelig hastighet og tilstrekkelig mengde for å få til den ønskete kjøling. Analysen av en slik strålestøt er relativt enkel når bare én enkelt stråle er aktuell. Når en rekke stråler blir brukt vil imidlertid støtluften som strømmer vekk etter støtet fra en stråle, fanget mellom overflaten som blir kjølt og støtplaten, ha en tilbøylighet til å produsere en tverrstrøm av luft som blander seg med kjølevirkningen fra andre stråler, især de nedadgående i retning langs med den som støtluften må strømme for å komme ut av det innelukkete rom. Det vil si at en tverrstrøm av luft som passerer gjennom mellomrommet mellom en åpning og overflaten som skal kjøles kan hindre den åpningsproduserte luftstrøm fra å nå overflaten som skal kjøles, eller kan redusere effektiviteten på endel av luftstrålen som skal nå overflaten som skal kjøles. De aktuelle kjølevirkninger av en rekke stråler er vanskelig å forutsi, og kan bare beregnes empirisk. A jet of air coming from an opening in the impact plate must cross the space separating the impact plate from the surface to be cooled, and must impinge on the surface to be cooled with sufficient speed and sufficient quantity to effect the desired cooling. The analysis of such a beam shock is relatively simple when only a single beam is relevant. When a series of jets is used, however, the shock air flowing away after the impact of one jet, trapped between the surface being cooled and the shock plate, will tend to produce a cross-flow of air which mixes with the cooling action of other jets, especially those descending in direction along which the shock air must flow to exit the confined space. That is to say, a cross flow of air passing through the space between an opening and the surface to be cooled can prevent the air flow produced by the opening from reaching the surface to be cooled, or can reduce the effectiveness of the air jet reaching the surface to be cooled. The relevant cooling effects of a number of rays are difficult to predict, and can only be calculated empirically.

Jo større tverr strømshastigheten er dess mer vil tverrstrømmen forstyrre effektiviteten av luftstrålene. I tilfellet med en støtvis kjølt overgangskanal hvor all støtluft må strømme utover fra mellom overgangskanalen og støtplaten, øker mengden av tverretrømmende luft og dens hastighet systematisk ettersom den beveges mot utløpet. Den økte hastighet kan delvis eller helt ødelegge effektiviteten av støtstrålene rettet nedover. Det kan være av denne grunn at et antall tidligere innretninger som anvender støtvis kjøling av en overgangskanal (eller en varm gasskasse), sørger for injeksjon av den anvendte støtluft inn i det innvendige av overgangskanalen. Som beskrevet er denne ueffektive bruk av tilgjengelig kjøleluft uakseptabel for en avansert gassturbinkonstruksjon for stor belastning. The greater the cross flow speed, the more the cross flow will interfere with the efficiency of the air jets. In the case of a shock-cooled transition channel where all shock air must flow outward from between the transition channel and the shock plate, the amount of cross-flowing air and its velocity systematically increase as it moves toward the outlet. The increased speed can partially or completely destroy the effectiveness of the shock jets directed downwards. It may be for this reason that a number of previous devices which use shock cooling of a transition channel (or a hot gas box) provide for the injection of the used shock air into the interior of the transition channel. As described, this inefficient use of available cooling air is unacceptable for an advanced gas turbine design for heavy loads.

Følgelig er et formål med oppfinnelsen å tilveiebringe et støtvis kjølesystem for en overgangskanal som overvinner ulempene med tidligere kjent teknikk. Accordingly, an object of the invention is to provide a shock cooling system for a transition channel which overcomes the disadvantages of prior art.

Ifølge oppfinnelsen oppnås dette formål ved hjelp According to the invention, this purpose is achieved by means of

av de karakteristiske trekk angitt i den kjennetegnende del av krav 1. of the characteristic features stated in the characterizing part of claim 1.

Forskjellige utførelsesformer er angitt i de uselvstendige krav. Oppfinnelsen skal beskrives nærmere i det følgende i forbindelse med noen utførelseseksempler og under henvisning til tegningene, der fig. 1 er et forenklet riss delvis i tverrsnitt, av en forbrenner og en overgangskanal som anvender kjøling ifølge kjent teknikk, figur 2 er et tverrsnitt av en plate som skal kjøles og en støtplate som det refereres til for å beskrive virkningen av luftkrysstrøm på ytelsen av støtstråler, figur 3A er et forenklet riss delvis i tverrsnitt av en forbrenner og en overgangskanal som anvender støtkjøling ifølge en utførelse av oppfinnelsen, figur 3B er et forenklet riss delvis i tverrsnitt av en forbrenner og en overgangskanal som anvender støtkjøling ifølge en annen utførelse av oppfinnelsen, figur 4 er et forstørret riss av en utløpsdel av strømomfanget i figur 3, figur 5 er et tverrsnitt etter linjen v-V i figur 3, figur 6 er et tverrsnitt etter linjen, VI-VI i figur 5, figur 7 er et tverrsnitt etter linjen VII-VII i figur 6. Various embodiments are specified in the independent claims. The invention shall be described in more detail in the following in connection with some design examples and with reference to the drawings, where fig. 1 is a simplified view, partially in cross-section, of a combustor and transition duct using prior art cooling, Figure 2 is a cross-section of a plate to be cooled and an impinger plate to which reference is made to describe the effect of air cross-flow on the performance of impingement jets , figure 3A is a simplified drawing partly in cross-section of a combustor and a transition channel that uses shock cooling according to one embodiment of the invention, figure 3B is a simplified drawing partly in cross-section of a combustor and a transition channel that uses shock cooling according to another embodiment of the invention, figure 4 is an enlarged view of an outlet part of the current scope in figure 3, figure 5 is a cross-section along the line v-V in figure 3, figure 6 is a cross-section along the line VI-VI in figure 5, figure 7 is a cross-section along the line VII -VII in figure 6.

