RU2015122395A - Устройство для инжекционного охлаждения стенки - Google Patents

Устройство для инжекционного охлаждения стенки Download PDF

Info

Publication number
RU2015122395A
RU2015122395A RU2015122395A RU2015122395A RU2015122395A RU 2015122395 A RU2015122395 A RU 2015122395A RU 2015122395 A RU2015122395 A RU 2015122395A RU 2015122395 A RU2015122395 A RU 2015122395A RU 2015122395 A RU2015122395 A RU 2015122395A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
flow
cooling
hole
wall
section
Prior art date
Application number
RU2015122395A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2696830C2 (ru
RU2015122395A3 (ru
Inventor
Михаэль Томас МАУРЕР
Урс БЕНЦ
Феликс БАУМГАРТНЕР
Original Assignee
Дженерал Электрик Текнолоджи Гмбх
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 Текнолоджи Гмбх filed Critical Дженерал Электрик Текнолоджи Гмбх
Publication of RU2015122395A publication Critical patent/RU2015122395A/ru
Publication of RU2015122395A3 publication Critical patent/RU2015122395A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2696830C2 publication Critical patent/RU2696830C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • 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
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • 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
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

1. Устройство (12) для инжекционного охлаждения стенки, включающее в себя инжекционный рукав (10) и стенку (7), подвергающуюся воздействию горячего газа (19) во время работы, причем инжекционный рукав (10) по меньшей мере частично расположен в нагнетательной камере (20) и расположен на расстоянии от стенки (7) для образования пути (15) охлаждающего потока между стенкой (7) и инжекционным рукавом (10) таким образом, что сжатый газ (11), инжектируемый из нагнетательной камеры (20) через первое отверстие (13) в охлаждающем рукаве, во время работы обдувает стенку (7) и протекает как поперечный поток (16) в направлении к выходу у выходного конца (28) пути (15) охлаждающего потока,отличающееся тем, что устройство (21) отклонения потока расположено в пути (15) охлаждающего потока ниже по потоку от первого отверстия (13) для отклонения поперечного потока (16) от второго отверстия (14), причем устройство (21) отклонения потока проходит от места между первым отверстием (13) и вторым отверстием (14) в направлении поперечного потока (16) за второе отверстие (14), причем первая ветвь проходит с одной стороны второго отверстия в направлении поперечного потока (16), а вторая ветвь проходит с другой стороны второго отверстия (14) в направлении поперечного потока (16), причем отверстие (13, 14) инжекционного охлаждения отсутствует в первой секции (29) конвекционного охлаждения стенки (7), которая является секцией стенки между входным концом и выходным концом устройства (21) отклонения потока снаружи секции, огражденной устройством (21) отклонения.2. Устройство (12) по п. 1, отличающееся тем, что поперечное сечение для поперечного потока (16) уменьшается в положении в направлении потока второго отверстия (14) относительно поперечного сечения пути (15) охлаждающего потока выше по

Claims (15)

