RU2007145373A - Направляющая лопатка с тандемными аэродинамическими профилями, газотурбинный двигатель, содержащий такую лопатку, и способ впрыска газообразного топлива для сжигания в газотурбинном двигателе - Google Patents

Направляющая лопатка с тандемными аэродинамическими профилями, газотурбинный двигатель, содержащий такую лопатку, и способ впрыска газообразного топлива для сжигания в газотурбинном двигателе Download PDF

Info

Publication number
RU2007145373A
RU2007145373A RU2007145373/06A RU2007145373A RU2007145373A RU 2007145373 A RU2007145373 A RU 2007145373A RU 2007145373/06 A RU2007145373/06 A RU 2007145373/06A RU 2007145373 A RU2007145373 A RU 2007145373A RU 2007145373 A RU2007145373 A RU 2007145373A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
guide vane
fuel
turbine engine
aerodynamic profile
gas turbine
Prior art date
Application number
RU2007145373/06A
Other languages
English (en)
Inventor
Рональд Скотт БАНКЕР (US)
Рональд Скотт БАНКЕР
Андрей Тристан ИВУЛЕТ (US)
Андрей Тристан ИВУЛЕТ
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани (US)
Дженерал Электрик Компани
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Дженерал Электрик Компани (US), Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани (US)
Publication of RU2007145373A publication Critical patent/RU2007145373A/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/146—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of blades with tandem configuration, split blades or slotted blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
    • F23R3/20—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants incorporating fuel injection means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C2900/00—Special features of, or arrangements for combustion apparatus using fluid fuels or solid fuels suspended in air; Combustion processes therefor
    • F23C2900/07001—Air swirling vanes incorporating fuel injectors
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

1. Направляющая лопатка (12) с тандемными аэродинамическими профилями, содержащая ! первый фланец (26), выполненный с возможностью соединения с корпусом (18) газотурбинного двигателя; ! второй фланец (28), выполненный с возможностью соединения с корпусом и расположенный на расстоянии от первого фланца в радиальном направлении газотурбинного двигателя; ! первый аэродинамический профиль (22), расположенный между первым и вторым фланцами и соединенный с ними, при этом первый аэродинамический профиль включает в себя первую переднюю часть и первую заднюю часть; и ! второй аэродинамический профиль (24), имеющий вторую переднюю часть, вторую заднюю часть и полую часть, при этом второй аэродинамический профиль расположен между первым и вторым фланцами и соединен с ними с образованием зазора (34), проходящего радиально между первой задней частью первого аэродинамического профиля и второй передней частью второго аэродинамического профиля, при этом полая часть соединена по потоку с зазором для обеспечения прохождения газообразного топлива (36) из полой части через зазор в текучую среду, проходящую над направляющей лопаткой. ! 2. Направляющая лопатка по п.1, в которой вторая передняя часть содержит, по меньшей мере, один профиль (38), выполненный с возможностью отклонения подаваемого топлива через зазор в направлении сторон (44 и 46) сжатия и всасывания второго аэродинамического профиля с образованием пограничного слоя смеси топлива и воздуха за счет эффекта Коанда. ! 3. Направляющая лопатка по п.1, представляющая собой входную направляющую лопатку, причем первый аэродинамический профиль является неохлаждаемым, а газотурбинный двигател

Claims (9)

