RU2686246C2 - Камера сгорания газовой турбины с охлаждением жаровой трубы, оптимизированным в отношении падения давления - Google Patents

Камера сгорания газовой турбины с охлаждением жаровой трубы, оптимизированным в отношении падения давления Download PDF

Info

Publication number
RU2686246C2
RU2686246C2 RU2014133510A RU2014133510A RU2686246C2 RU 2686246 C2 RU2686246 C2 RU 2686246C2 RU 2014133510 A RU2014133510 A RU 2014133510A RU 2014133510 A RU2014133510 A RU 2014133510A RU 2686246 C2 RU2686246 C2 RU 2686246C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
flame tube
effusion holes
combustion chamber
channel
closing plate
Prior art date
Application number
RU2014133510A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014133510A (ru
Inventor
Михаэль Томас МАУРЕР
Урс БЕНЦ
Славомир СВЯТЕК
Оливер КОНРАДТ
Морис МАЛЛЬМ
Original Assignee
Ансалдо Энерджиа Свитзерлэнд Аг
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 Ансалдо Энерджиа Свитзерлэнд Аг filed Critical Ансалдо Энерджиа Свитзерлэнд Аг
Publication of RU2014133510A publication Critical patent/RU2014133510A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2686246C2 publication Critical patent/RU2686246C2/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
    • F23R3/002—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
    • 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
    • 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
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • 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
    • F23R2900/00018—Manufacturing combustion chamber liners or subparts
    • 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
    • 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
    • F23R2900/03045—Convection cooled combustion chamber walls provided with turbolators or means for creating turbulences to increase cooling

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)
  • Laser Beam Processing (AREA)