1. Устройство (12) для инжекционного охлаждения стенки, включающее в себя инжекционный рукав (10) и стенку (7), подвергающуюся воздействию горячего газа (19) во время работы, причем инжекционный рукав (10) по меньшей мере частично расположен в нагнетательной камере (20) и расположен на расстоянии от стенки (7) для образования пути (15) охлаждающего потока между стенкой (7) и инжекционным рукавом (10) таким образом, что сжатый газ (11), инжектируемый из нагнетательной камеры (20) через первое отверстие (13) в охлаждающем рукаве, во время работы обдувает стенку (7) и протекает как поперечный поток (16) в направлении к выходу у выходного конца (28) пути (15) охлаждающего потока,
отличающееся тем, что устройство (21) отклонения потока расположено в пути (15) охлаждающего потока ниже по потоку от первого отверстия (13) для отклонения поперечного потока (16) от второго отверстия (14), причем устройство (21) отклонения потока проходит от места между первым отверстием (13) и вторым отверстием (14) в направлении поперечного потока (16) за второе отверстие (14), причем первая ветвь проходит с одной стороны второго отверстия в направлении поперечного потока (16), а вторая ветвь проходит с другой стороны второго отверстия (14) в направлении поперечного потока (16), причем отверстие (13, 14) инжекционного охлаждения отсутствует в первой секции (29) конвекционного охлаждения стенки (7), которая является секцией стенки между входным концом и выходным концом устройства (21) отклонения потока снаружи секции, огражденной устройством (21) отклонения.
2. Устройство (12) по п. 1, отличающееся тем, что поперечное сечение для поперечного потока (16) уменьшается в положении в направлении потока второго отверстия (14) относительно поперечного сечения пути (15) охлаждающего потока выше по потоку от устройства (21) отклонения потока.
3. Устройство (12) по п. 1 или 2, отличающееся тем, что поперечное сечение для поперечного потока (16) вокруг устройства отклонения увеличивается по направлению к выходному концу
устройства (21) отклонения потока относительно поперечного сечения для поперечного потока (16) в положении в направлении потока второго отверстия (14).
4. Устройство (12) по п. 1, отличающееся тем, что ветви устройства (21) отклонения потока поворачивают друг к другу у выходного конца устройства (21) отклонения потока, увеличивая тем самым поперечное сечение для поперечного потока (16) снаружи устройства (21) отклонения потока.
5. Устройство (12) по п. 1, отличающееся тем, что устройство (21) отклонения потока проходит от стенки (7) канала до инжекционного рукава (10).
6. Устройство (12) по п. 1, отличающееся тем, что устройство (21) отклонения потока проходит от стенки (7) канала или от инжекционного рукава (10) в путь (15) охлаждающего потока с высотой (h), которая меньше, чем высота (H) пути (15) охлаждающего потока.
7. Устройство (12) по п. 1, отличающееся тем, что высота (h) пути (15) охлаждающего потока уменьшается в области устройства (21) отклонения потока относительно высоты (h0) пути (15) охлаждающего потока выше по потоку от устройства (21) отклонения потока для того, чтобы увеличить скорость поперечного потока (16).
8. Устройство (12) по п. 1, отличающееся тем, что высота (h) пути (15) охлаждающего потока увеличивается ниже по потоку от устройства (21) отклонения потока относительно высоты (h) пути (15) охлаждающего потока в области устройства (21) отклонения потока для того, чтобы уменьшить скорость поперечного потока (16).
9. Устройство (12) по п. 1, отличающееся тем, что дополнительное инжекционное отверстие (30) для инжектирования сжатого газа в поперечный поток (16) располагается в рукаве (10) в области ниже по потоку от устройства (21) отклонения потока, причем область ниже по потоку от устройства (21) отклонения потока проходит в направлении поперечного потока (16) от местоположения последнего второго инжекционного отверстия до положения, в два раза превышающего высоту пути охлаждающего
потока ниже по потоку от устройства (21) отклонения потока.
10. Устройство (12) по п. 1, отличающееся тем, что турбулизатор (25) расположен на стенке (7) канала в первой конвекционной секции (29) и/или во второй конвекционной секции (31) ниже по потоку от устройства (21) отклонения потока для повышения теплопередачи.
11. Устройство (12) по п. 1, отличающееся тем, что выходной конец ветви устройства отклонения потока имеет пористую секцию (22) или имеет по меньшей мере одно балансирующее отверстие (23) для того, чтобы позволить газу течь через выходной конец ветви.
12. Камера (4) сгорания и/или газовая турбина (1), отличающаяся тем, что она включает в себя устройство (12) для инжекционного охлаждения стенки по одному из предшествующих пунктов.
13. Способ инжекционного охлаждения стенки (7), подвергающейся воздействию горячего газа (19) во время работы, в котором инжекционный рукав (10) по меньшей мере частично расположен в нагнетательной камере (20) и расположен на расстоянии от стенки (7) для образования пути (15) охлаждающего потока между стенкой (7) и инжекционным рукавом (10), включающий в себя стадии инжектирования сжатого газа (11) из нагнетательной камеры (20) через первое отверстие (13) в охлаждающем рукаве в путь (15) охлаждающего потока, обдува сжатым газом (11) стенки (7) и направления сжатого газа (11) как поперечного потока (16) в направлении к выходу у выходного конца (28) пути (15) охлаждающего потока,
отличающийся тем, что поперечный поток (16) отклоняют устройством (21) отклонения потока, расположенным в пути (15) охлаждающего потока ниже по потоку от первого отверстия (13) и на расстоянии от по меньшей мере одного второго отверстия (14), причем устройство отклонения потока проходит от места между первым отверстием (13) и вторым отверстием (14) в направлении поперечного потока (16) за второе отверстие (14), причем первая ветвь проходит с одной стороны второго отверстия (14) в направлении поперечного потока, а вторая ветвь проходит с другой стороны второго отверстия (14) в направлении поперечного потока,
и причем отсутствует инжектирование сжатого газа (11) для обдува в первой секции (29) конвекционного охлаждения стенки (7), которая является секцией стенки между входным концом и выходным концом устройства (21) отклонения потока снаружи секции, огражденной устройством (21) отклонения.
14. Способ для инжекционного охлаждения стенки (7) по п. 13, отличающийся тем, что поперечный поток (16) ускоряется, когда он входит в первую секцию (29) конвекционного охлаждения пути (15) охлаждающего потока.
15. Способ для инжекционного охлаждения стенки (7) по п. 13 или 14, отличающийся тем, что поперечный поток (16), который протекает через первую секцию (29) конвекционного охлаждения пути (15) охлаждающего потока, которая проходит от входного конца устройства (21) отклонения потока до выходного конца устройства (21) отклонения потока, замедляется, когда он входит в ту секцию пути (15) охлаждающего потока, которая проходит в направлении ниже по потоку от выходного конца устройства (21) отклонения потока.
RU2015122395A 2014-06-11 2015-06-10 Устройство для инжекционного охлаждения стенки RU2696830C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP14171995.5A EP2955442A1 (en) 2014-06-11 2014-06-11 Impingement cooled wall arrangement
EP14171995.5 2014-06-11