1. Направляющая лопатка (12) с тандемными аэродинамическими профилями, содержащая
первый фланец (26), выполненный с возможностью соединения с корпусом (18) газотурбинного двигателя;
второй фланец (28), выполненный с возможностью соединения с корпусом и расположенный на расстоянии от первого фланца в радиальном направлении газотурбинного двигателя;
первый аэродинамический профиль (22), расположенный между первым и вторым фланцами и соединенный с ними, при этом первый аэродинамический профиль включает в себя первую переднюю часть и первую заднюю часть; и
второй аэродинамический профиль (24), имеющий вторую переднюю часть, вторую заднюю часть и полую часть, при этом второй аэродинамический профиль расположен между первым и вторым фланцами и соединен с ними с образованием зазора (34), проходящего радиально между первой задней частью первого аэродинамического профиля и второй передней частью второго аэродинамического профиля, при этом полая часть соединена по потоку с зазором для обеспечения прохождения газообразного топлива (36) из полой части через зазор в текучую среду, проходящую над направляющей лопаткой.
2. Направляющая лопатка по п.1, в которой вторая передняя часть содержит, по меньшей мере, один профиль (38), выполненный с возможностью отклонения подаваемого топлива через зазор в направлении сторон (44 и 46) сжатия и всасывания второго аэродинамического профиля с образованием пограничного слоя смеси топлива и воздуха за счет эффекта Коанда.
3. Направляющая лопатка по п.1, представляющая собой входную направляющую лопатку, причем первый аэродинамический профиль является неохлаждаемым, а газотурбинный двигатель является двигателем без камеры сгорания.
4. Направляющая лопатка по п.1, в которой полая часть является первой полой частью, первый аэродинамический профиль содержит вторую полую часть, и топливо предварительно нагревается посредством прохождения через вторую полую часть перед прохождением через первую полую часть.
5. Направляющая лопатка по п.2, в которой вторая передняя часть содержит, по меньшей мере, одну щель, выполненную с возможностью подачи топлива из полой части к профилю, и первая передняя часть содержит множество отверстий для впрыска топлива и/или воздуха.
6. Направляющая лопатка по п.2, дополнительно содержащая, по меньшей мере, одну щель для впрыска топлива, имеющую поверхность Коанда, при этом, по меньшей мере, одна щель для впрыска топлива расположена в первом фланце и/или втором фланце.
7. Направляющая лопатка по п.6, в которой, по меньшей мере, одна щель для впрыска топлива расположена как на первом, так и на втором фланцах с образованием непрерывного прохода для впрыска топлива с зазором между первым и вторым аэродинамическим профилями.
8. Газотурбинный двигатель, содержащий направляющую лопатку по любому из пп.1-7.
9. Способ впрыска газообразного топлива (36) для сжигания в газотурбинном двигателе, при котором
впрыскивают газообразное топливо через зазор (34), образованный между задней частью первого аэродинамического профиля (22) и передней частью второго аэродинамического профиля (24), расположенных в тандеме между первым фланцем (26) и вторым фланцем (28) направляющей лопатки (12), соединенными с корпусом (18) газотурбинного двигателя, и
отклоняют впрыскиваемое топливо к сторонам (44 и 46) всасывания и сжатия второго аэродинамического профиля с помощью поверхностного профиля (38) передней части второго аэродинамического профиля за счет эффекта Коанда с образованием пограничного слоя (52) смеси топлива и воздуха вдоль сторон всасывания и сжатия.
RU2007145373/06A 2006-12-07 2007-12-06 Направляющая лопатка с тандемными аэродинамическими профилями, газотурбинный двигатель, содержащий такую лопатку, и способ впрыска газообразного топлива для сжигания в газотурбинном двигателе RU2007145373A (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/567,796 2006-12-07
US11/567,796 US20080134685A1 (en) 2006-12-07 2006-12-07 Gas turbine guide vanes with tandem airfoils and fuel injection and method of use

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2007145373A true RU2007145373A (ru) 2009-06-20

Family

ID=39144426

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007145373/06A RU2007145373A (ru) 2006-12-07 2007-12-06 Направляющая лопатка с тандемными аэродинамическими профилями, газотурбинный двигатель, содержащий такую лопатку, и способ впрыска газообразного топлива для сжигания в газотурбинном двигателе

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20080134685A1 (ru)
EP (1) EP1933007A3 (ru)
JP (1) JP2008144763A (ru)
CN (1) CN101196125A (ru)
RU (1) RU2007145373A (ru)