Idet det henvises først til figur 1 er det vist generelt ved 10 en del av en gassturbinmotor ifølge kjent teknikk. Gassturbinmotoren 10 omfatter flere forbrennere 12 hvorav bare en er vist som er fordelt jevnt i forhold til en langsgående akse på denne. I en type gassturbinmotor anvendes ti forbrennere 12. Brennstoff og primær forbren-ningsluft blir innført inn i forbrenneren 12 gjennom en brennstoffdyse 14. Brennstoffet og luft som blir antent av en tennplugg 16, brenner inne i forbrenneren 12. Varmepro-duktene fra forbrenning og oppvarmet overskuddsluft passerer gjennom en overgangskanal 18 til innløpsenden av turbintrinnet 20. Referring first to figure 1, there is generally shown at 10 a part of a gas turbine engine according to known technology. The gas turbine engine 10 comprises several combustors 12, only one of which is shown, which is distributed evenly in relation to a longitudinal axis thereof. In one type of gas turbine engine, ten combustors 12 are used. Fuel and primary combustion air are introduced into the combustor 12 through a fuel nozzle 14. The fuel and air, which is ignited by a spark plug 16, burns inside the combustor 12. The heat products from combustion and heated excess air passes through a transition channel 18 to the inlet end of the turbine stage 20.

Forbrenner 12 og overgangskanalen 18 er innelukket i et overtrykksrom 22 hvor det tilføres komprimert luft fra et kompressorutløp 24 på gassturbinmotoren 10. Komprimert luft fra kompressorutløpet 24 strømmer langs overflaten av forbrenneren 12 hvor det trenger inn i det innvendige av forbrenneren 12 gjennom vanlige hull (ikke vist) i overflaten. Luften som således kommer inn i forbrenneren 12 slutter seg til forbrennerreaksjonen nedstrøms av brennstoff dysen 14, eller kan bli rettet som en kjølefilm langs innerflaten av forbrenneren 12. Noe komprimert luft kan også brukes for å fordele den varme gassen, for å kontrollere og profilere temperaturen på avløpet fra forbrenneren 12. En strømningskappe 26 kan anbringes rundt forbrenneren 12 for å få bedre luftstrømmer langs sidene på denne. Combustor 12 and the transition channel 18 are enclosed in an overpressure chamber 22 where compressed air is supplied from a compressor outlet 24 on the gas turbine engine 10. Compressed air from the compressor outlet 24 flows along the surface of the combustor 12 where it penetrates into the interior of the combustor 12 through normal holes (not shown) in the surface. The air thus entering the combustor 12 joins the combustor reaction downstream of the fuel nozzle 14, or can be directed as a cooling film along the inner surface of the combustor 12. Some compressed air can also be used to distribute the hot gas, to control and profile the temperature on the drain from the combustor 12. A flow cap 26 can be placed around the combustor 12 to get better air flows along the sides of this.

Ytterflaten på overgangskanalen 18 er konvektivt kjølt ved hjelp av komprimert luft som strømmer fra kompressorens uttak 24 mot forbrenneren 12. En radial innerflate 28 på overgangskanalen 18 er anbragt i den direkte strøm av komprimert luft ettersom den forandrer retning etter utstrømning fra kompressorutløpet 24.Særlig er en del 30 av den radiale innerflate 28 nærmere en forbrennerende 32 The outer surface of the transition channel 18 is convectively cooled by compressed air flowing from the compressor outlet 24 towards the combustor 12. A radial inner surface 28 of the transition channel 18 is placed in the direct flow of compressed air as it changes direction after outflow from the compressor outlet 24. In particular, a part 30 of the radial inner surface 28 closer to a combustor 32

på overgangskanalen 18, mer enn tilstrekkelig kjølt. En del 34 på den radiale innerflate 28 nærmere en turbinende 36 blir kjølt mindre sterkt. På den annen side blir en radial ytterflate 38 på overgangskanalen 18 beskyttet fra den direkte strøm av komprimert luft fra kompressorutløpet 24. on the transition channel 18, more than sufficiently cooled. A part 34 on the radial inner surface 28 closer to a turbine end 36 is cooled less strongly. On the other hand, a radial outer surface 38 of the transition channel 18 is protected from the direct flow of compressed air from the compressor outlet 24.

En del 40 av den 'radiale ytterflate 38 nærmere forbrennerenden 32 blir kjølt med komprimert luft som strømmer rundt omkretsen av overgangskanalen 18 på veien mot forbrenneren 12. Slik kjøling er vesentlig mindre effektiv enn ved den radiale innerflate 28. En del 42 av den radiale ytterflate 38 nærmere turbinenenden 36 blir dårligst kjølt siden meget lite komprimert luft sirkulerer forbi denne. Således har kjøleeffektiviteten på overkanalen 18 en tilbøylighet til å minske fra forbrennerenden 32 til turbinenden 36. Kjøleproblemet på delen 42 er dessuten komplisert ved at den varme gass som strømmer inn i overgangskanalen 18 brått vendes om i dette området. Således vil konvektiv varmeoverføring av meget høy effektivitet fra den varme gassen, virke på del 42. Følgelig vil del 42 bli den varmeste del på overgangskanalen 18 og vil effektivt begrense temperaturen av den varme gassen som kan komme dit fra forbrenneren 12. For dessuten å begrense maksimum gasstemperatur, kan den resulterende ujevne temperatur på overgangskanalen 18 frembringe brysomme termiske ekspansjonsmønstre og muligens forårsake tidlige feil på overgangskanalen 18. A portion 40 of the radial outer surface 38 closer to the combustor end 32 is cooled with compressed air flowing around the circumference of the transition channel 18 on its way to the combustor 12. Such cooling is substantially less effective than at the radial inner surface 28. A portion 42 of the radial outer surface 38 closer to the turbine end 36 is the worst cooled since very little compressed air circulates past it. Thus, the cooling efficiency of the upper channel 18 has a tendency to decrease from the combustor end 32 to the turbine end 36. The cooling problem on the part 42 is also complicated by the fact that the hot gas flowing into the transition channel 18 is suddenly reversed in this area. Thus, convective heat transfer of very high efficiency from the hot gas will act on part 42. Consequently, part 42 will become the hottest part of the transition channel 18 and will effectively limit the temperature of the hot gas that can get there from the combustor 12. In addition, to limit maximum gas temperature, the resulting non-uniform temperature of the transition duct 18 can produce troublesome thermal expansion patterns and possibly cause premature failure of the transition duct 18.

