RU2013104197A - Система сгорания - Google Patents

Система сгорания Download PDF

Info

Publication number
RU2013104197A
RU2013104197A RU2013104197/06A RU2013104197A RU2013104197A RU 2013104197 A RU2013104197 A RU 2013104197A RU 2013104197/06 A RU2013104197/06 A RU 2013104197/06A RU 2013104197 A RU2013104197 A RU 2013104197A RU 2013104197 A RU2013104197 A RU 2013104197A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cooling
transition pipe
pipe
cavity
specified
Prior art date
Application number
RU2013104197/06A
Other languages
English (en)
Inventor
Вон-Вук КИМ
Кевин Уэстон МАКМЭХЭН
Хайме Хавьер МАЛЬДОНАДО
Original Assignee
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 filed Critical Дженерал Электрик Компани
Publication of RU2013104197A publication Critical patent/RU2013104197A/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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • 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
    • 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
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • 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
    • F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes
    • 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
    • F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies

Landscapes

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

Abstract

1. Система сгорания, предназначенная для использования с охлаждающим потоком и содержащаяпередний конец,задний конец,переходный патрубок, проходящий от указанного переднего конца к указанному заднему концу,инжекционный кожух, окружающий переходный патрубок и ограничивающий первую полость, сообщающуюся с указанным передним концом и предназначенную для первой части охлаждающего потока, и вторую полость, сообщающуюся с указанным задним концом и предназначенную для второй части охлаждающего потока, иохлаждающие отверстия, которые расположены на переходном патрубке и через которые проходит указанная вторая часть охлаждающего потока.2. Система по п.1, в которой инжекционный кожух содержит перегородку, отделяющую указанные первую полость и вторую полость.3. Система по п.1, в которой охлаждающие отверстия расположены у области торможения потока в переходном патрубке.4. Система по п.1, в которой переходный патрубок содержит выполненную за одно целое жаровую трубу, переходную часть и направляющую сопловую лопатку первой ступени.5. Система по п.1, в которой переходный патрубок имеет наружную боковую стенку с расположенными на ней отверстиями для пленочного охлаждения.6. Система по п.1, в которой переходный патрубок имеет внутреннюю боковую стенку с расположенными на ней отверстиями для пленочного охлаждения.7. Система по п.1, в которой переходный патрубок имеет сторону высокого давления с расположенными на ней отверстиями для пленочного охлаждения.8. Система по п.1, в которой переходный патрубок имеет сторону пониженного давления с расположенными на ней отверстиями для пленочного охлаждения.9. Система по п.1, в которой

Claims (20)