Families Citing this family (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8266911B2 (en) * 2005-11-14 2012-09-18 General Electric Company Premixing device for low emission combustion process
US8291705B2 (en) * 2008-08-13 2012-10-23 General Electric Company Ultra low injection angle fuel holes in a combustor fuel nozzle
US20110023494A1 (en) 2009-07-28 2011-02-03 General Electric Company Gas turbine burner
US8763400B2 (en) * 2009-08-04 2014-07-01 General Electric Company Aerodynamic pylon fuel injector system for combustors
US9156086B2 (en) 2010-06-07 2015-10-13 Siemens Energy, Inc. Multi-component assembly casting
US8322141B2 (en) * 2011-01-14 2012-12-04 General Electric Company Power generation system including afirst turbine stage structurally incorporating a combustor
US8899494B2 (en) 2011-03-31 2014-12-02 General Electric Company Bi-directional fuel injection method
US8938978B2 (en) 2011-05-03 2015-01-27 General Electric Company Gas turbine engine combustor with lobed, three dimensional contouring
US20130089431A1 (en) * 2011-10-07 2013-04-11 General Electric Company Airfoil for turbine system
US9284231B2 (en) 2011-12-16 2016-03-15 General Electric Company Hydrocarbon film protected refractory carbide components and use
US10145253B2 (en) * 2012-04-05 2018-12-04 Safran Aircraft Engines Stator vane formed by a set of vane parts
US9040138B2 (en) * 2013-04-29 2015-05-26 General Electric Company Composite article including composite to metal interlock and method of fabrication
US9488191B2 (en) 2013-10-30 2016-11-08 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine diffuser strut including coanda flow injection
US20150192105A1 (en) * 2014-01-09 2015-07-09 Hing Kwok Dennis Chu Rotors for extracting energy from wind and hydrokinetic sources
DE102014204346A1 (de) 2014-03-10 2015-09-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zur Herstellung eines doppelreihigen Schaufelrads für eine Strömungsmaschine und doppelreihiges Schaufelrad
DE102014205235A1 (de) 2014-03-20 2015-09-24 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schaufelreihengruppe
DE102014205226A1 (de) 2014-03-20 2015-09-24 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schaufelreihengruppe
US20160069261A1 (en) * 2014-09-05 2016-03-10 -Ing. Meinhard Taher Schobeiri Ultra-High Efficiency Gas Turbine (UHEGT) with Stator Internal Combustion
US10107498B2 (en) 2014-12-11 2018-10-23 General Electric Company Injection systems for fuel and gas
US10094569B2 (en) * 2014-12-11 2018-10-09 General Electric Company Injecting apparatus with reheat combustor and turbomachine
US10094571B2 (en) 2014-12-11 2018-10-09 General Electric Company Injector apparatus with reheat combustor and turbomachine
US10094570B2 (en) * 2014-12-11 2018-10-09 General Electric Company Injector apparatus and reheat combustor
US10451084B2 (en) 2015-11-16 2019-10-22 General Electric Company Gas turbine engine with vane having a cooling inlet
US10107104B2 (en) 2016-01-29 2018-10-23 Rolls-Royce Corporation Airfoils for reducing secondary flow losses in gas turbine engines
DE102016113568A1 (de) 2016-07-22 2018-01-25 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zum Herstellen eines Tandem-Leitschaufelsegments
US10577942B2 (en) 2016-11-17 2020-03-03 General Electric Company Double impingement slot cap assembly
US20190024513A1 (en) * 2017-07-19 2019-01-24 General Electric Company Shield for a turbine engine airfoil
KR102142140B1 (ko) 2018-09-17 2020-08-06 두산중공업 주식회사 연료 노즐, 이를 포함하는 연소기 및 가스 터빈
GB201818347D0 (en) * 2018-11-12 2018-12-26 Rolls Royce Plc Rotor blade arrangement
US10907497B2 (en) * 2018-12-13 2021-02-02 Transportation Ip Holdings, Llc Method and systems for a variable geometry turbocharger for an engine
US11209223B2 (en) * 2019-09-06 2021-12-28 Hamilton Sundstrand Corporation Heat exchanger vane with partial height airflow modifier
CN113482800B (zh) * 2021-07-19 2022-03-11 西安航天动力试验技术研究所 一种基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板及其使用方法
CN115164235B (zh) * 2022-07-25 2023-08-25 西北工业大学 一种利用爆震波径向膨胀的旋转爆震燃烧室
US11971170B1 (en) * 2022-12-30 2024-04-30 Ge Infrastructure Technology Llc System and method having flame stabilizers for isothermal expansion in turbine stage of gas turbine engine