Hvis en temperaturvariasjon er akseptabel på overgangskanalen 18, er ovennevnte temperaturmønster nøyaktig motsatt det ønskete mønster. Det vil si at delene 34 og 42 nær turbinenden 36 på overgangskanalen 18 er mindre robust enn delene 30 og 40 nær forbrennerenden 32 og er således mindre i stand til å motstå høyere temperaturer. Minste del av denne reduksjon av robusthet kommer fra forbindelsen av en bakre støtte 44 til delen 42. Ideelt burde temperaturene på delene 30 og 40 være omtrent like og kan tillates å øke vesentlig høyere temperaturene på delene 34 og 42. Temperaturene på delene 34 og 42 bør være omtrent like. If a temperature variation is acceptable on the transition channel 18, the above temperature pattern is exactly the opposite of the desired pattern. That is, the parts 34 and 42 near the turbine end 36 of the transition channel 18 are less robust than the parts 30 and 40 near the combustor end 32 and are thus less able to withstand higher temperatures. The smallest part of this reduction in robustness comes from the connection of a rear support 44 to the part 42. Ideally, the temperatures of the parts 30 and 40 should be about the same and can be allowed to increase significantly higher than the temperatures of the parts 34 and 42. The temperatures of the parts 34 and 42 should be roughly equal.

Før den støtvise kjøleteknikk ifølge oppfinnelsen blir omtalt, vil det først bli en kort diskusjon for å hjelpe til å forstå fremleggelsen. Before the shock cooling technique according to the invention is discussed, there will first be a brief discussion to help understand the presentation.

Med henvisning nå til figur 2 er det vist en plate 46 hvor overflaten skal kjøles ved hjelp av støtvis kjøling. En støtplate 48 anordnet i avstand fra overflaten av platen 46 er gjennomhullet av flere huller 50, 52 og 54. En lukket ende 56 som overbygger platen 46 og støtplaten 48 danner et kammer 58. Et utløp 60 i kammeret 58 er den eneste åpning hvor all luft som føres inn gjennom hullene 50, 52 og 54 må strømme ut av. With reference now to Figure 2, a plate 46 is shown where the surface is to be cooled by means of shock cooling. A shock plate 48 arranged at a distance from the surface of the plate 46 is pierced by several holes 50, 52 and 54. A closed end 56 which overlies the plate 46 and the shock plate 48 forms a chamber 58. An outlet 60 in the chamber 58 is the only opening through which all air which is introduced through the holes 50, 52 and 54 must flow out of.

Det vil fremgå at et trykkfall over støtplaten 48 er effektivt for å frembringe luftstråler som strømmer gjennom hullene 50, 52 og 54. Hull 50 som er nærmest til den lukkete ende 56 danner en støtstråle som støter mot platen 46. Etter støt på platen 46 må luften fra hullet 50 strømme mot utgangen 60 som vist ved en luftstrøms pil 62. Luft i støtstrålen dannet ved hullet 52, hvis strøm er vist ved en luftstrømspil 64, må gjennomtrenge tverrstrømmen som dannes av luft innblåst av hull 50. Hvis man forutsetter at luftmengden innblåst i kammer 58 av huller 50 og 52 er like, vil mengde luft dannet i den kombinerte luftstrøm fra hullene 50 og 52 være dobbelt så stor som mengden fra bare hullet 50. Følgelig er den kombinerte luftstrøm nedstrøms fra hullet 52 dobbelt så stort som mengdene, og dobbelt så stor som hastigheten av tverr strømningsluften ved luft-strømspil 62 ved hullet 52. Denne kombinerte mengde danner krysstrøm gjennom hvilket hullet 54 må rette sin stråle mot platen 46. All luften som passerer nedstrøms fra hullet 54 har tre ganger hastigheten til den som passerer oppstrøms fra hullet 52. Ettersom tverr strømshastigheten øker med økende nedstrøms avstand, vil støtstrålenes evne til å nå, og effektivt å kjøle overflaten av platen46 minske. It will be seen that a pressure drop across the shock plate 48 is effective in producing jets of air which flow through the holes 50, 52 and 54. Hole 50 which is closest to the closed end 56 forms a shock jet which impinges on the plate 46. After impact on the plate 46 must the air from the hole 50 flows towards the exit 60 as shown by an air flow arrow 62. Air in the shock jet formed at the hole 52, whose flow is shown by an air flow arrow 64, must penetrate the cross flow formed by air blown in by hole 50. If one assumes that the amount of air blown into chamber 58 by holes 50 and 52 are equal, the amount of air formed in the combined air flow from holes 50 and 52 will be twice the amount from only hole 50. Consequently, the combined air flow downstream from hole 52 is twice the amounts , and twice as great as the speed of the cross-flow air at the air-flow arrow 62 at the hole 52. This combined quantity forms cross-flow through which the hole 54 must direct its jet towards the plate 46. All air the jet passing downstream from hole 54 has three times the speed of that passing upstream from hole 52. As the cross-flow velocity increases with increasing downstream distance, the ability of the shock jets to reach and effectively cool the surface of plate 46 will decrease.

