RU2665822C2 - Формирователь потока в камере сгорания газотурбинного двигателя - Google Patents

Формирователь потока в камере сгорания газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2665822C2
RU2665822C2 RU2015135826A RU2015135826A RU2665822C2 RU 2665822 C2 RU2665822 C2 RU 2665822C2 RU 2015135826 A RU2015135826 A RU 2015135826A RU 2015135826 A RU2015135826 A RU 2015135826A RU 2665822 C2 RU2665822 C2 RU 2665822C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
flow
passage
air
panels
combustion chamber
Prior art date
Application number
RU2015135826A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015135826A (ru
Inventor
Джон М. КРЭЙН
Моуна ЛАМНАУЭР
Музаффер СУТКУ
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
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 Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2015135826A publication Critical patent/RU2015135826A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2665822C2 publication Critical patent/RU2665822C2/ru

Links

Images

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
    • F23R3/02—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
    • 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
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • 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
    • F23R3/26—Controlling the air flow
    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/46—Combustion chambers comprising an annular arrangement of several essentially tubular flame tubes within a common annular casing or within individual casings
    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/54—Reverse-flow combustion chambers
    • 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
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Pre-Mixing And Non-Premixing Gas Burner (AREA)
  • Gas Burners (AREA)
  • Soundproofing, Sound Blocking, And Sound Damping (AREA)