Abstract

Камера сгорания газовой турбины содержит жаровую трубу и закрывающую пластину. Жаровая труба и закрывающая пластина ограничивают канал для охлаждающего воздуха. У расположенного выше по потоку начала канала закрывающая пластина имеет форму сопла и имеет эффузионные отверстия. Закрывающая пластина или сопло продолжаются в аксиальном направлении над по меньшей мере одним рядом эффузионных отверстий. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Изобретение относится к газовым турбинам и направлено на газовую турбину с камерой сгорания с воздушным охлаждением.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
На рынке известны газовые турбины с камерами сгорания с воздушным охлаждением. Например, заявитель успешно производит газовые турбины данного типа под названием GT24/GT26. Фиг. 1 иллюстрирует схематическое и упрощенное сечение газовой турбины GT24/GT26.
Ни ротор, ни ось вращения данной газовой турбины не показаны на фиг. 1. Это означает, что некоторые из компонентов, которые проиллюстрированы на фиг. 1, имеют кольцевую геометрию.
Начиная с левой стороны на фиг. 1, сжатый воздух, который поступает в горелку (ссылочная позиция отсутствует), обозначен ссылочной позицией 1. Сжатый воздух 1 подается в горелку, при этом создается однородная бедная воздушно-топливная смесь.
Данная смесь топлива и воздуха сжигается в первой камере 2 сгорания, образующей одно кольцевое пламя. Данное кольцевое пламя имеет внутреннюю зону рециркуляции, которая обеспечивает стабилизацию пламени в свободном пространстве в пределах области горения.
Горячие выхлопные газы, выходящие из первой камеры 2 сгорания, проходят через ступень турбины, представляющую собой ступень высокого давления, перед поступлением во вторую горелку 4 второй камеры 5 сгорания.
Настоящее изобретение направлено на первую камеру 2 сгорания и/или вторую камеру 5 сгорания.
Как можно видеть на фиг. 1, камеры 2 и 5 сгорания ограничены в радиальном направлении жаровыми трубами 7. Данные жаровые трубы 7 представляют собой наружные стенки камер 2 и 5 сгорания и подвержены воздействию высоких температур, образующихся в результате наличия пламени.
Жаровые трубы 7 охлаждаются посредством инжекционного охлаждения и конвекционного охлаждения с использованием сжатого охлаждающего воздуха. Охлаждающий воздух проходит через кольцевые каналы 9. Кольцевые каналы 9 ограничены закрывающими пластинами 11 (в случае камеры 5 сгорания) или несущими конструкциями (в случае камеры 2 сгорания).
Охлаждающий воздух проходит по каналам 9 на фиг. 1 слева направо. Охлаждающий воздух подается посредством компрессора (непоказанного) газовой турбины, который также обеспечивает подачу сжатого воздуха в первую горелку 1.
Поскольку сжатие воздуха требует механической энергии, уменьшение потребления охлаждающего воздуха и/или уменьшение падения давления охлаждающего воздуха в каналах 9 всегда является целью, поскольку это обеспечивает повышение коэффициента полезного действия и увеличение выходной мощности газовой турбины.
Газовые турбины уровня техники имеют падение давления в каналах 9 первой камеры 2 сгорания, составляющее приблизительно 2-3 процента [%] относительно pin (давления на стороне компрессора).
Как упомянуто выше, на фиг. 1 охлаждающий воздух проходит на фигуре слева направо. Это означает, что выражение «выше по потоку» эквивалентно выражению «с левой стороны» фиг. 1 (и фиг. 2-5). Выражение «ниже по потоку» относится к более правой части фигур. В любом случае выражения «выше/впереди по потоку» и «ниже/позади по потоку» относятся к направлению потока охлаждающего воздуха.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Задача настоящего изобретения состоит в уменьшении падения давления охлаждающего воздуха в камерах сгорания и/или уменьшении количества охлаждающего воздуха, требуемого для охлаждения первой и/или второй камеры сгорания газовой турбины.
Данная задача решается посредством камеры сгорания газовой турбины, содержащей жаровую трубу и закрывающую пластину, при этом жаровая труба и закрывающая пластина ограничивают канал для охлаждающего воздуха, и при этом закрывающая пластина образует на своем расположенном выше по потоку конце сопло у начала канала для охлаждающего воздуха.
При выполнении этого уменьшается падение давления, обусловленное турбулентностью охлаждающего воздуха на впуске в канал. В результате значительно уменьшается падение давления охлаждающего воздуха.
Геометрия настоящего сопла может быть аналогична первой части сопла Лаваля. Оно также может иметь в продольном направлении круглую или параболическую форму.
Геометрия сопла также может отличаться от вышеуказанных примеров по соображениям, связанным с обеспечением еще лучшего потока охлаждающего воздуха и/или более легкого изготовления.
Например, существует возможность оптимизации геометрии сопла посредством имитационного моделирования потока охлаждающего воздуха с использованием одномерных, двумерных и трехмерных моделей потока.
За счет выполнения начала закрывающей пластины (на расположенной выше по потоку стороне канала) в виде сопла можно обеспечить значительное уменьшение падения давления по сравнению с трубчатыми или цилиндрическими закрывающими пластинами, известными из уровня техники. Ожидается уменьшение падения давления до 0,5% относительно давления на стороне компрессора (pin) за счет наличия сопла у начала закрывающей пластины.
Кроме того, существует возможность уменьшения потерь, связанных с падением давления, посредством сверления эффузионных отверстий в жаровой трубе, причем по меньшей мере одно из эффузионных отверстий имеет длину, которая в 1,4 раза превышает локальную толщину жаровой трубы.
При выполнении этого существует возможность эффективного охлаждения расположенного выше по потоку конца жаровой трубы без инжекционного охлаждения, известного из уровня техники. Инжекционное охлаждение является очень эффективным при снижении температуры жаровой трубы, но вызывает большие потери давления охлаждающего воздуха. Следовательно, возникает необходимость в сжатии охлаждающего воздуха до высокого давления, что приводит к снижению общего кпд газовой турбины.
За счет избегания инжекционного охлаждения на расположенном выше по потоку конце жаровой трубы можно дополнительно значительно уменьшить падение давления охлаждающего воздуха. При инжекционном охлаждении, как правило, используется падение давление, составляющее от 0,5% до 1,5% относительно давления на стороне компрессора.