Utførelsen av oppfinnelsen vist i figur 3A som det nå vil bli referert til, muliggjør tilpasning av kjølingen for å få frem ønsket temperaturmønster på overgangskanalen 18. En støtplate 66 som omgir og er i avstand fra overgangskanalen 18 danner et strømningsrom. 68 som er i det vesentlige tett ved turbinenden 36 og er åpen ved forbrennerenden 32. Støtplaten 66 er gjennomhullet av et stort.antall åpninger 70 for å føre flere støtstråler som støter mot overgangskanalen 18. Siden all støtluft må strømme mot utløpet 72 ved forbrennerenden 32, som forklart tidligere, må dens massestrøm øke systematisk mot utløpet 72. The embodiment of the invention shown in Figure 3A which will now be referred to, enables adaptation of the cooling to bring about the desired temperature pattern on the transition channel 18. A shock plate 66 which surrounds and is at a distance from the transition channel 18 forms a flow space. 68 which is essentially closed at the turbine end 36 and is open at the combustor end 32. The impact plate 66 is pierced by a large number of openings 70 to guide several impact jets that impinge on the transition channel 18. Since all impact air must flow towards the outlet 72 at the combustor end 32 , as explained earlier, its mass flow must increase systematically towards the outlet 72.

Det er viktig å begrense det totale trykkfall over støtplaten, eller forskjellen mellom trykket i plenum 22 (kompressorens tømmetrykk) og ved utløpet 32 fra strømrom-met 68. For eksempel kan det være ønskelig å begrense dette trykkfallet til mindre enn to prosent av kompressorens tømmetrykk. Som forklart tidligere kommer det totale trykkfall gjennom støtplaten 66 fra oppsamling av trykkfall over åpningene 70 og trykket som kreves for å akselerere den forbrukte støtluft opp mot tverrstrømningshastigheten i strømningsrommet 68. It is important to limit the total pressure drop across the impact plate, or the difference between the pressure in the plenum 22 (the compressor's discharge pressure) and at the outlet 32 from the flow chamber 68. For example, it may be desirable to limit this pressure drop to less than two percent of the compressor's discharge pressure . As explained earlier, the total pressure drop through the impact plate 66 comes from the accumulation of pressure drop across the openings 70 and the pressure required to accelerate the consumed impact air up to the cross-flow velocity in the flow space 68.

Som kjent varierer hastigheten av en gass som strømmer inn i en lukket kanal omvendt med tverrsnittsare-alet av kanalen. Det vil fremgå at høyden på strømningsrom-met 68 øker fra turbinenden 36 til forbrennerenden 32. Dette kan føre til reduksjon av luftstrømshastigheten nær utløpet 72 sammenliknet med hastigheten av luften som ville oppnåes hvis en mindre høyde av strømningsrommet 68 fortsatte gjennom hele lengden. Således kan man dra fordel av en liten høyde på strømningsrommet 68 nær turbinenden 36 hvor tverr strømningsmassens strømningshastighet er liten, mens hastigheten av tverrstrømmen nær utløpet 72 fremdeles begrenses. As is known, the velocity of a gas flowing into a closed channel varies inversely with the cross-sectional area of the channel. It will be seen that the height of the flow chamber 68 increases from the turbine end 36 to the combustor end 32. This can lead to a reduction in the air flow velocity near the outlet 72 compared to the velocity of the air that would be achieved if a smaller height of the flow chamber 68 continued throughout its length. Thus, one can take advantage of a small height of the flow space 68 near the turbine end 36 where the flow velocity of the transverse flow mass is small, while the velocity of the transverse flow near the outlet 72 is still limited.

Når avstanden mellom støtplaten 66 og overgangskanalen 18 er større, vil en større massestrømshastighet kreves fra en støtstråle for at den kan støte mot overgangskanalen 18 med den tilstrekkelige hastighet for å oppnå tilstrekkelig kjøling. En øket massestrømshastighet kan oppnåes uten å øke trykkfallet over støtplaten 66 ved å gjøre åpningene 70 større nær utløpet 72 enn nær turbinenden 36. Den totale luftstrømstetthet frembrakt av rekken med større åpninger 70 kan gjøres større enn, likt med eller mindre enn den totale luf tstrømstetthet i den rekken av området som har mindre åpninger 70, ved å variere mellomrommet mellom båndene av åpningene 70, og ved å variere mellommrommet mellom åpningene 70 i ett bånd. Alle disse variabler er vist i figur 3. Det vil si at åpningene 70 i det første bånd med åpninger rundt støtplaten 66 nærliggende turbinenden 36, er vist tettere anordnet enn de i det siste bånd av åpningen 70 nærliggende utløpet 72. Også mellamrommet mellom de første to bånd med åpninger ved turbinenden 36 er mye mindre enn mellomrommet mellom de siste to bånd med åpninger nærliggende utløpet 72. When the distance between the impact plate 66 and the transition channel 18 is greater, a greater mass flow rate will be required from an impact jet in order for it to impact the transition channel 18 with the sufficient speed to achieve sufficient cooling. An increased mass flow rate can be achieved without increasing the pressure drop across the baffle 66 by making the openings 70 larger near the outlet 72 than near the turbine end 36. The total air flow density produced by the row of larger openings 70 can be made greater than, equal to or less than the total air flow density in the row of the area that has smaller openings 70, by varying the space between the bands of the openings 70, and by varying the space between the openings 70 in one band. All these variables are shown in Figure 3. That is, the openings 70 in the first band of openings around the impact plate 66 near the turbine end 36 are shown to be more closely arranged than those in the last band of openings 70 near the outlet 72. Also the space between the first two bands with openings at the turbine end 36 is much smaller than the space between the last two bands with openings near the outlet 72.