Abstract

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит жаровую трубу, систему впрыска топлива для подачи топлива в основную зону горения, направляющий патрубок, переходной узел. Направляющий патрубок потока газа расположен в радиальном направлении снаружи от жаровой трубы и образующий вместе с жаровой трубой канал для прохода воздуха, который смешивается на своем пути с топливом из системы впрыска топлива. Переходной узел содержит переходной канал, расположенный ниже по потоку от жаровой трубы по отношению к направлению потока горячих газов сгорания, проходящих из камеры сгорания к турбинной секции двигателя. Камера сгорания дополнительно содержит формирователь потока, совмещенный по меньшей мере либо с жаровой трубой, либо с переходным узлом, и проходящий в непосредственной близости с направляющим патрубком потока газа, но не соединенный с ним. Формирователь потока содержит по меньшей мере одну панель, имеющую такую конфигурацию, чтобы обеспечивать прохождение воздуха по меньшей мере через одну панель на своем пути к каналу для прохода. По меньшей мере существенная часть воздуха, который поступает в канал для прохода для сжигания в основной зоне горения, проходит по меньшей мере через одну панель. Несколько панелей соединены с рамой с возможностью снятия так, чтобы панели можно было заменять без отсоединения рамы от переходного кольца. Формирователь потока дополнительно содержит перфорированные резонаторные коробки, проходящие в радиальном направлении снаружи от жаровой трубы в канал для прохода. Изобретение направлено на ослабление вибрации в жаровой трубе. 8 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Область изобретения
Настоящее изобретение относится к формирователю потока в камере сгорания газотурбинного двигателя, в котором формирователь потока включает в себя множество панелей, через которые воздух проходит на своем пути для сжигания с топливом в камере сгорания.
Предпосылки создания изобретения
Во время работы газотурбинного двигателя воздух сжимается в компрессорной секции, затем смешивается с топливом и сжигается в секции сгорания для выработки горячих газов. В трубчато-кольцевом газотурбинном двигателе секция сгорания содержит кольцевое расположение камер сгорания, иногда называемых "трубами", каждая из которых подает горячие газы сгорания в турбинную секцию двигателя, где горячие газы сгорания расширяются для извлечения энергии из горячих газов сгорания для выработки выходной мощности, используемой для производства электричества.
Сущность изобретения
В соответствии с первым аспектом настоящего изобретения предлагается камера сгорания в газотурбинном двигателе, содержащая жаровую трубу, имеющую внутренний объем, образующий основную зону горения, систему впрыска топлива для подачи топлива в основную зону горения и направляющий патрубок потока газа, расположенный в радиальном направлении снаружи от жаровой трубы. Направляющий патрубок потока газа образует вместе с жаровой трубой канал для прохода воздуха, который смешивается на своем пути с топливом из системы впрыска топлива, причем смесь сжигается в основной зоне горения для создания горячих газов сгорания. Камера сгорания дополнительно содержит переходной узел, включающий в себя переходной канал, расположенный ниже по потоку от жаровой трубы по отношению к направлению потока горячих газов сгорания, проходящих из камеры сгорания к турбинной секции двигателя, причем направление потока горячих газов сгорания образует осевое направление. Камера сгорания дополнительно содержит формирователь потока, соединенный по меньшей мере либо с жаровой трубой, либо с переходным узлом, и проходящий в непосредственной близости с направляющим патрубком потока газа, но не соединенный с направляющим патрубком потока газа. Формирователь потока содержит по меньшей мере одну панель, имеющую такую конфигурацию, чтобы обеспечивать прохождение воздуха по меньшей мере через одну панель на своем пути к каналу для прохода, причем по меньшей мере существенная часть воздуха, который поступает в канал для прохода для сжигания в основной зоне горения, проходит по меньшей мере через одну панель.
В соответствии со вторым аспектом настоящего изобретения предлагается камера сгорания в газотурбинном двигателе, содержащая направляющий патрубок потока газа, систему впрыска топлива и структуру для прохода потока, образующую проход для потока горячих газов сгорания, идущих из камеры сгорания в турбинную секцию двигателя. Структура для прохода потока содержит жаровую трубу и переходный узел. Жаровая труба имеет внутренний объем, образующий основную зону горения и расположена в радиальном направлении вовнутрь от направляющего патрубка потока газа. Жаровая труба совместно с направляющим патрубком потока газа образует канал для прохода воздуха, который при прохождении на своем пути смешивается с топливом из системы впрыска топлива, причем смесь сжигается в основной зоне горения для создания горячих газов сгорания. Переходной узел содержит переходной канал, расположенный ниже по потоку от жаровой трубы по отношению к направлению потока горячих газов сгорания, проходящих по пути прохождения потока, причем направление потока горячих газов сгорания образует осевое направление. Камера сгорания дополнительно содержит формирователь потока, совмещенный с одним из структуры для прохода потока и направляющего патрубка потока газа, и проходит в непосредственной близости с другим из структуры для прохода потока и направляющего патрубка потока газа, но не соединен со структурой для прохода потока либо с направляющим патрубком потока газа. Формирователь потока содержит раму и множество панелей, соединенных с рамой и имеющих такую конфигурацию, чтобы обеспечивать прохождение воздуха через панели на своем пути к каналу для прохода. По меньшей мере существенная часть воздуха, который поступает в канал для прохода, проходит через панели, и панели соединены с возможностью снятия с рамой так, что панели могут быть удалены и заменены без отсоединения формирователя потока либо от структуры прохода потока, либо от направляющего патрубка потока газа.
Краткое описание чертежей
Хотя техническое описание, заканчивающееся формулой изобретения, конкретно указывает и четко определяет объем настоящего изобретения, предполагается, что настоящее изобретение будет лучше понятно из последующего описания в связи с сопроводительными чертежами, на которых одинаковые ссылочные позиции определяют одинаковые элементы, и на которых:
Фиг. 1 представляет собой вид сбоку, частично в сечении, газотурбинного двигателя, включающего в себя множество камер сгорания в соответствии с вариантом осуществления изобретения;
Фиг. 2 представляет собой вид в перспективе части камеры сгорания, входящей в состав двигателя из фиг. 1 и включающей в себя формирователь потока в соответствии с аспектом изобретения;
Фиг. 3 представляет собой вид бокового сечения, показывающий часть камеры сгорания и формирователь потока из фиг. 2;
Фиг. 4 представляет собой вид в перспективе, показывающий этап, используемый во время сборки формирователя потока, показанного на фиг. 2 и 3; и
Фиг. 5-8 представляют собой виды боковых сечений частей камер сгорания, включающих в себя формирователи потока в соответствии с другими вариантами осуществлений изобретения.
Подробное описание изобретения
В следующем подробном описании предпочтительных вариантов осуществлений делается ссылка на сопроводительные чертежи, которые являются его частью, и на которых показаны посредством иллюстрации, но не посредством ограничения, конкретные предпочтительные варианты осуществления, посредством которых изобретение может быть осуществлено. Также следует понимать, что могут быть использованы другие варианты осуществления, и что изменения могут быть выполнены без отступления от сущности и объема настоящего изобретения.
