RU2011142145A - Система сжигания топлива газотурбинного двигателя - Google Patents
Система сжигания топлива газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2011142145A RU2011142145A RU2011142145/06A RU2011142145A RU2011142145A RU 2011142145 A RU2011142145 A RU 2011142145A RU 2011142145/06 A RU2011142145/06 A RU 2011142145/06A RU 2011142145 A RU2011142145 A RU 2011142145A RU 2011142145 A RU2011142145 A RU 2011142145A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion system
- fuel combustion
- resonator
- wall
- cooling fluid
- Prior art date
Links
Classifications
-
- 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
- F23R3/002—Wall structures
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F23M20/00—Details of combustion chambers, not otherwise provided for, e.g. means for storing heat from flames
- F23M20/005—Noise absorbing means
-
- 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
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/00014—Reducing thermo-acoustic vibrations by passive means, e.g. by Helmholtz resonators
-
- 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
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
1. Система сжигания топлива газотурбинного двигателя, содержащая по меньшей мере один резонатор (27), расположенный на стенке (25) системы сжигания топлива, ограничивающей канал течения потока горячих и находящихся под давлением газообразных продуктов сгорания (29), причем объем (31) резонатора ограничен стенками (25, 33, 35, 49), одна из которых (25, 49) примыкает к стенке (25) системы сжигания топлива или образована этой стенкой, при этом резонатор (27) имеет узкое соединительное отверстие в виде узкой соединительной щели (37, 137), открытое в направлении канала течения потока, и по меньшей мере одно отверстие (41, 47, 141, 147, 247) для подачи охлаждающей текучей среды, открытое в направлении источника охлаждающей текучей среды, отличающаяся тем, на пути течения потока расположено только одно отверстие резонатора (27) в виде одной узкой соединительной щели (37, 137).2. Система сжигания топлива по п.1, отличающаяся тем, что по меньшей мере одно отверстие для подачи охлаждающей текучей среды выполнено в виде щели (47, 147, 247).3. Система сжигания топлива по п.2, отличающаяся тем, что единственным отверстием резонатора для подачи охлаждающей текучей среды является только одна щель (47, 147, 247).4. Система сжигания топлива по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что по меньшей мере одно отверстие (41, 47, 141, 147, 247) для подачи охлаждающей текучей среды выполнено в стенке (33) резонатора, расположенной напротив стенки (25, 49) резонатора, в которой выполнена узкая соединительная щель (37, 137).5. Система сжигания топлива по п.4, отличающаяся тем, что по меньшей мере одно отверстие (41, 47, 141, 147, 247) для подачи охлаждающей текучей среды расположено напротив узкой соединительной щели (37, 137).6. �
Claims (16)
1. Система сжигания топлива газотурбинного двигателя, содержащая по меньшей мере один резонатор (27), расположенный на стенке (25) системы сжигания топлива, ограничивающей канал течения потока горячих и находящихся под давлением газообразных продуктов сгорания (29), причем объем (31) резонатора ограничен стенками (25, 33, 35, 49), одна из которых (25, 49) примыкает к стенке (25) системы сжигания топлива или образована этой стенкой, при этом резонатор (27) имеет узкое соединительное отверстие в виде узкой соединительной щели (37, 137), открытое в направлении канала течения потока, и по меньшей мере одно отверстие (41, 47, 141, 147, 247) для подачи охлаждающей текучей среды, открытое в направлении источника охлаждающей текучей среды, отличающаяся тем, на пути течения потока расположено только одно отверстие резонатора (27) в виде одной узкой соединительной щели (37, 137).
2. Система сжигания топлива по п.1, отличающаяся тем, что по меньшей мере одно отверстие для подачи охлаждающей текучей среды выполнено в виде щели (47, 147, 247).
3. Система сжигания топлива по п.2, отличающаяся тем, что единственным отверстием резонатора для подачи охлаждающей текучей среды является только одна щель (47, 147, 247).
4. Система сжигания топлива по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что по меньшей мере одно отверстие (41, 47, 141, 147, 247) для подачи охлаждающей текучей среды выполнено в стенке (33) резонатора, расположенной напротив стенки (25, 49) резонатора, в которой выполнена узкая соединительная щель (37, 137).
5. Система сжигания топлива по п.4, отличающаяся тем, что по меньшей мере одно отверстие (41, 47, 141, 147, 247) для подачи охлаждающей текучей среды расположено напротив узкой соединительной щели (37, 137).