1. Система сгорания, предназначенная для использования с охлаждающим потоком и содержащая
передний конец,
задний конец,
переходный патрубок, проходящий от указанного переднего конца к указанному заднему концу,
инжекционный кожух, окружающий переходный патрубок и ограничивающий первую полость, сообщающуюся с указанным передним концом и предназначенную для первой части охлаждающего потока, и вторую полость, сообщающуюся с указанным задним концом и предназначенную для второй части охлаждающего потока, и
охлаждающие отверстия, которые расположены на переходном патрубке и через которые проходит указанная вторая часть охлаждающего потока.
2. Система по п.1, в которой инжекционный кожух содержит перегородку, отделяющую указанные первую полость и вторую полость.
3. Система по п.1, в которой охлаждающие отверстия расположены у области торможения потока в переходном патрубке.
4. Система по п.1, в которой переходный патрубок содержит выполненную за одно целое жаровую трубу, переходную часть и направляющую сопловую лопатку первой ступени.
5. Система по п.1, в которой переходный патрубок имеет наружную боковую стенку с расположенными на ней отверстиями для пленочного охлаждения.
6. Система по п.1, в которой переходный патрубок имеет внутреннюю боковую стенку с расположенными на ней отверстиями для пленочного охлаждения.
7. Система по п.1, в которой переходный патрубок имеет сторону высокого давления с расположенными на ней отверстиями для пленочного охлаждения.
8. Система по п.1, в которой переходный патрубок имеет сторону пониженного давления с расположенными на ней отверстиями для пленочного охлаждения.
9. Система по п.1, в которой переходный патрубок имеет наружную боковую стенку с расположенными на ней задними охлаждающими отверстиями.
10. Система по п.1, в которой переходный патрубок имеет внутреннюю боковую стенку с расположенными на ней задними охлаждающими отверстиями.
11. Система по п.1, в которой переходный патрубок имеет хвостовой конец с расположенными на нем охлаждающими отверстиями.
12. Система по п.1, дополнительно содержащая топливные форсунки, через которые проходит указанная первая часть охлаждающего потока.
13. Система по п.1, в которой переходный патрубок имеет расположенное на нем покрытие, создающее термический барьер.
14. Система по п.1, дополнительно содержащая камеру сгорания, расположенную на указанном переднем конце, и турбину, расположенную на указанном заднем конце.
15. Система сгорания с переходным патрубком, предназначенная для использования с охлаждающим потоком и содержащая
переходный патрубок, проходящий от переднего конца к заднему концу и содержащий выполненную за одно целое жаровую трубу, переходную часть и направляющую сопловую лопатку первой ступени, и
инжекционный кожух, окружающий переходный патрубок и ограничивающий первую полость, сообщающуюся с указанным передним концом и предназначенную для направления первой части охлаждающего потока, и вторую полость, сообщающуюся с указанным задним концом и предназначенную для направления второй части охлаждающего потока.
16. Система по п.15, в которой инжекционный кожух содержит перегородку, отделяющую указанные первую полость и вторую полость.
17. Система по п.15, в которой переходный патрубок имеет наружную боковую стенку с расположенными на ней отверстиями для пленочного охлаждения и внутреннюю боковую стенку с расположенными на ней отверстиями для пленочного охлаждения.
18. Система по п.15, в которой переходный патрубок имеет сторону повышенного давления с расположенными на ней отверстиями для пленочного охлаждения и сторону пониженного давления с расположенными на ней отверстиями для пленочного охлаждения.
19. Система по п.15, в которой переходный патрубок имеет хвостовой конец с расположенными на нем охлаждающими отверстиями.
20. Система сгорания с переходным патрубком, предназначенная для использования с охлаждающим потоком и содержащая
переходный патрубок, проходящий от переднего конца к заднему концу, и
инжекционный кожух, окружающий переходный патрубок и ограничивающий первую полость, сообщающуюся с указанным передним концом и предназначенную для направления первой части охлаждающего потока, и вторую полость, сообщающуюся с указанным задним концом и предназначенную для направления второй части охлаждающего потока,
при этом инжекционный кожух содержит перегородку, отделяющую указанные первую полость и вторую полость, и
на переходном патрубке выполнены охлаждающие отверстия, через которые проходит указанная вторая часть охлаждающего потока.
RU2013104197/06A 2012-04-03 2013-02-01 Система сгорания RU2013104197A (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/437,953 2012-04-03
US13/437,953 US9506359B2 (en) 2012-04-03 2012-04-03 Transition nozzle combustion system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2013104197A true RU2013104197A (ru) 2014-08-10

Family

ID=47631330

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013104197/06A RU2013104197A (ru) 2012-04-03 2013-02-01 Система сгорания

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9506359B2 (ru)
EP (1) EP2647800B1 (ru)
JP (1) JP6200160B2 (ru)
CN (1) CN103363546B (ru)
RU (1) RU2013104197A (ru)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10215410B2 (en) 2013-11-04 2019-02-26 United Technologies Corporation Turbine engine combustor heat shield with multi-angled cooling apertures
US9945562B2 (en) * 2015-12-22 2018-04-17 General Electric Company Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines
CN115680781B (zh) * 2022-08-30 2024-05-03 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种带冷却功能的叶轮排气装置