На фиг. 1 показан газотурбинный двигатель 10, сконструированный в соответствии с настоящим изобретением. Двигатель 10 включает в себя компрессорную секцию 12, секцию 14 сгорания, включающую в себя блок CA камер сгорания, содержащий множество камер сгорания 16, и турбинную секцию 18. Следует отметить, что блок СА камер сгорания в соответствии с настоящим изобретением предпочтительно содержит расположенные по кольцу камеры сгорания 16, которые расположены вокруг продольной оси LA двигателя 10, определяющей осевое направление внутри двигателя 10. Такая конфигурация обычно называется «трубчато-кольцевой камерой сгорания".
Компрессорная секция 12 всасывает и сжимает входной воздух, по меньшей мере часть которого направляется в оболочку 20 камеры сгорания для подачи в камеры сгорания 16. Воздух из оболочки 20 камеры сгорания далее упоминается как «воздух из оболочки». Другие части сжатого воздуха могут быть отведены из секции 12 сгорания для охлаждения различных компонентов внутри двигателя 10. Например, сжатый воздух может быть отведен из компрессорной секции 12 и подан к компонентам в турбинной секции 18.
После входа в камеры сгорания 16 сжатый воздух из оболочки 20 камеры сгорания смешивается с топливом и поджигается в основной зоне CZ горения для выработки высокотемпературных газов сгорания, протекающих турбулентным образом и с большой скоростью внутри соответствующей камеры сгорания 16. Затем газы сгорания в каждой камере сгорания 16 проходят через соответствующий переходной канал 22 (на фиг. 1 показан только один переходной канал) к турбинной секции 18, в которой газы сгорания расширяются для извлечения из них энергии. Часть извлеченной из газов сгорания энергии используется для вращения ротора 24 турбины, который проходит параллельно валу 26 вращения, который проходит в осевом направлении через двигатель 10 вдоль продольной оси LA.
Как показано на фиг. 1, в корпусе 30 двигателя расположены соответствующие секции 12, 14, 18 двигателя. Часть корпуса 30, окружающая секцию 14 сгорания, содержит стенку 32 корпуса, которая образует оболочку 20 камеры сгорания, то есть оболочка 20 камеры сгорания образует внутренний объем внутри части корпуса 30, который окружает секцию 14 сгорания.
Со ссылкой на фиг. 2 и 3 будут описаны одна из камер сгорания 16 блока СА камер сгорания, показанная на фиг. 1, и формирователь 40 потока, обеспечивающий подачу воздуха из оболочки в зону СZ горения камеры сгорания 16. Следует отметить, что, несмотря на то, что на фиг. 2 и 3 показаны только одна камера сгорания 16 и формирователь 40 потока, оставшиеся камеры сгорания 16 в блоке СА камер сгорания также включают в себя формирователь 40 потока, такой же или идентичный тому, что показан на фиг. 2 и 3.
Камера сгорания 16 содержит направляющий патрубок 42 потока газа, жаровую трубу 48, которая включает в себя внутренний объем 48A, который образует зону СZ горения (смотри фиг. 3), в которой топливо и воздух из оболочки смешиваются и сгорают для создания рабочего газа, переходной узел 50, содержащий переходной канал 22 и переходное кольцо 54, содержащее кольцевой элемент, который проходит радиально наружу от переходного канала 22, и систему 56 впрыска топлива (смотри фиг. 1), которая предусмотрена для подачи топлива в зону CZ горения. Переходной канал 22 соединен с жаровой трубой 48 для подачи горячего рабочего газа в турбинную секцию 18, то есть, как показано на фиг. 3, переходной канал 22 расположен ниже по потоку от жаровой трубы 48 по отношению к направлению FDCG потока горячих газов сгорания из камеры сгорания 16 к турбинной секции 18, причем направление FDCG потока горячих газов сгорания образует осевое направление. Следует отметить, что жаровая труба 48 и переходной узел 50 совместно называются в настоящем документе как «структура FPS для прохождения потока», причем структура FPS для прохождения потока образует путь прохождения потока горячих газов сгорания из камеры сгорания 16 в турбинную секцию 18 двигателя 10.
Со ссылкой на фиг. 3, направляющий патрубок 42 потока газа в показанном варианте осуществления содержит по существу цилиндрический элемент, который образует наружную границу канала 60, через который проходит воздух из оболочки, подаваемый в зону CZ горения. Направляющий патрубок 42 потока газа в радиальном направлении снаружи от жаровой трубы 48 так, чтобы в радиальном направлении между направляющим патрубком 42 потока газа и жаровой трубой 48 был образован канал 60. Направляющий патрубок 42 потока газа включает в себя первый конец 42A, соединенный с корпусом 32 двигателя у конца 16A, относящегося к головке камеры сгорания 16 (смотри фиг. 1), и второй конец 42B, расположенный на расстоянии от первого конца 42A.
В показанном варианте осуществления система 56 впрыска топлива содержит центральную пилотную топливную форсунку и расположенные по кольцу основные топливные форсунки, расположенные вокруг пилотной топливной форсунки, смотри фиг. 1. Однако система 56 впрыска топлива может включать в себя другие конфигурации без отхода от сущности и объема изобретения. Пилотная топливная форсунка и каждая основная топливная форсунка подают топливо в зону CZ горения во время работы двигателя 10.
Со ссылкой на фиг. 2 и 3, формирователь 40 потока расположен в радиальном направлении между структурой FPS для прохождения потока и направляющим патрубком 42 потока газа. В показанном варианте осуществления формирователь 40 потока содержит кольцевой элемент, который проходит от переходного кольца 54 к направляющему патрубку 42 потока газа и в непосредственной близости со вторым концом 42B направляющего патрубка 42 потока газа, но не соединен с направляющим патрубком потока газа 42. Следует отметить, что формирователь 40 потока может проходить от других компонентов структуры FPS для прохождения потока, а не от переходного кольца 54. Например, формирователь 40 потока может проходить к направляющему патрубку 42 потока газа от части жаровой трубы 48, как, например, в вариантах осуществления, показанных на фиг. 6 и 7, которые будут описаны далее, или от переходного канала 22, или формирователь 40 потока может проходить от направляющего патрубка 42 потока газа к структуре FPS для прохождения потока, как в варианте осуществления, показанном на фиг. 5, который будет описан далее.
Формирователь 40 потока образует вход для воздуха из оболочки, проходящего в канал 60, и содержит раму 70, которая прикреплена к переходному кольцу 54 и проходит от переходного кольца 54, и множество заменяемых панелей 72, прикрепленных с возможностью снятия внутри рамы 70 (следует отметить, что некоторые из панелей 72 были удалены из фиг. 2 для того, чтобы структура, расположенная в радиальном направлении внутри от панелей 72, могла быть видна на фиг. 2). В соответствии с аспектом настоящего изобретения панели 72 имеют такую конфигурацию, которая обеспечивает прохождение воздуха через панели 72 на своем пути к каналу 60, причем каждая панель 72 может быть выбрана с требуемой воздухопроницаемостью так, чтобы можно было контролировать количество воздуха, допускаемого для прохода через соответствующую панель 72. Со ссылкой на фиг. 4, поскольку панели 72 прикреплены с возможностью снятия внутри рам 70 посредством сдвигания панелей 72 по существу в осевом направлении таким образом, чтобы вставлять их в раму 70, панели 72 могут быть удалены и заменены без отсоединения рам 70 от переходного кольца 54 и без отсоединения переходного кольца 54 от переходного канала 72.