6. Система сжигания топлива по п.4, отличающаяся тем, что в стенке (33) резонатора, противоположной стенке резонатора, которая имеет узкую соединительную щель (37, 137), выполнен по меньшей мере ряд отверстий (41, 141) для подачи охлаждающей текучей среды, которые расположены по линии напротив узкой щели (37, 137).
7. Система сжигания топлива по любому из пп.1-3, 5, 6, отличающаяся тем, что резонатор (27) имеет по меньшей мере одну боковую стенку (35), при этом узкая соединительная щель (37, 137) расположена вблизи этой стенки (35) и проходит вдоль нее.
8. Система сжигания топлива по п.4, отличающаяся тем, что резонатор (27) имеет по меньшей мере одну боковую стенку (35), при этом узкая соединительная щель (37, 137) расположена вблизи этой стенки (35) и проходит вдоль нее.
9. Система сжигания топлива по п.7, отличающаяся тем, что резонатор (27) имеет по меньшей мере две боковые стенки (35), при этом узкая соединительная щель (37, 137) расположена вблизи первой боковой стенки (35) и проходит вдоль нее, а по меньшей мере одно отверстие (41, 47, 141, 147, 247) для подвода охлаждающей текучей среды расположено вблизи второй боковой стенки (35') и проходит вдоль нее.
10. Система сжигания топлива по п.8, отличающаяся тем, что резонатор (27) имеет по меньшей мере две боковые стенки (35), при этом узкая соединительная щель (37, 137) расположена вблизи первой боковой стенки (35) и проходит вдоль нее, а по меньшей мере одно отверстие (41, 47, 141, 147, 247) для подвода охлаждающей текучей среды расположено вблизи второй боковой стенки (35') и проходит вдоль нее.
11. Система сжигания топлива по п.9, отличающаяся тем, что вторая боковая стенка (35') расположена напротив первой боковой стенки (35).
12. Система сжигания топлива по п.10, отличающаяся тем, что вторая боковая стенка (35') расположена напротив первой боковой стенки (35).
13. Система сжигания топлива по любому из пп.1-3, 5, 6, 8-12, отличающаяся тем, что внутренняя сторона стенки (25) системы сжигания топлива, соприкасающаяся с потоком горячих газообразных продуктов сгорания, снабжена теплозащитным покрытием (39).
14. Система сжигания топлива по п.4, отличающаяся тем, что внутренняя сторона стенки (25) системы сжигания топлива, соприкасающаяся с потоком горячих газообразных продуктов сгорания, снабжена теплозащитным покрытием (39).
15. Система сжигания топлива по п.7, отличающаяся тем, что внутренняя сторона стенки (25) системы сжигания топлива, соприкасающаяся с потоком горячих газообразных продуктов сгорания, снабжена теплозащитным покрытием (39).
16. Газотурбинный двигатель, содержащий систему сжигания топлива по любому из пп.1-10.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US12/407,133 | 2009-03-19 | ||
| US12/407,133 US20100236245A1 (en) | 2009-03-19 | 2009-03-19 | Gas Turbine Combustion System |
| PCT/EP2010/052542 WO2010105898A1 (en) | 2009-03-19 | 2010-03-01 | Gas turbine combustion system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011142145A true RU2011142145A (ru) | 2013-04-27 |
| RU2507451C2 RU2507451C2 (ru) | 2014-02-20 |
Family
ID=42224050
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011142145/06A RU2507451C2 (ru) | 2009-03-19 | 2010-03-01 | Система сжигания топлива газотурбинного двигателя |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20100236245A1 (ru) |
| EP (1) | EP2409084B1 (ru) |
| JP (1) | JP5377747B2 (ru) |
| CN (1) | CN102356278B (ru) |
| RU (1) | RU2507451C2 (ru) |
| WO (1) | WO2010105898A1 (ru) |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2295864B1 (en) * | 2009-08-31 | 2012-11-14 | Alstom Technology Ltd | Combustion device of a gas turbine |
| US20120137690A1 (en) * | 2010-12-03 | 2012-06-07 | General Electric Company | Wide frequency response tunable resonator |
| JP6231114B2 (ja) | 2012-10-24 | 2017-11-15 | ゼネラル エレクトリック テクノロジー ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツングＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ＧｍｂＨ | 希釈ガス混合器を備えた２段燃焼 |
| CN105121962B (zh) * | 2013-04-25 | 2018-06-22 | 安萨尔多能源瑞士股份公司 | 具有稀释气体的连续燃烧 |