Одним дополнительным важным аспектом настоящего изобретения является выполнение очень длинных эффузионных отверстий. Это означает, что по меньшей мере некоторые из эффузионных отверстий, выполненных в жаровой трубе заявленной камеры сгорания, имеют длину, превышающую 15 мм.
Длина, составляющая до 15 мм, позволяет выполнить эффузионные отверстия в жаровой трубе посредством лазера. При толщине, превышающей 15 мм, невозможно выполнение отверстий посредством лазера.
Для достижения заявленной длины, превышающей 15 миллиметров, в дополнительном варианте осуществления настоящего изобретения предусмотрено, что по меньшей мере некоторые из эффузионных отверстий частично ограничены канавкой в жаровой трубе и облицовкой.
Данные канавки могут охватывать длину эффузионных отверстий, которая превышает 15 мм. Данные канавки могут быть получены при литье одновременно с литьем жаровой трубы 7. Чтобы полностью образовать данные очень длинные эффузионные отверстия, предложено закрыть данные канавки облицовкой. В результате этого получают эффузионные отверстия, которые имеют длину, превышающую 15 мм, и могут иметь требуемую конструкцию. Например, эффузионные отверстия могут быть выполнены с изогнутой формой для оптимизации передачи тепла от жаровой трубы охлаждающему воздуху, который проходит через эффузионные отверстия.
Дополнительный аспект настоящего изобретения состоит в том, что на некотором участке эффузионных отверстий их продольная ось параллельна по меньшей мере одной поверхности жаровой трубы.
Это означает, что эффузионные отверстия обеспечивают очень эффективное охлаждение определенной области на расположенном выше по потоку конце жаровой трубы. Следовательно, не требуется никакого инжекционного охлаждения данной области жаровой трубы.
В этом случае предпочтительно, если продольная ось эффузионных отверстий параллельна продольной оси жаровой трубы.
Для облегчения выполнения данных эффузионных отверстий предложено, чтобы на участке, на котором эффузионные отверстия параллельны данной по меньшей мере одной поверхности жаровой трубы, жаровая труба имела большую толщину, чем на участке жаровой трубы, соответствующем каналу. Данный участок, соответствующий каналу, расположен ниже по потоку от эффузионных отверстий.
При выполнении этого можно обеспечить наличие длинных эффузионных отверстий на расположенном выше по потоку конце жаровой трубы и, кроме того, можно образовать данные эффузионные отверстия посредством лазера на первых 15 мм. Дополнительная длина эффузионных отверстий может быть получена, например, посредством сверления. Также существует возможность получения всей длины эффузионных отверстий посредством сверления.
В дополнительном варианте осуществления настоящего изобретения закрывающие пластины и в особенности сопловая часть закрывающих пластин продолжаются в аксиальном направлении над по меньшей мере одним рядом эффузионных отверстий.
Это означает, что на расположенном выше по потоку конце жаровой трубы эффузионные отверстия обеспечивают охлаждение жаровой трубы, а в той части жаровой трубы, которая расположена еще ниже по потоку, именно охлаждающий воздух, проходящий по каналу, обеспечивает конвекционное охлаждение жаровой трубы.
В дополнительном предпочтительном варианте осуществления изобретения участок с эффузионным охлаждением и участок с конвекционным охлаждением немного перекрываются в аксиальном направлении. Следовательно, все области жаровой трубы охлаждаются надлежащим образом, и не возникает никакого локального перегрева.
Оказалось, что предпочтительно, если на расположенном выше по потоку конце жаровой трубы ряды эффузионных отверстий продолжаются в аксиальном направлении жаровой трубы на длину, превышающую 5 см, предпочтительно превышающую 10 см или даже превышающую 15 см.
Существует возможность изготовления жаровой трубы посредством литья или селективной лазерной плавки. При литье жаровой трубы существует возможность, например, образования канавок в литейной форме. При выполнении этого размер и геометрия данной части эффузионных отверстий почти не имеют ограничений и могут быть выполнены такими, какие обеспечивают оптимальный охлаждающий эффект.
В том случае, если жаровую трубу получают селективной лазерной плавкой, существует возможность даже получить эффузионные отверстия с трехмерным изгибом. Технология селективной лазерной плавки обеспечивает еще больше степеней свободы в том, что касается размера и геометрии эффузионных отверстий.
Дополнительные преимущества и признаки раскрыты на фигурах и в описаниях данных фигур
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Фиг. 1 показывает сечение газовой турбины (предшествующий уровень техники);
Фиг. 2 показывает первый вариант осуществления настоящего изобретения, содержащий несколько рядов эффузионных отверстий, и
Фиг. 3-5 показывают дополнительные варианты осуществления эффузионных отверстий.
ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Можно видеть, что, начиная с первого варианта осуществления настоящего изобретения, расположенный выше по потоку конец закрывающей пластины 11 изогнут для образования сопла 13.
В продольном сечении сопло 13 может быть круглым/цилиндрическим и/или параболическим. Оно также может иметь форму впускной части сопла Лаваля.
Поток охлаждающего воздуха проиллюстрирован несколькими стрелками 15. Для ясности не все из этих стрелок имеют ссылочную позицию 15.
Стрелка 17 показывает общее направление потока охлаждающего воздуха на фиг. 2-5 слева направо. Другими словами: стрелка 17 начинается на расположенном выше по потоку конце или в начале жаровой трубы 7 и указывает в направлении расположенного ниже по потоку конца (непоказанного) жаровой трубы 7. Данная стрелка 17 параллельна продольному направлению жаровой трубы 7.
Как можно видеть из фиг. 2, данный вариант осуществления имеет на расположенном выше по потоку конце жаровой трубы 7 несколько рядов эффузионных отверстий 19.
Каждый ряд эффузионных отверстий 19 расположен по окружности вокруг жаровой трубы 7. Следовательно, из каждого ряда по фиг. 2 только одно эффузионное отверстие 19 проиллюстрировано на фиг. 2.