В приводимом для примера варианте осуществления, показанном на фиг. 2-4, панели 72 включают в себя множество отверстий 74, причем воздух из оболочки, который входит в канал 60 через панели 72, проходит через отверстия 74. В соответствии с аспектом изобретения каждая панель 72 может быть выбрана с требуемой конфигурацией отверстия так, чтобы можно было контролировать количество воздуха, допускаемого для прохода через каждую соответствующую панель 72 на своем пути к каналу 60. Например, размеры, формы, расположения, и/или ориентации отверстий 74 могут варьироваться для контроля количества воздуха, допускаемого для прохода через соответствующую панель 72. Следует отметить, что хотя панели 72 в показанном варианте осуществления включают в себя по существу круглые отверстия 74, могут быть использованы панели, имеющие другие конфигурации, которые обеспечивают прохождение через них воздуха, такие, как например, эллиптические отверстия, щели, сетчатые панели, перфорированные панели, прокатанные панели, тонкие панели, в которые включена проволока. Также следует отметить, что не все панели 72, входящие в формирователь 40 потока, должны иметь одинаковую конфигурацию отверстия. То есть, одна или несколько панелей 72 могут включать в себя конфигурации отверстий, которые отличаются от других панелей 72.
Как показано на фиг. 2 и 3 формирователь 40 потока дополнительно содержит фланец 78, который проходит от рамы 70 и перекрывает направляющий патрубок 42 потока газа в радиальном направлении. Фланец 78 расположен в непосредственной близости со вторым концом 42B направляющего патрубка 42 потока газа, но не соединен с ним, чтобы фланец 78 и направляющий патрубок 42 потока газа взаимодействовали для создания уплотнения для существенного предотвращения утечки между ними. Следовательно, хотя по меньшей мере существенная часть воздуха из оболочки, поступающего в канал 60 для сжигания в основной зоне горения CZ, проходит через отверстия 74 в панелях 72, по существу весь воздух из оболочки, поступающий в канал 60 для сжигания в основной зоне горения Cz, либо проходит через отверстия 74 в панелях 72, либо вытекает между фланцем 78 и вторым концом 42B направляющего патрубка 42 потока газа. Следует отметить, что фланец 78 предпочтительно прикрепляют к раме 70 болтами так, чтобы фланец 78 мог быть легко удален, если надо заменить одну или несколько панелей.
Со ссылкой на фиг. 2 и 3, камера сгорания 16 дополнительно содержит множество резонаторных коробок 80, которые проходят в радиальном направлении снаружи от жаровой трубы 48 в канал 60. В варианте осуществления, показанном на фиг. 2 и 3, резонаторные коробки 80 расположены ниже по потоку от формирователя 40 потока по отношению к направлению FDSA потока воздуха из оболочки в канал 60 (смотри фиг. 3), хотя резонаторные коробки 80 могут быть расположены выше по потоку от формирователя 40 потока по отношению к направлению FDSA потока воздуха из оболочки, как в варианте осуществления, показанном на фиг. 5, который будет объяснен далее.
Резонаторные коробки 80 включают в себя отверстия 82 (смотри фиг. 2), которые обеспечивают прохождение части воздуха в канале 60 во внутренние объемы 84 внутри резонаторных коробок 80. Воздух во внутренних объемах 84 резонаторных коробок 80 затем проходит во внутренний объем 48A жаровой трубы 48 через отверстия 86, образованные в жаровой трубе 48, смотри фиг. 3. Поток части воздуха из оболочки в резонаторные коробки 80 и через резонаторные коробки 80 ослабляет вибрации в жаровой трубе 16, что понятно специалистам в данной области техники.
Во время работы двигателя 10 воздух из оболочки, который содержит сжатый воздух из компрессорной секции 12, который проходит в оболочку 20 камеры сгорания, как было описано ранее, поступает в канал 60 из оболочки 20 камеры сгорания через отверстия 74 в панелях 72 формирователя 40 потока. Было определено, что отдельные компоненты внутри камер сгорания 16, такие как, например, подающие трубки, опорные ножки и так далее (не показаны), могут влиять на количество воздуха из оболочки, допускаемого для прохода в канал 60 в местах, соответствующих одной или более панелям 72. Следовательно, в соответствии с настоящим изобретением каждая из панелей 72 может быть выбрана с требуемой воздухопроницаемостью так, чтобы можно было контролировать воздух из оболочки, допускаемый для прохождения через каждую панель 72 для того, чтобы можно было обеспечивать прохождение по существу одинакового количества воздуха из оболочки в канал 60 через каждую панель 72. Обеспечение по существу потока с одинаковым количеством воздуха из оболочки в канал 60 через панели 72 является преимущественным, так как это обеспечивает по существу одинаковый спектр течения для каждой из основных топливных форсунок, создавая, таким образом, более целенаправленное и контролируемое производство газа сгорания внутри каждой камеры сгорания 16.
Специалистам в данной области техники будет понятно, что резонаторные коробки 80 настраиваются для подавления конкретных звуковых частот. Так как существует только единственное пространство для ограниченного количества резонаторных коробок 80 в камере сгорания 16, для подавления выбираются только частоты наибольшего риска, причем настройка резонатора выполняется посредством регулировки внутреннего давления внутри объема 84 каждой соответствующей резонаторной коробки 80, а также посредством выбора размера внутреннего объема 84, а также подбора размеров отверстий 86, образованных в жаровой трубе 48. В соответствии с этим вариантом осуществления, поскольку резонаторные коробки 80 расположены ниже по потоку от формирователя 40 потока по отношению к направлению FDSA потока воздуха из оболочки, идущего в канал 60, может быть обеспечена одинаковая величина давления воздуха из оболочки для каждой резонаторной коробки 80 так, чтобы каждая из резонаторных коробок 80 была способна функционировать в соответствии с ее расчетными параметрами настройки.
К тому же, поскольку панели 72 выполнены с возможностью удаления из формирователя 40 потока без отсоединения рамы 70 от переходного кольца 54 и без отсоединения переходного кольца 54 от переходного канала 22, увеличивается эффективность замены панелей 72, которые могут быть заменены из-за повреждения или для регулировки воздухопроницаемости соответствующей панели 72, как было описано ранее.
Более того, поскольку формирователь 40 потока в соответствии с этим вариантом осуществления соединен с переходным узлом 50, то есть с переходным кольцом 54, но не с направляющим патрубком 42 потока газа или с жаровой трубой 48, внутренние напряжения этих соответствующих компонентов, вызываемые различными значениями теплового расширения, уменьшаются или не допускаются. То есть, во время работы двигателя 10 направляющий патрубок 42 потока газа, жаровая труба 48 и переходной канал 54 могут термически расширяться и сжиматься по разному. Это вызывается, по меньшей мере, частично, образованием горячих газов сгорания в основной зоне Cz горения, которая образована во внутреннем объеме 48A жаровой трубы 48. Следовательно, жаровая труба 48 и переходной канал 54, которые передают горячие газы сгорания к турбинной секции 18 двигателя 10, достигают намного большей температуры, чем направляющий патрубок 42 потока газа, который не подвергается напрямую воздействию горячих газов сгорания во время работы двигателя. К тому же, направляющий патрубок 42 потока газа, жаровая труба 48 и переходной канал 54 могут быть изготовлены из различных материалов, имеющих различные коэффициенты теплового расширения. Различные коэффициенты теплового расширения и различные рабочие температуры направляющего патрубка 42 потока газа, жаровой трубы 48 и переходного канала 54 могут приводить к различным скоростям и величинам теплового расширения и сжатия этих компонентов во время работы двигателя. Так как формирователь 40 потока в соответствии с этим вариантом осуществления изобретения соединен с переходным узлом 50, а не с направляющим патрубком 42 потока газа или с жаровой трубой 48, считается, что внутренние напряжения этих компонентов, вызванные тепловым расширением с различными скоростями и величинами, которые иначе вызывали бы вытягивание/толкание этих компонентов друг к другу, существенно уменьшаются или не допускаются посредством настоящего изобретения.