| EP2816289B1 (en) * | 2013-05-24 | 2020-10-07 | Ansaldo Energia IP UK Limited | Damper for gas turbine |
| US9410484B2 (en) * | 2013-07-19 | 2016-08-09 | Siemens Aktiengesellschaft | Cooling chamber for upstream weld of damping resonator on turbine component |
| EP2837782A1 (en) * | 2013-08-14 | 2015-02-18 | Alstom Technology Ltd | Damper for combustion oscillation damping in a gas turbine |
| WO2016036379A1 (en) * | 2014-09-05 | 2016-03-10 | Siemens Aktiengesellschaft | Acoustic damping system for a combustor of a gas turbine engine |
| EP3189275A1 (en) * | 2014-09-05 | 2017-07-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Acoustic damping system for a combustor of a gas turbine engine |
| WO2016039725A1 (en) * | 2014-09-09 | 2016-03-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Acoustic damping system for a combustor of a gas turbine engine |
| CN105423341B (zh) * | 2015-12-30 | 2017-12-15 | 哈尔滨广瀚燃气轮机有限公司 | 有值班火焰的预混式低排放燃气轮机燃烧室 |
| RU2706211C2 (ru) * | 2016-01-25 | 2019-11-14 | Ансалдо Энерджиа Свитзерлэнд Аг | Охлаждаемая стенка компонента турбины и способ охлаждения этой стенки |
| EP3465008B1 (en) | 2016-07-25 | 2021-08-25 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Resonator rings for a gas turbine engine |
| US10539066B1 (en) * | 2018-11-21 | 2020-01-21 | GM Global Technology Operations LLC | Vehicle charge air cooler with an integrated resonator |
Family Cites Families (25)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4100993A (en) * | 1976-04-15 | 1978-07-18 | United Technologies Corporation | Acoustic liner |
| US4135603A (en) * | 1976-08-19 | 1979-01-23 | United Technologies Corporation | Sound suppressor liners |
| FR2685386B1 (fr) * | 1991-12-20 | 1994-03-25 | Propulsion Ste Europeenne | Systeme d'amortissement des instabilites de combustion haute frequence dans une chambre de combustion. |
| US5276291A (en) * | 1992-07-10 | 1994-01-04 | Norris Thomas R | Acoustic muffler for high volume fluid flow utilizing Heimholtz resonators with low flow resistance path |
| US5542246A (en) * | 1994-12-15 | 1996-08-06 | United Technologies Corporation | Bulkhead cooling fairing |
| JP3756994B2 (ja) * | 1995-07-11 | 2006-03-22 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン用燃焼器及びガスタービン並びにその部材 |
| EP0974788B1 (de) * | 1998-07-23 | 2014-11-26 | Alstom Technology Ltd | Vorrichtung zur gezielten Schalldämpfung innerhalb einer Strömungsmaschine |
| EP0985882B1 (de) * | 1998-09-10 | 2003-12-03 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Schwingungsdämpfung in Brennkammern |
| US6379110B1 (en) * | 1999-02-25 | 2002-04-30 | United Technologies Corporation | Passively driven acoustic jet controlling boundary layers |
| US6350221B1 (en) * | 1999-08-13 | 2002-02-26 | Mark A. Krull | Convertible exercise apparatus with body supporting element |
| US6530221B1 (en) * | 2000-09-21 | 2003-03-11 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Modular resonators for suppressing combustion instabilities in gas turbine power plants |
| GB0111788D0 (en) * | 2001-05-15 | 2001-07-04 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber |
| US7104065B2 (en) * | 2001-09-07 | 2006-09-12 | Alstom Technology Ltd. | Damping arrangement for reducing combustion-chamber pulsation in a gas turbine system |
| RU2212589C1 (ru) * | 2002-06-28 | 2003-09-20 | Козырев Александр Валентинович | Камера сгорания теплового двигателя |
| RU2219439C1 (ru) * | 2002-09-03 | 2003-12-20 | Андреев Анатолий Васильевич | Камера сгорания |
| WO2004051063A1 (ja) * | 2002-12-02 | 2004-06-17 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | ガスタービン燃焼器、及びこれを備えたガスタービン |
| JP2005076982A (ja) * | 2003-08-29 | 2005-03-24 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン燃焼器 |
| US7272931B2 (en) * | 2003-09-16 | 2007-09-25 | General Electric Company | Method and apparatus to decrease combustor acoustics |
| US7219498B2 (en) * | 2004-09-10 | 2007-05-22 | Honeywell International, Inc. | Waffled impingement effusion method |