Family Cites Families (46)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2851853A (en) 1953-12-28 1958-09-16 Thomas E Quick Thrust augmentation means for jet propulsion engines
US2945672A (en) 1956-10-05 1960-07-19 Marquardt Corp Gas turbine unit
US3238718A (en) 1964-01-30 1966-03-08 Boeing Co Gas turbine engine
US3657884A (en) 1970-11-20 1972-04-25 Westinghouse Electric Corp Trans-nozzle steam injection gas turbine
US4016718A (en) 1975-07-21 1977-04-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine having an improved transition duct support
US4719748A (en) * 1985-05-14 1988-01-19 General Electric Company Impingement cooled transition duct
CA1263243A (en) * 1985-05-14 1989-11-28 Lewis Berkley Davis, Jr. Impingement cooled transition duct
USH1008H (en) 1985-05-28 1992-01-07 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Dump combustor with noncoherent flow
CN1012444B (zh) 1986-08-07 1991-04-24 通用电气公司 冲击冷却过渡进气道
US5125796A (en) 1991-05-14 1992-06-30 General Electric Company Transition piece seal spring for a gas turbine
US5414999A (en) 1993-11-05 1995-05-16 General Electric Company Integral aft frame mount for a gas turbine combustor transition piece
DE69523545T2 (de) 1994-12-20 2002-05-29 Gen Electric Verstärkungrahmen für Gasturbinenbrennkammerendstück
GB2300909B (en) 1995-05-18 1998-09-30 Europ Gas Turbines Ltd A gas turbine gas duct arrangement
US6412268B1 (en) * 2000-04-06 2002-07-02 General Electric Company Cooling air recycling for gas turbine transition duct end frame and related method
JP3846169B2 (ja) * 2000-09-14 2006-11-15 株式会社日立製作所 ガスタービンの補修方法
US6547257B2 (en) 2001-05-04 2003-04-15 General Electric Company Combination transition piece floating cloth seal and stage 1 turbine nozzle flexible sealing element
EP1284391A1 (de) 2001-08-14 2003-02-19 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammeranordnung für Gasturbinen
US6720088B2 (en) * 2002-02-05 2004-04-13 General Electric Company Materials for protection of substrates at high temperature, articles made therefrom, and method for protecting substrates
US6840048B2 (en) 2002-09-26 2005-01-11 General Electric Company Dynamically uncoupled can combustor
US7363763B2 (en) * 2003-10-23 2008-04-29 United Technologies Corporation Combustor
US7373772B2 (en) 2004-03-17 2008-05-20 General Electric Company Turbine combustor transition piece having dilution holes
US7010921B2 (en) 2004-06-01 2006-03-14 General Electric Company Method and apparatus for cooling combustor liner and transition piece of a gas turbine
US7310938B2 (en) * 2004-12-16 2007-12-25 Siemens Power Generation, Inc. Cooled gas turbine transition duct
US7721547B2 (en) 2005-06-27 2010-05-25 Siemens Energy, Inc. Combustion transition duct providing stage 1 tangential turning for turbine engines
JP5192687B2 (ja) * 2006-12-25 2013-05-08 三菱重工業株式会社 熱処理方法
JP5173211B2 (ja) * 2007-02-22 2013-04-03 三菱重工業株式会社 中空孔を有する金属部材及びその加工方法
EP1975373A1 (en) 2007-03-06 2008-10-01 Siemens Aktiengesellschaft Guide vane duct element for a guide vane assembly of a gas turbine engine
JP4946663B2 (ja) 2007-06-29 2012-06-06 日亜化学工業株式会社 半導体発光素子
US20090266047A1 (en) 2007-11-15 2009-10-29 General Electric Company Multi-tube, can-annular pulse detonation combustor based engine with tangentially and longitudinally angled pulse detonation combustors
FR2927951B1 (fr) 2008-02-27 2011-08-19 Snecma Ensemble diffuseur-redresseur pour une turbomachine
US9038396B2 (en) * 2008-04-08 2015-05-26 General Electric Company Cooling apparatus for combustor transition piece
US8113003B2 (en) 2008-08-12 2012-02-14 Siemens Energy, Inc. Transition with a linear flow path for use in a gas turbine engine
US20100095679A1 (en) * 2008-10-22 2010-04-22 Honeywell International Inc. Dual wall structure for use in a combustor of a gas turbine engine
US9822649B2 (en) * 2008-11-12 2017-11-21 General Electric Company Integrated combustor and stage 1 nozzle in a gas turbine and method
US20100170257A1 (en) 2009-01-08 2010-07-08 General Electric Company Cooling a one-piece can combustor and related method
US20100205972A1 (en) 2009-02-17 2010-08-19 General Electric Company One-piece can combustor with heat transfer surface enhacements
US8640464B2 (en) 2009-02-23 2014-02-04 Williams International Co., L.L.C. Combustion system
US8438856B2 (en) 2009-03-02 2013-05-14 General Electric Company Effusion cooled one-piece can combustor
US20100223930A1 (en) 2009-03-06 2010-09-09 General Electric Company Injection device for a turbomachine
US8695322B2 (en) * 2009-03-30 2014-04-15 General Electric Company Thermally decoupled can-annular transition piece
US20100257863A1 (en) 2009-04-13 2010-10-14 General Electric Company Combined convection/effusion cooled one-piece can combustor
US8590314B2 (en) 2010-04-09 2013-11-26 General Electric Company Combustor liner helical cooling apparatus
US9546558B2 (en) * 2010-07-08 2017-01-17 Siemens Energy, Inc. Damping resonator with impingement cooling
US8647053B2 (en) * 2010-08-09 2014-02-11 Siemens Energy, Inc. Cooling arrangement for a turbine component
US9133721B2 (en) * 2010-11-15 2015-09-15 Siemens Energy, Inc. Turbine transition component formed from a two section, air-cooled multi-layer outer panel for use in a gas turbine engine
USD972642S1 (en) 2021-01-20 2022-12-13 Visionat International Limited Game apparatus