Поскольку воздух из оболочки поступает в канал 60 через формирователь 40 потока, воздух проходит через канал 60 в направлении FDSA потока от второго конца 42B направляющего патрубка 42 потока газа к концу 16A, относящемуся к головке камеры сгорания 16, то есть в направлении от турбинной секции 18 и к компрессорной секции 12. После того, как воздух достигает конца 16A, относящегося к головке камеры сгорания 16 на конце канала 60, воздух поворачивается по существу на 180 градусов для прохождения в зону CZ горения в направлении от конца 16A, относящегося к головке камеры сгорания 16, то есть к турбинной секции 18 и от компрессорной секции 12. Воздух смешивается с топливом, подаваемым системой 56 впрыска топлива и сжигается для образования горячего рабочего газа, как было описано ранее.
На фиг. 5 показан формирователь 140 потока в соответствии с другим вариантом осуществления изобретения, причем структура, подобная той, что была описана на фиг. 1-4, включает в себя такую же ссылочную позицию, увеличенную на 100. Следует отметить, что для фиг. 5 будут описаны только те компоненты камеры сгорания 116, которые отличаются от компонентов камеры сгорания 16, описанных ранее со ссылкой на фиг. 1-4.
В соответствии с этим вариантом осуществления формирователь 140 потока проходит от второго конца 142B направляющего патрубка 142 потока газа к структуре FPS для прохождения потока, но не соединен со структурой FPS для прохождения потока. Следовательно, считается, что проблемы, относящиеся к тепловому расширению, такие как были описаны ранее со ссылкой на вариант осуществления на фиг. 1-4, уменьшаются или исключаются посредством формирователя 140 потока в соответствии с этим вариантом осуществления.
Формирователь 140 потока в соответствии с этим вариантом изобретения также может содержать раму (не показана в этом варианте осуществления), которая поддерживает множество панелей 172. Панели 172 также могут быть выбраны с требуемой воздухопроницаемостью, как было описано ранее со ссылкой на вариант осуществления на фиг. 1-4.
На фиг. 6 и 7 показаны формирователи 240, 340 потока в соответствии с другими вариантами осуществления изобретения, на которых структура, подобная той, что была описана со ссылкой на фиг. 1-4, включает в себя такую же ссылочную позицию, увеличенную на 200 на фиг. 6, и увеличенную на 300 на фиг. 7. Следует отметить, что единственные компоненты камер сгорания 216, 316, которые отличаются от компонентов камеры сгорания 116, описанной раннее со ссылкой на фиг. 5, будут описаны на фиг. 6 и 7, и что система 256 впрыска топлива была удалена из фиг. 6 и 7 для ясности.
В соответствии с этим вариантом осуществления формирователи 240, 340 потока проходят от удлинительного элемента EP жаровой трубы 248, 348 к направляющим патрубкам 242, 342 потока газа так, что формирователи 240, 340 потока по сути соединены с соответствующими жаровыми трубами 248, 348, но не соединены с направляющими патрубками 242, 342 потока газа. Следовательно, считается, что проблемы, относящиеся к тепловому расширению, такие как были описаны ранее со ссылкой на вариант осуществления из фиг. 1-4, уменьшаются или исключаются посредством формирователей 240, 340 потока в соответствии с этим вариантом осуществления.
Далее, резонаторные коробки 280, 380 в соответствии с этими вариантами осуществлений проходят в радиальном направлении снаружи от жаровых труб 248, 348 выше по потоку от соответствующего формирователя 240, 340 потока по отношению к направлениям FDSA потока воздуха, проходящего из оболочки в соответствующие каналы 260, 360. Хотя количество воздуха из оболочки, который поступает к каждой из резонаторных коробок 280, 380 в соответствии с этими вариантами осуществлений невозможно контролировать соответствующими формирователями 240, 340 потока так же точно, как в вариантах осуществлений из фиг. 1-5, описанных ранее, считается, что количество воздуха из оболочки, который поступает к каждой резонаторной коробкe 280, 380 в соответствии с этими вариантами осуществлений контролируется боле точно, чем в случае, если бы формирователи потока не были предусмотрены.
Формирователи 240, 340 потока в соответствии с этим вариантом осуществления также могут содержать раму 270, 370, которая поддерживает множество панелей 272, 372. Каждая панель 272, 372 может быть выбрана с требуемой воздухопроницаемостью, как было описано ранее со ссылкой на фиг. 1-4.
На фиг. 8 показан формирователь 440 потока в соответствии с другим вариантом осуществления изобретения, на котором структура, подобная той, что была описана со ссылкой на фиг. 1-4, включает в себя такую же ссылочную позицию, увеличенную на 400. Следует отметить, что для фиг. 8 будут описаны единственные компоненты камеры сгорания 416, которые отличаются от компонентов камеры сгорания 16, описанной раннее со ссылкой на фиг. 1-4, и что система 456 впрыска топлива была удалена из фиг. 8 для ясности.
В соответствии с этим вариантом осуществления формирователь 440 потока включает в себя множество расположенных в круговом направлении на расстоянии друг от друга опорных шпинделей Ss, которые проходят в осевом направлении от удлинительного элемента EP жаровой трубы 448 так, чтобы формирователь 440 потока был прочно соединен с жаровой трубой 448. Следует отметить, что опорные шпиндели Ss могут проходить от других компонентов структуры FPS для прохождения потока, нежели от жаровой трубы 448, без отхода от сущности и объема изобретения. Опорные шпиндели Ss конструктивно поддерживают раму 470 формирователя 440 потока в непосредственной близости с направляющим патрубком 442 потока газа и выше по потоку от резонаторных коробок 480. Как и в случае вариантов осуществлений, описанных ранее, формирователь 440 потока соединен либо со структурой FPS для прохождения потока, либо с направляющим патрубком 442 потока газа, то есть формирователь 440 потока соединен с жаровой трубой 448, но не соединен с направляющим патрубком 442 потока газа в этом варианте осуществления. Следовательно, считается, что проблемы, относящиеся к тепловому расширению, такие как те, которые были описаны ранее со ссылкой на фиг. 1-4, уменьшаются или исключаются посредством формирователей 440 потока в соответствии с этим вариантом осуществления.
Следует отметить, что хотя формирователи 40, 240, 340, 440 потока, показанные на фиг. 2-4 и 6-8, проходят от структуры FPS для прохождения потока, и формирователь 140 потока, показанный на фиг. 5, проходит от направляющего патрубка 142 потока газа, эти варианты осуществлений могут быть противоположными, то есть формирователи 40, 240, 340, 440 потока, показанные на фиг. 2-4 и 6-8, могут проходить от направляющих патрубков 42, 242, 342, 442 потока газа, и формирователь 140 потока, показанный на фиг. 5, может проходить от структуры FPS для прохождения потока.
Хотя были показаны и описаны конкретные варианты осуществления настоящего изобретения, для специалистов в данной области техники понятно, что могут быть выполнены различные другие изменения или модификации без отхода от сущности и объема изобретения. Поэтому считается, что все такие изменения или модификации входят в объем прилагаемой формулы изобретения.