Как можно дополнительно увидеть на фиг. 2, ряды эффузионных отверстий 19 проходят в аксиальном направлении от начала жаровой трубы 7 к расположенному ниже по потоку концу жаровой трубы 7.
Аксиальная протяженность данных рядов эффузионных отверстий 19 проиллюстрирована на фиг. 2 посредством линии 21.
Как проиллюстрировано посредством линии 23, проходящей от начала жаровой трубы 7 к концу жаровой трубы 7, жаровая труба 7 охлаждается посредством конвекционного охлаждения. У расположенного выше по потоку начала жаровой трубы 7 конвекционное охлаждение обеспечивается посредством рядов эффузионных отверстий 19. Данные ряды эффузионных отверстий проходят ниже по потоку, чем сопло 13 (начало сопла 13).
Еще ниже по потоку от эффузионных отверстий конвекционное охлаждение, обеспечиваемое охлаждающим воздухом в канале 9, интенсифицируется посредством турбулизаторов 25 на наружной поверхности жаровой трубы 7. Это означает, что турбулизаторы 25 охватывают часть стенки канала 9.
Поскольку эффузионные отверстия 19 просверлены под углом, составляющими приблизительно от 30 до 45 градусов, относительно аксиального направления жаровой трубы 7 (ср. стрелку 17), они имеют длину, приблизительно в 1,4 раза превышающую локальную толщину жаровой трубы 7.
Угол между эффузионными отверстиями 19 и аксиальным направлением жаровой трубы 7 (ср. ссылочную позицию 17) представляет собой одну «возможность» повлиять на охлаждающий эффект, обеспечиваемый отверстиями для эффузии. Чем больше длина эффузионных отверстий 19, тем более интенсивным будет конвекционное охлаждение внутри эффузионных отверстий 19.
Очевидно, что число эффузионных отверстий 19 представляет собой дополнительную «возможность» повлиять на охлаждающий эффект и потребность в охлаждающем воздухе для данной части конвекционного охлаждения по изобретению.
На начальной стадии конвекционного охлаждения охлаждающий воздух 15 имеет давление pin, которое может составлять приблизительно 17 бар.
Вследствие неизбежных потерь давления в канале 9 охлаждающий воздух 15 имеет пониженное давление pin минус Δp на конце канала 9.
Поскольку сопло 30 обеспечивает уменьшение данных потерь давления и инжекционное охлаждение вообще отсутствует, падение Δp давления будет значительно меньше по сравнению с падением давления в уровне техники с частичным инжекционным охлаждением.
Падение Δp давления в соответствии с данным вариантом осуществления составляет приблизительно от 1 до 2 процентов от pin.
В обычных системах охлаждения с частичным инжекционным охлаждением падение Δp давления составляет приблизительно 2-3 процента от pin.
Как можно видеть из данного варианта осуществления, за счет точного расчета/проектирования сопла 13 и за счет избежания любого инжекционного охлаждения падение Δр давления значительно уменьшается по сравнению с предшествующим уровнем техники с частичным инжекционным охлаждением.
Фиг. 3 показывает второй вариант осуществления настоящего изобретения с еще более длинными эффузионными отверстиями 19. В данном варианте осуществления эффузионные отверстия 19 просверлены на расположенном выше по потоку конце жаровой трубы 7. Ниже по потоку от стенки 27 эффузионные отверстия 19 образованы канавками 29, которые могут быть получены при литье вместе с жаровой трубой 7 и ее турбулизаторами 25. Данные канавки 29 закрыты облицовкой 31, в результате чего образуются эффузионные отверстия, подобные каналам. Облицовка 31 может быть прикреплена к жаровой трубе 7 посредством винтов, сварных швов или крепежных штифтов.
За счет образования канавок 29 литьем может увеличить длину эффузионных отверстий 19 до значений, значительно превышающих 15 мм. 15 мм - это предельное значение при сверлении эффузионных отверстий 19 посредством лазера, если жаровая труба 7 выполнена из стали или жаропрочного сплава.
Данный вариант осуществления также имеет только конвекционное охлаждение от начала жаровой трубы 7. На расположенном выше по потоку конце жаровой трубы 7 имеет место конвекционное охлаждение внутри каждого эффузионного отверстия 19. Данный вариант осуществления содержит только один ряд расположенных по окружности эффузионных отверстий 19. Данные эффузионные отверстия 19 имеют очень большую длину по сравнению с толщиной жаровой трубы 7. Они могут иметь длину, в 5-10 раз превышающую толщину жаровой трубы 7, благодаря возможности комбинирования просверленной части эффузионных отверстий 19 с участком эффузионных отверстий, на котором они образованы канавками 29 и соответствующими им, закрывающими элементами 31.
На фиг. 4 показан дополнительный вариант осуществления настоящего изобретения. Эффузионные отверстия 19 также являются очень длинными по сравнению с толщиной жаровой трубы. В данном варианте осуществления эффузионные отверстия 19 имеют изогнутую форму, и они также имеют часть, полученную сверлением (которая находится слева на расположенном выше по потоку конце жаровой трубы 7), и вторую часть 33, которая может быть получена посредством образования канавок при литье и закрытия данных канавок облицовкой.
Также существует возможность изготовления всей жаровой трубы вместе с частью 33 эффузионных отверстий 19 и турбулизаторами 25 посредством селективной лазерной плавки. Данный способ изготовления включает локальное расплавление металлического порошка таким образом, что жаровая труба 7 с ее сложной геометрией, включая эффузионные отверстия, образуется посредством локального расплавления металлического порошка. Селективная лазерная плавка представляет собой способ, который известен специалисту в данной области техники и поэтому не описан подробно в данной заявке.
В данном варианте осуществления часть/участок 33 заканчивается в продольном направлении у начала сопла 13. Также существует возможность удлинения части 33 до тех пор, пока она не будет простираться в канал 9.
В данном случае также имеет место только конвекционное охлаждение жаровой трубы 7, в результате чего обеспечивается уменьшенное падение Δр давления.
Фиг. 5 показывает дополнительный вариант осуществления с эффузионным отверстием 19, очень длинным по сравнению с локальной толщиной жаровой трубы 7. Для обеспечения возможности выполнения эффузионных отверстий 19, которые в большей или меньшей степени параллельны поверхности 35 жаровой трубы 7, в некоторых случаях необходимо увеличить толщину жаровой трубы в верхней чести, где происходит эффузия (линия 21 на фиг. 3-5).