Systematisk variasjon av hull mot hull og bånd mot bånd mellomrom kan sees i mellomliggende punkter. Systematic variation of hole to hole and band to band spacing can be seen in intermediate points.

Fleksibiliteten av den overflatekjøling som tilbys av en av de ovenfornevnte variabler, tillater tilpasning av kjølingen til behovet i hvert enkelt tilfelle. Når variab-lene blir kontrollert i par, eller sammen, blir vesentlig fullstendig kontroll av støtvis kjøling av overgangskanal 18 oppnådd ved et akseptabelt lavt trykkfall over støtpla-ten 66. The flexibility of the surface cooling offered by one of the above-mentioned variables allows adaptation of the cooling to the need in each individual case. When the variables are controlled in pairs, or together, substantially complete control of impact cooling of transition channel 18 is achieved at an acceptably low pressure drop across impact plate 66.

Med videre referanse til figur 3A, tillater åpninger 70' i strømrøret 26 at del av forbrennings luf tstrøm-men som ikke passerer gjennom støtplaten 66 kombineres med støtluftstrømmen som tidligere er brukt for å sette igang forbrenning. Antallet, størrelsen og fordeling av åpninger 70' er utvalgt for å få frem den ønskete luftstrøm og det totale trykkfall for støtplaten. En pakning 73 mellom strømrøret 26 og støtplaten 66 tillater betydelig forskyvninger mellom dem, men hindrer samtidig luftstrøm fra å komme inn ved deres sammenkoplingssted. En slik inntreden ville forrykke balansen av luftstrømsfordelingen mellom dem. Det vil fremgå at på grunn av at luftstrømmen gjennom åpningene 70' er loddrett på den støtvise luft-strøm, vil det være nødvendig med et ekstra trykkfall for å akselerere denne luftstrøm opp mot den nye tverrstrømnings-hastighet basert på summen av den støtvise luftstrøm, luft-strømmen gjennom hver rad av åpninger 70<*>og det runde strømningsområdet mellom strømrøret 26 og forbrenner 12. With further reference to Figure 3A, openings 70' in the flow tube 26 allow a portion of the combustion air flow that does not pass through the baffle plate 66 to be combined with the shock air flow previously used to initiate combustion. The number, size and distribution of openings 70' have been selected to achieve the desired air flow and the total pressure drop for the impact plate. A gasket 73 between the flow pipe 26 and the impact plate 66 allows considerable displacements between them, but at the same time prevents air flow from entering at their junction. Such an entry would upset the balance of the air flow distribution between them. It will be seen that because the air flow through the openings 70' is perpendicular to the gust air flow, an additional pressure drop will be required to accelerate this air flow up to the new cross flow speed based on the sum of the gust air flow, the air flow through each row of openings 70<*>and the round flow area between the flow tube 26 and combustor 12.

En alternativ utførelse av oppfinnelsen vist i figur 3B er helt lik den som er vist i figur 3A. Hovedfor-skjellen er ved utformingen av strømrøret 26 og forbindelsen mellom utløpsenden 32 av støtplaten 66 og den utvidete inngangsdel 74 av strømrøret 26. Et forstørret riss av denne forbindelse er vist i figur 4 hvor utløpet 72 er omgitt av en utvidet inngangsdel 74 av strømrørets 26, som danner en ringformet strømpassasje 78. Den ringformete strømpassasje 78 er istedenfor åpninger 70' (figur 3A) og An alternative embodiment of the invention shown in figure 3B is completely similar to that shown in figure 3A. The main difference is in the design of the flow pipe 26 and the connection between the outlet end 32 of the impact plate 66 and the extended inlet part 74 of the flow pipe 26. An enlarged view of this connection is shown in figure 4 where the outlet 72 is surrounded by an extended inlet part 74 of the flow pipe 26 , which forms an annular current passage 78. The annular current passage 78 is instead of openings 70' (Figure 3A) and

.har et område som er beregnet til å tillate den nødvendige luftstrøm å passere mens den skaper det nødven-dige totale trykkfall for støtplaten 66. På grunn av at trykkfallet fra overtrykksrommet 22 til utløpet av den ringformete .has an area which is calculated to allow the necessary air flow to pass while creating the necessary total pressure drop for the impact plate 66. Due to the fact that the pressure drop from the overpressure chamber 22 to the outlet of the annular

strømpassasje 78 er lik det totale trykkfall over støtpla-ten 66, blir luftstrømshastigheten ut fra den ringformete strømpassasje 78 betydelig høyere enn hastigheten ved utløpet 72. Ettersom disse to strømmer løper sammen inn i strømrøret 26, oppstår det en gunstig hastighetsoverføring for støtplatens strøm som derved skaper et lavtrykksområde i nærheten av utløpet 72 som således tjener til å rense brukt støtvis kjøleluft fra strømningsrommet 68. Nettovirk^flow passage 78 is equal to the total pressure drop across the impact plate 66, the air flow velocity out of the annular flow passage 78 is significantly higher than the velocity at the outlet 72. As these two flows run together into the flow pipe 26, a favorable speed transfer occurs for the impact plate flow which thereby creates a low-pressure area in the vicinity of the outlet 72 which thus serves to clean used shock cooling air from the flow space 68. Net effect