Also Published As

Publication number Publication date
EP2647800B1 (en) 2020-11-18
EP2647800A2 (en) 2013-10-09
CN103363546B (zh) 2017-04-12
EP2647800A3 (en) 2018-04-11
US20130255266A1 (en) 2013-10-03
CN103363546A (zh) 2013-10-23
JP2013213492A (ja) 2013-10-17
JP6200160B2 (ja) 2017-09-20
US9506359B2 (en) 2016-11-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2017105830A (ru) Принцип охлаждения для лопаток или направляющих лопаток турбины
RU2012146617A (ru) Камера сгорания для использования в газотурбинном двигателе
WO2014114653A3 (en) Gas turbine outer case active ambient cooling including air exhaust into sub-ambient cavity
RU2013108686A (ru) Система для подачи впрыскиваемой текучей среды (варианты)
JP2013250046A5 (ru)
JP2014088874A5 (ru)
WO2013165507A3 (en) Cooling hole with asymmetric diffuser
WO2013165503A3 (en) Cooling hole with enhanced flow attachment
RU2014132847A (ru) Турбинный узел, соответствующая трубка соударительного охлаждения и газотурбинный двигатель
JP2015017607A5 (ru)
FR2970466B1 (fr) Nacelle pour un turboreacteur d?aeronef double flux
WO2016126986A3 (en) Systems and methods for high volumetric oxidant flow in gas turbine engine with exhaust gas recirculation
RU2013104946A (ru) Камера сгорания
RU2013124953A (ru) Узел впрыска топлива и установка, содержащая узел впрыска топлива
JP2015063994A5 (ru)
RU2013125681A (ru) Камера сгорания, способ охлаждения камеры сгорания и камера сгорания со струйным перемешиванием
RU2014133525A (ru) Горелочное устройство и способ работы горелочного устройства
JP2014185633A5 (ru)
RU2013108920A (ru) Рабочая лопатка турбины (варианты )
WO2014189589A3 (en) Gas turbine engine with soft mounted pre-swirl nozzle
RU2013108310A (ru) Камера сгорания (варианты)
RU2013104197A (ru) Система сгорания
JP2011226478A5 (ru)
RU2013104201A (ru) Камера сгорания (варианты)
WO2015130380A3 (en) Blade outer air seal cooling passage

Legal Events

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

Effective date: 20180111