Claims (11)

1. Камера сгорания газовой турбины, содержащая жаровую трубу (7) и закрывающую пластину (11), при этом жаровая труба (7) и закрывающая пластина (11) ограничивают канал (9) для охлаждающего воздуха, отличающаяся тем, что у расположенного выше по потоку начала канала (9) закрывающая пластина (11) имеет форму сопла (13), при этом жаровая труба (7) имеет эффузионные отверстия (19) и закрывающая пластина (11) или сопло (13) продолжается в аксиальном направлении над по меньшей мере одним рядом эффузионных отверстий (19).
2. Камера сгорания по п. 1, отличающаяся тем, что длина по меньшей мере одного из эффузионных отверстий (19) более чем в 1,4 раза превышает локальную толщину жаровой трубы (7).
3. Камера сгорания по п. 2, отличающаяся тем, что длина по меньшей мере одного из эффузионных отверстий (19) превышает 15 мм.
4. Камера сгорания по п. 2, отличающаяся тем, что по меньшей мере некоторые из эффузионных отверстий (19) частично ограничены канавкой (29) в жаровой трубе (7) и облицовкой (31).
5. Камера сгорания по п. 2, отличающаяся тем, что ряды эффузионных отверстий (19) продолжаются в аксиальном направлении жаровой трубы (7) на длину, превышающую 5 см, предпочтительно превышающую 10 см или превышающую 15 см.
6. Камера сгорания по любому из пп. 1-5, отличающаяся тем, что жаровая труба (7) изготовлена посредством литья или селективной лазерной плавки.
7. Камера сгорания по п. 6, отличающаяся тем, что эффузионные отверстия (19) по меньшей мере частично выполнены при литье или селективной лазерной плавке.
8. Камера сгорания по п. 1, отличающаяся тем, что канал (9) для охлаждающего воздуха является кольцевым.
9. Камера сгорания газовой турбины, содержащая жаровую трубу (7) и закрывающую пластину (11), при этом жаровая труба (7) и закрывающая пластина (11) ограничивают канал (9) для охлаждающего воздуха, отличающаяся тем, что у расположенного выше по потоку начала канала (9) закрывающая пластина (11) имеет форму сопла (13), при этом жаровая труба (7) имеет эффузионные отверстия (19) и на участке эффузионных отверстий (19) их продольная ось параллельна по меньшей мере одной поверхности жаровой трубы (7).
10. Камера сгорания по п. 9, отличающаяся тем, что на указанном участке жаровая труба (7) имеет большую толщину, чем на участке жаровой трубы (7), соответствующем каналу.
11. Газовая турбина, содержащая по меньшей мере один компрессор, по меньшей мере одну камеру (2, 5) сгорания, по меньшей мере одну турбину, отличающаяся тем, что указанная по меньшей мере одна камера (2, 5) сгорания представляет собой камеру сгорания по любому из пп. 1-10.
RU2014133510A 2013-08-15 2014-08-14 Камера сгорания газовой турбины с охлаждением жаровой трубы, оптимизированным в отношении падения давления RU2686246C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP13180549.1 2013-08-15
EP13180549.1A EP2837887B1 (en) 2013-08-15 2013-08-15 Combustor of a gas turbine with pressure drop optimized liner cooling