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2015122395A true RU2015122395A (ru) 2016-12-27
RU2015122395A3 RU2015122395A3 (ru) 2018-12-18
RU2696830C2 RU2696830C2 (ru) 2019-08-06

Family

ID=50942104

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015122395A RU2696830C2 (ru) 2014-06-11 2015-06-10 Устройство для инжекционного охлаждения стенки

Country Status (6)

Country Link
US (1) US10060352B2 (ru)
EP (2) EP2955442A1 (ru)
JP (1) JP2016006374A (ru)
KR (1) KR20150142621A (ru)
CN (1) CN105275620B (ru)
RU (1) RU2696830C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2813932C2 (ru) * 2019-04-06 2024-02-19 Ман Энерджи Солюшнз Се Устройство для охлаждения компонента газовой турбины/турбомашины посредством инжекционного охлаждения

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3205937B1 (en) 2016-02-09 2021-03-31 Ansaldo Energia IP UK Limited Impingement cooled wall arangement
US11168951B2 (en) * 2016-07-14 2021-11-09 General Electric Company Entrainment heat exchanger
JP6956779B2 (ja) * 2016-08-30 2021-11-02 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ ガスタービン用のインピンジメント冷却特徴
US11933223B2 (en) * 2019-04-18 2024-03-19 Rtx Corporation Integrated additive fuel injectors for attritable engines
CN112228905B (zh) * 2020-10-13 2022-01-21 西北工业大学 一种可抑制超临界流体流量分配偏差的通道结构

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1126027A1 (ru) * 1983-08-26 1985-06-07 Производственное Объединение Турбостроения "Ленинградский Металлический Завод" Цилиндр паровой турбины
US4719748A (en) 1985-05-14 1988-01-19 General Electric Company Impingement cooled transition duct
US4887425A (en) 1988-03-18 1989-12-19 General Electric Company Fuel spraybar
FR2689567B1 (fr) 1992-04-01 1994-05-27 Snecma Injecteur de carburant pour chambre de post-combustion d'une turbomachine.
GB2266579B (en) * 1992-04-16 1995-12-20 Baj Ltd Gas operated ejection system
JP3110227B2 (ja) * 1993-11-22 2000-11-20 株式会社東芝 タービン冷却翼
US5605046A (en) * 1995-10-26 1997-02-25 Liang; George P. Cooled liner apparatus
EP1188902A1 (de) * 2000-09-14 2002-03-20 Siemens Aktiengesellschaft Bauteil mit einer prallgekühlten Wand
FR2873411B1 (fr) 2004-07-21 2009-08-21 Snecma Moteurs Sa Turboreacteur avec des moyens de protection pour un dispositif d'injection de carburant, dispositif d'injection et tole de protection pour le turboreacteur
US7373778B2 (en) * 2004-08-26 2008-05-20 General Electric Company Combustor cooling with angled segmented surfaces
US7991559B2 (en) * 2004-11-30 2011-08-02 Maxcyte Inc. Computerized electroporation
US8281600B2 (en) * 2007-01-09 2012-10-09 General Electric Company Thimble, sleeve, and method for cooling a combustor assembly
US8387396B2 (en) 2007-01-09 2013-03-05 General Electric Company Airfoil, sleeve, and method for assembling a combustor assembly
US8127553B2 (en) * 2007-03-01 2012-03-06 Solar Turbines Inc. Zero-cross-flow impingement via an array of differing length, extended ports
RU2403491C2 (ru) * 2008-03-26 2010-11-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Термосиловая охлаждаемая конструкция стенки элемента высокотемпературного воздушно-газового тракта
US8166764B2 (en) * 2008-07-21 2012-05-01 United Technologies Corporation Flow sleeve impingement cooling using a plenum ring
WO2011020485A1 (en) * 2009-08-20 2011-02-24 Siemens Aktiengesellschaft Cross-flow blockers in a gas turbine impingement cooling gap
WO2011054760A1 (en) 2009-11-07 2011-05-12 Alstom Technology Ltd A cooling scheme for an increased gas turbine efficiency
US20130081401A1 (en) * 2011-09-30 2013-04-04 Solar Turbines Incorporated Impingement cooling of combustor liners
JP5927893B2 (ja) * 2011-12-15 2016-06-01 株式会社Ihi インピンジ冷却機構、タービン翼及び燃焼器
US9243801B2 (en) * 2012-06-07 2016-01-26 United Technologies Corporation Combustor liner with improved film cooling
US20130333388A1 (en) * 2012-06-13 2013-12-19 General Electric Company Combustor liner cooling assembly for a gas turbine system
KR101556532B1 (ko) * 2014-01-16 2015-10-01 두산중공업 주식회사 냉각슬리브를 포함하는 라이너, 플로우슬리브 및 가스터빈연소기
US10113745B2 (en) * 2015-03-26 2018-10-30 Ansaldo Energia Switzerland AG Flow sleeve deflector for use in gas turbine combustor