Claims (27)

1. Камера сгорания в газотурбинном двигателе, содержащая:
направляющий патрубок потока газа;
систему впрыска топлива;
структуру для прохода потока, образующую проход для потока горячих газов сгорания для прохождения из камеры сгорания в турбинную секцию двигателя, причем структура для прохода потока содержит:
жаровую трубу, имеющую внутренний объем, образующий основную зону горения и расположенную в радиальном направлении внутри от направляющего патрубка потока газа и образующую совместно с ним канал для прохода воздуха, который при прохождении на своем пути смешивается с топливом из системы впрыска топлива, причем смесь сжигается в основной зоне горения для создания горячих газов сгорания; и
переходной узел, содержащий переходной канал, расположенный ниже по потоку от жаровой трубы по отношению к направлению потока горячих газов сгорания, проходящих по пути прохода потока, причем направление потока горячих газов сгорания образует осевое направление;
формирователь потока, при этом формирователь потока
(1) совмещен со структурой для прохода потока и проходит в непосредственно близости от нее, но не соединен с направляющим патрубком потока, или
(2) формирователь потока совмещен с направляющим патрубком потока и проходит в непосредственно близости от него, но не соединен со структурой для прохода потока, причем формирователь потока, содержит:
раму; и
множество панелей, соединенных с рамой и имеющих такую конфигурацию, чтобы обеспечивать прохождение воздуха через панели на своем пути к каналу для прохода, причем:
по меньшей мере существенная часть воздуха, который поступает в канал для прохода, проходит через панели; и
панели соединены с возможностью снятия с рамой так, что панели могут быть удалены и заменены без отсоединения формирователя потока от (1) структуры для прохода потока или (2) от направляющего патрубка потока.
2. Камера сгорания по п.1, в которой:
переходной узел дополнительно содержит круговое переходное кольцо, соединенное с переходным каналом; и
формирователь потока содержит кольцевой элемент, который совмещен с переходным кольцом.
3. Камера сгорания по п.1, в которой:
формирователь потока дополнительно содержит фланец, который проходит от рамы и перекрывает в радиальном направлении направляющий патрубок потока газа и проходит в непосредственно близости, но не соединен с ним, причем фланец создает уплотнение с направляющим патрубком потока газа для того, чтобы в значительной степени предотвращать утечку между ними; и
по существу весь воздух, который поступает в канал для прохода для сжигания в основной зон горения, проходит через панели или протекает между фланцем и направляющим патрубком потока газа.
4. Камера сгорания по п.1, в которой:
панели включают в себя множество отверстий; и
воздух, который входит в канал для прохода через панели, проходит через отверстия в панелях.
5. Камера сгорания по п.4, в которой каждая панель может быть выбрана с требуемой конфигурацией отверстий так, чтобы можно было контролировать количество воздуха, проходящего через каждую соответствующую панель.
6. Камера сгорания по п.1, в которой каждая панель может быть выбрана с требуемой воздухопроницаемостью так, чтобы можно было контролировать количество воздуха, проходящего через каждую соответствующую панель.
7. Камера сгорания по п.1, дополнительно содержащая множество резонаторных коробок, проходящих в радиальном направлении наружу от жаровой трубы в канал для прохода, причем резонаторные коробки имеют отверстия, которые обеспечивают прохождение воздуха, находящегося в канале для прохода, во внутренний объем внутри резонаторных коробок.
8. Камера сгорания по п.7, в которой жаровая труба включает в себя множество отверстий, которые обеспечивают прохождение воздуха, находящегося во внутренних объемах резонаторных коробок, во внутренний объем жаровой трубы.
9. Камера сгорания по п.1, дополнительно содержащая множество резонаторных коробок, проходящих в радиальном направлении наружу от жаровой трубы, выше по потоку от формирователя потока и в непосредственной близости с формирователем потока, причем резонаторные коробки имеют отверстия, которые обеспечивают прохождение воздуха во внутренние объемы внутри резонаторных коробок.
RU2015135826A 2013-02-27 2014-02-06 Формирователь потока в камере сгорания газотурбинного двигателя RU2665822C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/778,769 US9163837B2 (en) 2013-02-27 2013-02-27 Flow conditioner in a combustor of a gas turbine engine
US13/778,769 2013-02-27
PCT/EP2014/052347 WO2014131597A1 (en) 2013-02-27 2014-02-06 Flow conditioner in a combustor of a gas turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015135826A RU2015135826A (ru) 2017-03-31
RU2665822C2 true RU2665822C2 (ru) 2018-09-04