ningen av denne renseoperasjonen er å redusere det totale trykkfall mellom overtrykksrommet 2 2 og det innvendige av strømrøret 26, sammenliknet med det som oppnåes i utførelsen vist i figur 3A for det samme totale trykkfall gjennom støtplaten 66. Denne utførelse krever nøyaktig kontroll av størrelsen på den ringformete strømpassasje 78 for å oppnå jevn strømfordeling og trykkfall mellom ti eller flere forbrennere som virker i parallell, slik som tilfelle er ved The purpose of this cleaning operation is to reduce the total pressure drop between the overpressure chamber 22 and the inside of the flow pipe 26, compared to that achieved in the embodiment shown in Figure 3A for the same total pressure drop through the impact plate 66. This embodiment requires precise control of the size of the annular flow passage 78 to achieve even flow distribution and pressure drop between ten or more combustors operating in parallel, as is the case with

konvensjonelle eller avanserte gassturbinmotorer for stor belastning. conventional or advanced gas turbine engines for heavy loads.

Med referanse nå til figur 5, omfatter den bakre støtte 44 en generell sirkulær vegg 80 sveiset vesentlig rundt hele kanten til overgangskanalen 18 og som strekker seg gjennom en sirkulær åpning 82 i støtplaten 66, og således danner et blindt skålformet rom: 84 som er åpen Referring now to Figure 5, the rear support 44 comprises a general circular wall 80 welded substantially around the entire edge of the transition channel 18 and extending through a circular opening 82 in the impact plate 66, thus forming a blind cup-shaped space: 84 which is open

■not overtrykksrommet 22 ved den øvre ende, men som er i det. vesentlige lukket ved dens nedre ende. En fullstendig redegjørelse av strukturen og funksjonen av den bakre støtte 44 finnes i U.S. patent nr. 4,422,288 hvis redegjørelse er tatt med her av referansehensyn. Det vil fremgå at overgangskanalen 18 er bøyet utover mot det skålformete rom 84 i dette tverrsnitt. Den følgende forklarte teknikk for å frembringe kjøling til den del av overgangskanalen 18 som er omsluttet i den sirkulære vegg 80, gir et utmerket eksempel på ■not the overpressure chamber 22 at the upper end, but which is in it. substantially closed at its lower end. A complete explanation of the structure and function of the rear support 44 is found in U.S. Pat. patent no. 4,422,288, the disclosure of which is included here for reference. It will be seen that the transition channel 18 is bent outwards towards the cup-shaped space 84 in this cross-section. The following explained technique for providing cooling to the portion of the transition channel 18 enclosed in the circular wall 80 provides an excellent example of

kraften og fleksibiliteten for å tilpasse den støtvise kjøling av en overflate, hvor forskjeller i varmebelastning, avstand og lufttverrstrømninger er tatt hensyn til. the power and flexibility to adapt the shock-wise cooling of a surface, where differences in heat load, distance and air crossflows are taken into account.

Et støtinnlegg 86 med en oppadrettet vegg 90 og en plan bunn 92 er tett festet inn i det skålformete hulrom 84 med den plane bunn 92 i avstand fra overflaten av overgangskanalen 18. Den oppadrettete vegg 90 omfatter fortrinnsvis en flens 94 på toppen, for feste til den indre overflate av den sirkulære vegg 80. Flensen 94 er fortrinnsvis festet til den sikulære vegg 80 ved for eksempel sveising. Et ringformet rom 96 mellom den oppadrettete vegg 90 og den sirkulære vegg 80 tillater innlegget 86 og veggen 90 å nå samme temperatur før de er skjøtet ved flensen 94 og således minimere den termiske belastning ved dette punkt. Flere åpninger 98 i den plane bunn 92 tillater trykkluften i overtrykksrommet 22 å danne støtvise stråler for å kjøle en omsluttende overflate 100 på overgangskanalen 18 innenfor den sirkulære vegg 80. A shock insert 86 with an upwardly directed wall 90 and a flat bottom 92 is tightly secured into the bowl-shaped cavity 84 with the flat bottom 92 spaced from the surface of the transition channel 18. The upwardly directed wall 90 preferably includes a flange 94 on top, for attachment to the inner surface of the circular wall 80. The flange 94 is preferably attached to the circular wall 80 by, for example, welding. An annular space 96 between the upright wall 90 and the circular wall 80 allows the insert 86 and the wall 90 to reach the same temperature before they are joined at the flange 94 and thus minimize the thermal stress at this point. A plurality of openings 98 in the planar bottom 92 allow the compressed air in the overpressure chamber 22 to form impinging jets to cool an enclosing surface 100 of the transition channel 18 within the circular wall 80.

Siden den omsluttende overflate 100 er omgitt av den sirkulære vegg 80, må den brukte støtvise luft utløses fra området mellom støtinnlegget 86 og den omsluttende overflate 100 på en annen måte enn den som ble brukt i den støtvise kjøleteknikk som er beskrevet tidligere. Mengden av kjøleluft som behøves for å kjøle den omsluttende overflate 100 er en ubetydelig del av den totale luftfor-skyning. Det er derfor mulig å ventilere den brukte støtvise luft inn i det innvendige av overgangskanalen 18 ved hjelp av sjiktkjølingsåpninger 102 uten å få noen betydelige ulemper ved redusert effektivitet av luftstrøm-mens bruk. Since the enclosing surface 100 is surrounded by the circular wall 80, the spent impingement air must be released from the area between the impingement insert 86 and the enclosing surface 100 in a different manner than that used in the impingement cooling technique described earlier. The amount of cooling air required to cool the enclosing surface 100 is an insignificant part of the total air displacement. It is therefore possible to ventilate the used shock-wise air into the interior of the transition channel 18 by means of layer cooling openings 102 without having any significant disadvantages in terms of reduced efficiency of the air flow's use.