| GB0425794D0 (en) * | 2004-11-24 | 2004-12-22 | Rolls Royce Plc | Acoustic damper |
| GB0610800D0 (en) * | 2006-06-01 | 2006-07-12 | Rolls Royce Plc | Combustion chamber for a gas turbine engine |
| DE102006040760A1 (de) * | 2006-08-31 | 2008-03-06 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenbrennkammerwand für eine mager-brennende Gasturbinenbrennkammer |
| JP2008121961A (ja) * | 2006-11-10 | 2008-05-29 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン燃焼器用の音響ライナー |
| GB0713526D0 (en) * | 2007-07-12 | 2007-08-22 | Rolls Royce Plc | An acoustic panel |
| US8061141B2 (en) * | 2007-09-27 | 2011-11-22 | Siemens Energy, Inc. | Combustor assembly including one or more resonator assemblies and process for forming same |
-
2009
- 2009-03-19 US US12/407,133 patent/US20100236245A1/en not_active Abandoned
-
2010
- 2010-03-01 CN CN201080012150.4A patent/CN102356278B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2010-03-01 RU RU2011142145/06A patent/RU2507451C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2010-03-01 EP EP10707500.4A patent/EP2409084B1/en not_active Not-in-force
- 2010-03-01 WO PCT/EP2010/052542 patent/WO2010105898A1/en active Application Filing
- 2010-03-01 JP JP2012500172A patent/JP5377747B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP2409084A1 (en) | 2012-01-25 |
| CN102356278B (zh) | 2014-04-09 |
| CN102356278A (zh) | 2012-02-15 |
| JP5377747B2 (ja) | 2013-12-25 |
| JP2012520982A (ja) | 2012-09-10 |
| EP2409084B1 (en) | 2014-04-30 |
| US20100236245A1 (en) | 2010-09-23 |
| RU2507451C2 (ru) | 2014-02-20 |
| WO2010105898A1 (en) | 2010-09-23 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2011142145A (ru) | Система сжигания топлива газотурбинного двигателя | |
| GB2442422B (en) | Gas turbine exhaust diffuser | |
| WO2013165507A3 (en) | Cooling hole with asymmetric diffuser | |
| SG128547A1 (en) | Augmentor spray bar mounting | |
| MX2009004301A (es) | Sistema de enfriamiento venturi. | |
| RU2009139764A (ru) | Эксцентрическая фаска у входа ответвлений в проточном канале | |
| RU2011103223A (ru) | Система, содержащая топливное сопло, система, содержащая турбинное топливное сопло, и система, содержащая турбинный двигатель | |
| RU2008152801A (ru) | Горелка | |
| ATE523660T1 (de) | Fluidgesteuerter ventil für ein gasturbinentriebwerk und für eine brennkammer | |
| MX2009009136A (es) | Exposicion de aspa de guia de entrada para un motor de turbina a gas. | |
| WO2010019174A3 (en) | Canted outlet for transition in a gas turbine engine | |
| SA113340953B1 (ar) | ناقل للاحتراق متكيف ليوجه غازات الاحتراق في ممر تدفق غاز ساخن | |
| WO2014114653A3 (en) | Gas turbine outer case active ambient cooling including air exhaust into sub-ambient cavity | |
| RU2014140113A (ru) | Система и устройство для уменьшения образования отложений восстановителя в системах для дополнительной очистки выхлопов | |
| WO2016126986A3 (en) | Systems and methods for high volumetric oxidant flow in gas turbine engine with exhaust gas recirculation | |
| RU2007145373A (ru) | Направляющая лопатка с тандемными аэродинамическими профилями, газотурбинный двигатель, содержащий такую лопатку, и способ впрыска газообразного топлива для сжигания в газотурбинном двигателе | |
| WO2010019177A3 (en) | Transition with a linear flow path with exhaust mouths for use in a gas turbine engine | |
| CO6251343A2 (es) | Motor de combustion interna de multicilindro vehiculo embarcacion marina y metodo de escape para el motor de combustion interna de multicilindro | |
| WO2013165509A3 (en) | Multi-lobed cooling hole | |
| WO2009041435A1 (ja) | ガスタービン燃焼器の冷却構造 | |
| WO2014099077A3 (en) | Gas turbine engine asymmetric nozzle guide vanes | |
| RU2012125026A (ru) | Камера сгорания с вентилируемой свечой зажигания | |
| RU2014133525A (ru) | Горелочное устройство и способ работы горелочного устройства | |
| ATE505628T1 (de) | Abgassystem einer brennkraftmaschine | |
| BRPI0704073A (pt) | motor de turbina a gás para helicóptero |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170302 |