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2780915A (en) * 1951-12-05 1957-02-12 Solar Aircraft Co Fuel distribution system for jet engine and afterburner
US3747345A (en) * 1972-07-24 1973-07-24 United Aircraft Corp Shortened afterburner construction for turbine engine
DE2255306C3 (de) * 1972-11-11 1975-06-12 Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen Aerodynamische Flammenhalterung für luftatmende Strahltriebwerke
CA1038298A (en) * 1975-10-14 1978-09-12 John Korta Adjustable vane assembly for a gas turbine
US4099245A (en) * 1977-05-05 1978-07-04 Lockheed Electronics Co., Inc. Transducer signalling apparatus
FR2404111A1 (fr) * 1977-09-27 1979-04-20 Snecma Dispositif de distribution de carburant
US4565490A (en) * 1981-06-17 1986-01-21 Rice Ivan G Integrated gas/steam nozzle
GB2163218B (en) * 1981-07-07 1986-07-16 Rolls Royce Cooled vane or blade for a gas turbine engine
US4565495A (en) * 1983-08-11 1986-01-21 Electric Power Research Institute, Inc. Armoring system for an airfoil centrifugal fan
US4887425A (en) * 1988-03-18 1989-12-19 General Electric Company Fuel spraybar
GB2218746B (en) * 1988-05-17 1992-06-17 Rolls Royce Plc A nozzle guide vane for a gas turbine engine
US5052176A (en) * 1988-09-28 1991-10-01 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation Combination turbojet-ramjet-rocket propulsion system
US5647215A (en) * 1995-11-07 1997-07-15 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine combustor with turbulence enhanced mixing fuel injectors
US6099245A (en) * 1998-10-30 2000-08-08 General Electric Company Tandem airfoils
US6619026B2 (en) * 2001-08-27 2003-09-16 Siemens Westinghouse Power Corporation Reheat combustor for gas combustion turbine
US6955522B2 (en) * 2003-04-07 2005-10-18 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling an airfoil
PL1651841T3 (pl) * 2003-07-04 2008-01-31 Siemens Ag Chłodzony w systemie otwartym element dla turbiny gazowej, komora spalania i turbina gazowa
US7490471B2 (en) * 2005-12-08 2009-02-17 General Electric Company Swirler assembly
US7908864B2 (en) * 2006-10-06 2011-03-22 General Electric Company Combustor nozzle for a fuel-flexible combustion system

Also Published As

Publication number Publication date
US20080134685A1 (en) 2008-06-12
EP1933007A3 (en) 2010-04-14
CN101196125A (zh) 2008-06-11
JP2008144763A (ja) 2008-06-26
EP1933007A2 (en) 2008-06-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2007145373A (ru) Направляющая лопатка с тандемными аэродинамическими профилями, газотурбинный двигатель, содержащий такую лопатку, и способ впрыска газообразного топлива для сжигания в газотурбинном двигателе
US9599411B2 (en) Double-jet type film cooling structure
AU2009201420B8 (en) Venturi cooling system
WO2010019177A3 (en) Transition with a linear flow path with exhaust mouths for use in a gas turbine engine
RU2008152801A (ru) Горелка
WO2010019174A3 (en) Canted outlet for transition in a gas turbine engine
CN104061599A (zh) 用于向燃烧器提供燃料的系统
RU2008136860A (ru) Горелка газовой турбины и способ смешивания топлива и воздуха в зоне закручивания горелки газовой турбины
FR2968064A1 (fr) Premelangeur pour systeme de combustion
KR20070116553A (ko) 2차 연소 시스템 및 질소산화물 배기 감소 방법
WO2010019175A3 (en) Transition duct for gas turbine combustor with inlet and outlet circumferentially offset
US10619855B2 (en) Fuel delivery system with a cavity coupled fuel injector
CN203517805U (zh) 一种燃气轮机燃烧室防回火型喷嘴连接段组件
CN107917442B (zh) 用于燃气涡轮的双燃料同心喷嘴
CN102588975A (zh) 用于增强喷嘴中的流动的系统和方法
RU2667849C2 (ru) Камера сгорания газотурбинного двигателя, оснащенная средствами отклонения воздуха для уменьшения следа, создаваемого свечой зажигания
US10094289B2 (en) Cavity swirl fuel injector for an augmentor section of a gas turbine engine
CN102721084B (zh) 燃烧器联焰管
SE0402951D0 (sv) Utloppsmunstycke till en jetmotor och förfarande för styrning av ett gasflöde från jetmotorn
JP6924113B2 (ja) タービンエンジン用燃料供給システムおよびそれを組み立てる方法
CN101650032A (zh) 燃烧器燃料喷嘴中的超低喷射角燃料孔
JP2008232091A (ja) 過給器付内燃機関の排気還流装置
RU2596896C1 (ru) Двухконтурный газотурбинный двигатель
CN205260112U (zh) 排气流道、用于内燃机的排气组件及动力源
RU2013140422A (ru) Устройство впрыска для камеры сгорания турбомашины

Legal Events

Date Code Title Description
FA92 Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted)

Effective date: 20120312