Family

ID=50179565

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015135826A RU2665822C2 (ru) 2013-02-27 2014-02-06 Формирователь потока в камере сгорания газотурбинного двигателя

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9163837B2 (ru)
EP (1) EP2962040B1 (ru)
JP (1) JP6385375B2 (ru)
CN (1) CN105074337B (ru)
RU (1) RU2665822C2 (ru)
WO (1) WO2014131597A1 (ru)

Families Citing this family (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP5804808B2 (ja) * 2011-07-07 2015-11-04 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器及びその燃焼振動減衰方法
MX2015007550A (es) 2012-12-12 2017-02-02 Broad Inst Inc Suministro, modificación y optimización de sistemas, métodos y composiciones para la manipulación de secuencias y aplicaciones terapéuticas.
EP2931892B1 (en) 2012-12-12 2018-09-12 The Broad Institute, Inc. Methods, models, systems, and apparatus for identifying target sequences for cas enzymes or crispr-cas systems for target sequences and conveying results thereof
RU2716420C2 (ru) 2013-06-17 2020-03-11 Те Брод Инститьют Инк. Доставка и применение систем crispr-cas, векторов и композиций для целенаправленного воздействия и терапии в печени
WO2014204727A1 (en) 2013-06-17 2014-12-24 The Broad Institute Inc. Functional genomics using crispr-cas systems, compositions methods, screens and applications thereof
AU2014281026B2 (en) 2013-06-17 2020-05-28 Massachusetts Institute Of Technology Delivery, engineering and optimization of tandem guide systems, methods and compositions for sequence manipulation
CN105492611A (zh) 2013-06-17 2016-04-13 布罗德研究所有限公司 用于序列操纵的优化的crispr-cas双切口酶系统、方法以及组合物
EP3011034B1 (en) 2013-06-17 2019-08-07 The Broad Institute, Inc. Delivery, use and therapeutic applications of the crispr-cas systems and compositions for targeting disorders and diseases using viral components
WO2015089364A1 (en) 2013-12-12 2015-06-18 The Broad Institute Inc. Crystal structure of a crispr-cas system, and uses thereof
WO2015089486A2 (en) 2013-12-12 2015-06-18 The Broad Institute Inc. Systems, methods and compositions for sequence manipulation with optimized functional crispr-cas systems
MX2016007328A (es) 2013-12-12 2017-07-19 Broad Inst Inc Suministro, uso y aplicaciones terapeuticas de sistemas y composiciones crispr-cas para edicion del genoma.
AU2014362248A1 (en) 2013-12-12 2016-06-16 Massachusetts Institute Of Technology Compositions and methods of use of CRISPR-Cas systems in nucleotide repeat disorders
US9709279B2 (en) * 2014-02-27 2017-07-18 General Electric Company System and method for control of combustion dynamics in combustion system
JP6456481B2 (ja) * 2014-08-26 2019-01-23 シーメンス エナジー インコーポレイテッド ガスタービンエンジン内の音響共鳴器用のフィルム冷却孔配列
JP6623485B2 (ja) * 2014-09-25 2019-12-25 三菱日立パワーシステムズ株式会社 燃焼器、及びこれを備えるガスタービン
US10215418B2 (en) * 2014-10-13 2019-02-26 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Sealing device for a gas turbine combustor
EP3985115A1 (en) 2014-12-12 2022-04-20 The Broad Institute, Inc. Protected guide rnas (pgrnas)
US20160238252A1 (en) * 2015-02-17 2016-08-18 Siemens Energy, Inc. Thermally expandable transition piece
WO2016205759A1 (en) 2015-06-18 2016-12-22 The Broad Institute Inc. Engineering and optimization of systems, methods, enzymes and guide scaffolds of cas9 orthologs and variants for sequence manipulation
RU2752834C2 (ru) 2015-06-18 2021-08-09 Те Брод Инститьют, Инк. Мутации фермента crispr, уменьшающие нецелевые эффекты
JP6579834B2 (ja) * 2015-07-08 2019-09-25 三菱日立パワーシステムズ株式会社 燃焼器及びガスタービン
WO2017192147A1 (en) * 2016-05-06 2017-11-09 Siemens Aktiengesellschaft Flow metering device for gas turbine engine
WO2018021996A1 (en) * 2016-07-25 2018-02-01 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine engine with resonator rings
US10677466B2 (en) 2016-10-13 2020-06-09 General Electric Company Combustor inlet flow conditioner
US10584610B2 (en) * 2016-10-13 2020-03-10 General Electric Company Combustion dynamics mitigation system
JP6997596B2 (ja) * 2017-11-09 2022-01-17 三菱重工コンプレッサ株式会社 防音制御システム、防音制御装置、防音制御方法、プログラム
DE102018205874A1 (de) 2018-04-18 2019-10-24 Siemens Aktiengesellschaft Brenner mit selektiver Anpassung des Bohrungsmusters für die Gaseindüsung
US10890328B2 (en) * 2018-11-29 2021-01-12 DOOSAN Heavy Industries Construction Co., LTD Fin-pin flow guide for efficient transition piece cooling
KR102655031B1 (ko) * 2019-12-24 2024-04-04 미츠비시 파워 가부시키가이샤 연소기 부품, 이 연소기 부품을 구비하는 연소기, 및 이 연소기를 구비하는 가스 터빈
DE102020213836A1 (de) * 2020-11-04 2022-05-05 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Resonatorring, Verfahren und Brennkorb
CN113776088A (zh) * 2021-09-24 2021-12-10 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 火焰筒、燃烧室及燃气轮机
US20240003543A1 (en) * 2022-06-29 2024-01-04 General Electric Company Acoustic liner for a gas turbine engine