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2813932C2 (ru) * 2019-04-06 2024-02-19 Ман Энерджи Солюшнз Се Устройство для охлаждения компонента газовой турбины/турбомашины посредством инжекционного охлаждения

Also Published As

Publication number Publication date
US10060352B2 (en) 2018-08-28
CN105275620A (zh) 2016-01-27
RU2696830C2 (ru) 2019-08-06
KR20150142621A (ko) 2015-12-22
EP2955443B1 (en) 2018-07-04
EP2955443A1 (en) 2015-12-16
RU2015122395A3 (ru) 2018-12-18
CN105275620B (zh) 2019-01-04
JP2016006374A (ja) 2016-01-14
EP2955442A1 (en) 2015-12-16
US20150361889A1 (en) 2015-12-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2015122395A (ru) Устройство для инжекционного охлаждения стенки
CN104564351B (zh) 冲击冷却组件
RU2017105830A (ru) Принцип охлаждения для лопаток или направляющих лопаток турбины
RU2015119543A (ru) Последовательное сгорание со смесителем разбавляющего газа
RU2013104946A (ru) Камера сгорания
RU2011103223A (ru) Система, содержащая топливное сопло, система, содержащая турбинное топливное сопло, и система, содержащая турбинный двигатель
RU2017119667A (ru) Охлаждающее устройство для турбомашины, обеспеченной разгрузочным контуром
JP6001696B2 (ja) スワーリング冷却チャネルを備えたタービンブレードおよびその冷却方法
JP7187262B2 (ja) ターボ機械
RU2016102180A (ru) Охлаждаемая стенка компонента турбины и способ охлаждения этой стенки
FR2970466B1 (fr) Nacelle pour un turboreacteur d?aeronef double flux
RU2015109448A (ru) Камера сгорания с охлаждающей жаровой трубой
JOP20180032A1 (ar) جهاز لإنتاج روابط مغزولة من فتائل متواصلة
EP2944763A3 (en) Hot gas path component
RU2016116798A (ru) Камера сгорания газотурбинного двигателя, оснащенная средствами отклонения воздуха для уменьшения следа, создаваемого свечой зажигания
RU2013108923A (ru) Узел задней рамы переходного элемента и система сжигания топлива
MX2014004259A (es) Quemador de oxi-combustible solido, de llama amplia.
RU2017104860A (ru) Звукопоглощающие сопла для систем отбора тепла на вход
EA201791198A1 (ru) Многофазное устройство и система для нагрева, конденсации, смешивания, деаэрации и нагнетания
RU2014111483A (ru) Стенка камеры сгорания
RU2017105389A (ru) Камера сгорания газовой турбины
RU2015147378A (ru) Устройство для охлаждения хвостовой стороны полки элемента турбомашины
RU2013140422A (ru) Устройство впрыска для камеры сгорания турбомашины
JP2017201169A (ja) 方向流ノズルのスワール増強装置
RU2009107639A (ru) Турбореактивный двигатель

Legal Events

Date Code Title Description
HZ9A Changing address for correspondence with an applicant