Med referanse nå også til figurene 6 og 7 (filmkjø-lingsåpninger 102 nedenfor den plane bunn 92 i figur 7 er vist som stiplet linje) er sjiktkjølingsåpninger anbrakt i to forskjøvete rekker 104 og 106 nær oppstrømskanten av den plane bunn 92 i forhold til gasstrømmen innenfor overgangskanalen 18. Som best vist i figur 6 skråner sjikbkjølings-åpningene 102 i retning mot gasstrømmen og fremmer derved sjiktkjøling av innerflaten av overgangskanalen 18 ved at luft passerer gjennom denne. Slik sjiktkjøling endrer meget den lokale varmebelastning nedstrøms av sjiktkjølings-åpningene 102. Dessuten krever plassering av sjik .kjølings-åpningene 102 nær gasstrømmens oppstrømskant på den plane bunn 92 at all støtvis kjøleluft som kommer inn gjennom åpningene 98 må strømme mot rekkene 104 og 106 og derved frembringe en sterk tverrstrøm som kan blande seg med den støtvise kjøling ved hjelp av luftstråler, nær rekkene 104 og 106 som beskrevet tidligere. En ytterligere komplikasjon for å frembringe støtvis kjøling av den omsluttende overflate 100, sees ved en sammenlikning av formen på overgangskanalen 18 inn i den omsluttende overflate 100 i de ortogonale tverrsnitt av figurene 5 og 6. Det vil si at mens den omsluttende overflate 100 i tverrsnittet i figur 5 er nærmere den plane bunn 92 ved dens sentrum enn den er ved dens ytterkant, er det omvendte tilfelle i det langsgående tverrsnitt i figur 6. Således er alle tre variabler som kompliserer tilpasning av kjøling av den omsluttende overflate 100 tilstede. Det vil si at den lokale varmebelastning på den omsluttende overflate 100 er endret ved sjiktkjøling og effektiviteten av de støtvise stråler blir påvirket av lufttverrstrømning, og er videre påvirket ved de endrete avstander hvor strålene må trenge gjennom før de støter mot overflaten av den omsluttende overflate 100. With reference now also to figures 6 and 7 (film cooling openings 102 below the flat bottom 92 in figure 7 are shown as dashed lines) layer cooling openings are located in two staggered rows 104 and 106 near the upstream edge of the flat bottom 92 in relation to the gas flow within the transition channel 18. As best shown in Figure 6, the layer cooling openings 102 slope in the direction of the gas flow and thereby promote layer cooling of the inner surface of the transition channel 18 by air passing through it. Such stratified cooling greatly changes the local heat load downstream of the stratified cooling openings 102. Moreover, placing the stratified cooling openings 102 close to the upstream edge of the gas flow on the flat bottom 92 requires that all shock cooling air entering through the openings 98 must flow towards the rows 104 and 106 and thereby producing a strong transverse flow which can mix with the shock-like cooling by means of air jets, near the rows 104 and 106 as described earlier. A further complication for producing impact cooling of the enclosing surface 100 is seen by a comparison of the shape of the transition channel 18 into the enclosing surface 100 in the orthogonal cross-sections of figures 5 and 6. That is to say that while the enclosing surface 100 in the cross-section in Figure 5 is closer to the planar bottom 92 at its center than it is at its outer edge, the reverse is the case in the longitudinal cross-section of Figure 6. Thus, all three variables complicating adaptation of cooling of the enclosing surface 100 are present. That is to say, the local heat load on the enclosing surface 100 is changed by layer cooling and the effectiveness of the impinging jets is affected by air crossflow, and is further affected by the changed distances through which the jets must penetrate before they strike the surface of the enclosing surface 100 .

Henvisning er nå gjort spesielt til figur 7. Åpninger 98 er arrangert i ni rekker 108-124 som hver er på tvers av gasstrømbanen. De tre åpninger 98 nærmest sentrum av hver rekke 114, 116 og 118 er av relativt liten diameter. Denne størrelse er av hensyn til to faktorer, 1) området av den omsluttende overflate 100 er sterkt sjiktkjølt ved sjiktkjølingsåpningene 102, og 2) den plane bunn 92 og den omsluttende overflate 100 er anbrakt relativt nær hverandre som det fremgår ved tverrsnittet gjennom rekken 116 i figur 5. De ytre tre åpninger 98 i rekkene 114, 116 og 118 blir gradvis større som svar på den økende avstand som. de støtvise stråler må rettes over (se figur 5). Reference is now made specifically to figure 7. Openings 98 are arranged in nine rows 108-124 which are each across the gas flow path. The three openings 98 nearest the center of each row 114, 116 and 118 are of relatively small diameter. This size is due to two factors, 1) the area of the enclosing surface 100 is strongly stratified cooled by the stratified cooling openings 102, and 2) the flat bottom 92 and the enclosing surface 100 are placed relatively close to each other as can be seen from the cross-section through the row 116 in figure 5. The outer three openings 98 in the rows 114, 116 and 118 become progressively larger in response to the increasing distance which. the shock-like beams must be directed over (see figure 5).