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014133510A RU2014133510A (ru) 2016-03-10
RU2686246C2 true RU2686246C2 (ru) 2019-04-24

Family

ID=48979662

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014133510A RU2686246C2 (ru) 2013-08-15 2014-08-14 Камера сгорания газовой турбины с охлаждением жаровой трубы, оптимизированным в отношении падения давления

Country Status (6)

Country Link
US (1) US20150047313A1 (ru)
EP (1) EP2837887B1 (ru)
JP (1) JP2015038350A (ru)
KR (1) KR20150020131A (ru)
CN (1) CN104373959A (ru)
RU (1) RU2686246C2 (ru)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10309652B2 (en) * 2014-04-14 2019-06-04 Siemens Energy, Inc. Gas turbine engine combustor basket with inverted platefins
US20150338101A1 (en) * 2014-05-21 2015-11-26 General Electric Company Turbomachine combustor including a combustor sleeve baffle
DE102015224988A1 (de) * 2015-12-11 2017-06-14 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zur Montage einer Brennkammer eines Gasturbinentriebwerks
US10286450B2 (en) 2016-04-27 2019-05-14 General Electric Company Method and assembly for forming components using a jacketed core
EP3290804A1 (en) * 2016-08-31 2018-03-07 Siemens Aktiengesellschaft A burner with fuel and air supply incorporated in a wall of the burner
EP3342991B1 (en) * 2016-12-30 2020-10-14 Ansaldo Energia IP UK Limited Baffles for cooling in a gas turbine
CN113091091A (zh) * 2021-05-13 2021-07-09 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 燃烧室层板及燃烧室

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4896510A (en) * 1987-02-06 1990-01-30 General Electric Company Combustor liner cooling arrangement
EP1515090A1 (en) * 2003-09-10 2005-03-16 General Electric Company Thick coated combustor liner
US20050056020A1 (en) * 2003-08-26 2005-03-17 Honeywell International Inc. Tube cooled combustor
EP1983266A2 (en) * 2007-04-17 2008-10-22 General Electric Company Methods and systems to facilitate reducing combustor pressure drops
RU2398160C1 (ru) * 2009-05-25 2010-08-27 Открытое акционерное общество "Климов" Камера сгорания газотурбинного двигателя (варианты)