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU37773U1 (ru) * 2004-01-22 2004-05-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И.Баранова" Газотурбинная система
RU2005117833A (ru) * 2004-06-15 2006-12-20 Снекма Моторс (Fr) Способ управления потоком воздуха в газовой турбине и система для осуществления данного способа
WO2010030309A2 (en) * 2008-09-15 2010-03-18 Siemens Energy, Inc. Combustor assembly comprising a combustor device, a transition duct and a flow conditioner
EP2375161A2 (en) * 2010-04-08 2011-10-12 General Electric Company Combustor having a flow sleeve
US20120006029A1 (en) * 2010-07-08 2012-01-12 Bilbao Juan E Portillo Air biasing system in a gas turbine combustor

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4414816A (en) * 1980-04-02 1983-11-15 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Combustor liner construction
US4719748A (en) 1985-05-14 1988-01-19 General Electric Company Impingement cooled transition duct
CA1309873C (en) 1987-04-01 1992-11-10 Graham P. Butt Gas turbine combustor transition duct forced convection cooling
JPH0544928A (ja) * 1991-08-20 1993-02-23 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ガスタービン燃焼器
DE4222391C2 (de) 1992-07-08 1995-04-20 Gutehoffnungshuette Man Zylindrisches Brennkammergehäuse einer Gasturbine
DE10064264B4 (de) 2000-12-22 2017-03-23 General Electric Technology Gmbh Anordnung zur Kühlung eines Bauteils
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
US7707835B2 (en) 2005-06-15 2010-05-04 General Electric Company Axial flow sleeve for a turbine combustor and methods of introducing flow sleeve air
US7685823B2 (en) 2005-10-28 2010-03-30 Power Systems Mfg., Llc Airflow distribution to a low emissions combustor
US7788926B2 (en) * 2006-08-18 2010-09-07 Siemens Energy, Inc. Resonator device at junction of combustor and combustion chamber
US8146364B2 (en) * 2007-09-14 2012-04-03 Siemens Energy, Inc. Non-rectangular resonator devices providing enhanced liner cooling for combustion chamber
US7617684B2 (en) 2007-11-13 2009-11-17 Opra Technologies B.V. Impingement cooled can combustor
US8096133B2 (en) 2008-05-13 2012-01-17 General Electric Company Method and apparatus for cooling and dilution tuning a gas turbine combustor liner and transition piece interface

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU37773U1 (ru) * 2004-01-22 2004-05-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И.Баранова" Газотурбинная система
RU2005117833A (ru) * 2004-06-15 2006-12-20 Снекма Моторс (Fr) Способ управления потоком воздуха в газовой турбине и система для осуществления данного способа
WO2010030309A2 (en) * 2008-09-15 2010-03-18 Siemens Energy, Inc. Combustor assembly comprising a combustor device, a transition duct and a flow conditioner
EP2375161A2 (en) * 2010-04-08 2011-10-12 General Electric Company Combustor having a flow sleeve
US20120006029A1 (en) * 2010-07-08 2012-01-12 Bilbao Juan E Portillo Air biasing system in a gas turbine combustor

Also Published As

Publication number Publication date
JP2016516169A (ja) 2016-06-02
CN105074337B (zh) 2018-02-02
EP2962040B1 (en) 2018-05-02
US20140238029A1 (en) 2014-08-28
WO2014131597A1 (en) 2014-09-04
RU2015135826A (ru) 2017-03-31
US9163837B2 (en) 2015-10-20
EP2962040A1 (en) 2016-01-06
JP6385375B2 (ja) 2018-09-05
CN105074337A (zh) 2015-11-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2665822C2 (ru) Формирователь потока в камере сгорания газотурбинного двигателя
EP2206886B1 (en) Transition piece for a gas turbine engine, corresponding gas turbine engine and manufacturing method
JP5676126B2 (ja) 熱的に分離された環状筒形の移行部片
US8438851B1 (en) Combustor assembly for use in a turbine engine and methods of assembling same
US9631816B2 (en) Bundled tube fuel nozzle
CN102061998B (zh) 用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴组件及其制造方法
EP1865261A2 (en) Inlet flow conditioner for gas turbine engine fuel nozzle
JP2014181701A (ja) ガスタービン燃焼器の燃焼モジュールのための流れスリーブ組立体
JP2017156078A (ja) 内部冷却を有する集束管燃料ノズル
US11536455B2 (en) Combustor component, combustor, gas turbine, and manufacturing method for combustor component
US10145561B2 (en) Fuel nozzle assembly with resonator
US20170268780A1 (en) Bundled tube fuel nozzle with vibration damping
JP2010175243A (ja) ターボ機械における燃焼ダイナミックスを低減するためのシステム及び方法
JP2014169853A (ja) 燃焼装置および燃焼装置の圧力変動を低減する方法
US8631654B2 (en) Burner system and method for damping such a burner system
JP2011237167A (ja) ガスターボ機械用の流体冷却噴射ノズル組立体
US11506382B2 (en) System and method for acoustic dampers with multiple volumes in a combustion chamber front panel
US9739201B2 (en) Wake reducing structure for a turbine system and method of reducing wake
JP6307137B2 (ja) 共鳴音響ノイズを抑制するウィンデージシールドシステムおよび方法
CN109416180B (zh) 用于涡轮发动机中的燃烧器组件及其装配方法
KR20150002697A (ko) 가스 터빈 연소기
CN105121961B (zh) 配备有亥姆霍兹共振器的燃气涡轮机燃烧器组件
US20140260292A1 (en) Gas turbine and method for guiding compressed fluid in a gas turbine
JP2020508432A (ja) 燃焼器用のエンドカバーアセンブリ
US20150362189A1 (en) Burner system with resonator

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20200207