Rekkene 108 og 124 inneholder åpninger 98 av mellomstørrelse og er tettere sammen. Dette som svar på kombinasjonen av den kortere avstand mellom den plane bunn 92 og den omsluttende overflate 100 ved disse plasseringer (se figur 6), og at det ikke er noen oppstrømsstøtvise stråler som frembringer en tverrstrøm som kan forstyrre retningen av kjøleluft på den omsluttende overflate 100. Rekke 110 og 122 inneholder åpninger 98 av større størrelse og i større avstand fra hverandre for å kompensere for nærværet av tverrstrøm fra de oppstrømmende støtstråler såvel som den økete avstand (se figur 6). Rows 108 and 124 contain openings 98 of intermediate size and are closer together. This is in response to the combination of the shorter distance between the flat bottom 92 and the enclosing surface 100 at these locations (see Figure 6), and that there are no upstream impingement jets that produce a cross flow that can disturb the direction of cooling air on the enclosing surface 100. Rows 110 and 122 contain openings 98 of a larger size and at a greater distance from each other to compensate for the presence of crossflow from the upflowing shock jets as well as the increased spacing (see Figure 6).

Fra det foregående er det klart at oppfinnelsen er i stand til å tilpasse kjøling ved støtstråler over et område hvor de tre variabler med varmebelastning, avstand og luftkrysstrøm er tilstede i uavhengige felter over de aktuelle områder. I utførelsen av oppfinnelsen hvor overflateområdet av overgangskanalen 18 er kjølt ved å bruke støtplate 66, er lufttverrstrømshastigheten From the foregoing, it is clear that the invention is capable of adapting cooling by shock jets over an area where the three variables of heat load, distance and air crossflow are present in independent fields over the relevant areas. In the embodiment of the invention where the surface area of the transition channel 18 is cooled by using impact plate 66, the air crossflow velocity is

styrt ved hensiktmessig økning av avstanden mellom overgangskanalen 18 og støtplaten 66 og å kompensere for øket avstand ved å øke diametrene av åpningene 70. controlled by appropriately increasing the distance between the transition channel 18 and the impact plate 66 and to compensate for the increased distance by increasing the diameters of the openings 70.

Avstanden mellom åpningene 70 av større diameter økes for å kontrollere luftmassens strømningstetthet. I utførelsen av oppfinnelsen hvor den omsluttende overflate 100 inn i den bakre støtte 44 blir kjølt, er avstanden generelt fastsatt ved utformingen av overgangskanalen 18. The distance between the openings 70 of larger diameter is increased to control the flow density of the air mass. In the embodiment of the invention where the enclosing surface 100 into the rear support 44 is cooled, the distance is generally determined by the design of the transition channel 18.

De varierende avstander er tilpasset ved passende regulering av diameter og avstand av åpningene 98. Dessuten er problemet med disponering av den tilbrakte støtluft løst ved å bruke den tilbrakte støtluft for sjiktkjøling og ved videre å modifisere diameteren og avstanden av åpningene 9 8 for å kompensere for den resulterende variasjon i varmebelastning over den omsluttende overflate 100. The varying distances are accommodated by suitably adjusting the diameter and spacing of the openings 98. Moreover, the problem of disposal of the spent shock air is solved by using the spent shock air for bed cooling and by further modifying the diameter and spacing of the openings 98 to compensate for the resulting variation in heat load across the enclosing surface 100.

Claims

1. Impact jet cooling device for cooling a surface of a transition channel (18) placed between a combustor (12) and a turbine stage (20) in a gas turbine engine (10), where the transition channel (18) is placed in a compressed air plenum (22), CHARACTERIZED WHEREAS it comprises: - an impact jet sleeve (66) which surrounds each transition channel (18) approximately coinciding with it and with one end (32) close to the combustor (12) and the other end close to the turbine stage (20); a closed end (36) between the impact jet sleeve (66) and the transition channel (18) at the turbine end; the impact spray sleeve (66) is placed at intervals with a radial distance from the transition channel (18) along the axial length of the transition channel (18), the radial distance being greater at the combustor end than at the turbine end; and - a large number of openings (70) formed in the impact jet sleeve (66), where the openings are larger and spaced further apart at the combustor end than at the turbine end.

2. Shock jet cooling device according to claim 1, CHARACTERIZED IN THAT it further comprises - an outlet (72) in a combustor end (32) of the flow volume (68), - a flow sleeve (26) within the compressed air plenum (22) which surrounds the combustor ( 12), - an enlarged inlet part (74) at one end of the flow sleeve (26) which overlaps the outlet (72) and forms an aerodynamic converging shape therebetween, and - a flow of air through the aerodynamic converging shape flowing towards the combustor (12) is operative to reduce a pressure in the outlet (72) below a pressure in the compressed air plenum (22) whereby a pressure drop across the shock jet sleeve (66) forms a shock jet of air from each of the openings (70) directed towards the transition channel (18).

3. Shock jet cooling device according to claim 1, CHARACTERIZED IN THAT it further comprises: - a flow sleeve (26) which surrounds the combustor (12) and roughly coincides with it, - an annular gasket (73) between the flow sleeve (26) and the shock jet sleeve (66), and - a large number of openings (70') formed in the flow sleeve (26) whereby part of the supply of compressed air which does not pass through the shock jet sleeve (66) is carried along with the used shock jet air flow.

4. Shock jet cooling device according to claim 1, CHARACTERIZED IN THAT the transition channel (18) has a rear support (44) with a continuous wall (80) attached to the transition channel (18), and further comprising: - a shock jet insert (86) comprising a wall section ( 90) and a flat bottom (92) closely fitted within the rear supporting continuous wall (80), and with the flat bottom (92) spaced from the transition channel surface (100), - a large number of openings (98) formed in the flat bottom to direct shock jet air towards the transition channel (18) surface, and - a large number of film cooling openings (102) in the transition channel (18), whereby shock jet cooling air is blown out into the hot gas flow.

5. Shock jet cooling device according to claim 4, CHARACTERIZED IN THAT the area of and the space between the openings in the flat bottom (92) is varied in accordance with the distance between the flat bottom and the surface of the transition channel (18).