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2458497A (en) * 1945-05-05 1949-01-11 Babcock & Wilcox Co Combustion chamber
FR2752916B1 (fr) * 1996-09-05 1998-10-02 Snecma Chemise de protection thermique pour chambre de combustion de turboreacteur
US6427446B1 (en) * 2000-09-19 2002-08-06 Power Systems Mfg., Llc Low NOx emission combustion liner with circumferentially angled film cooling holes
US7363763B2 (en) * 2003-10-23 2008-04-29 United Technologies Corporation Combustor
US7540156B2 (en) * 2005-11-21 2009-06-02 General Electric Company Combustion liner for gas turbine formed of cast nickel-based superalloy
US7546737B2 (en) * 2006-01-24 2009-06-16 Honeywell International Inc. Segmented effusion cooled gas turbine engine combustor
EP1813869A3 (en) * 2006-01-25 2013-08-14 Rolls-Royce plc Wall elements for gas turbine engine combustors
US8109098B2 (en) * 2006-05-04 2012-02-07 Siemens Energy, Inc. Combustor liner for gas turbine engine
US7812282B2 (en) * 2007-03-15 2010-10-12 Honeywell International Inc. Methods of forming fan-shaped effusion holes in combustors
US8590314B2 (en) * 2010-04-09 2013-11-26 General Electric Company Combustor liner helical cooling apparatus
EP2405200A1 (en) * 2010-07-05 2012-01-11 Siemens Aktiengesellschaft A combustion apparatus and gas turbine engine
US20120047895A1 (en) * 2010-08-26 2012-03-01 General Electric Company Systems and apparatus relating to combustor cooling and operation in gas turbine engines

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4896510A (en) * 1987-02-06 1990-01-30 General Electric Company Combustor liner cooling arrangement
US20050056020A1 (en) * 2003-08-26 2005-03-17 Honeywell International Inc. Tube cooled combustor
EP1515090A1 (en) * 2003-09-10 2005-03-16 General Electric Company Thick coated combustor liner
EP1983266A2 (en) * 2007-04-17 2008-10-22 General Electric Company Methods and systems to facilitate reducing combustor pressure drops
RU2398160C1 (ru) * 2009-05-25 2010-08-27 Открытое акционерное общество "Климов" Камера сгорания газотурбинного двигателя (варианты)

Also Published As

Publication number Publication date
JP2015038350A (ja) 2015-02-26
KR20150020131A (ko) 2015-02-25
EP2837887A1 (en) 2015-02-18
US20150047313A1 (en) 2015-02-19
EP2837887B1 (en) 2019-06-12
CN104373959A (zh) 2015-02-25
RU2014133510A (ru) 2016-03-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2686246C2 (ru) Камера сгорания газовой турбины с охлаждением жаровой трубы, оптимизированным в отношении падения давления
EP2481983B1 (en) Turbulated Aft-End liner assembly and cooling method for gas turbine combustor
EP3186558B1 (en) Film cooling hole arrangement for acoustic resonators in gas turbine engines
JP5236769B2 (ja) 燃料ステージングによる燃焼器出口温度プロファイル制御及び関連方法
US9970355B2 (en) Impingement cooling arrangement
JP2009085222A (ja) タービュレータ付き後端ライナアセンブリ及びその冷却方法
EP2211105A2 (en) Turbulated combustor aft-end liner assembly and related cooling method
US20160033133A1 (en) Combustor nozzles in gas turbine engines
RU2634986C2 (ru) Охлаждаемая стенка
CN107683391B (zh) 具有优化冷却的燃烧室的环形壁
JP2011052691A (ja) インピンジメント冷却式トランジションピース後部フレーム
EP2375160A2 (en) Angled seal cooling system
CN104033186B (zh) 燃气轮机叶片
CN108138584A (zh) 燃烧器涡轮机壳体后集气室的螺旋冷却
JP5281685B2 (ja) ガスタービン燃焼器およびガスタービン
JP2010249131A (ja) 複合対流／しみ出し冷却一体形缶型燃焼器
US10648667B2 (en) Combustion chamber with double wall
JP2008309059A (ja) タービンケーシングの冷却構造
CA2939289C (en) Single skin combustor with heat transfer enhancement
TWI653389B (zh) 燃燒器用筒、燃燒器及燃氣渦輪機
US10920983B2 (en) Counter-swirl doublet combustor with plunged holes
US10669860B2 (en) Gas turbine blade
CN204254676U (zh) 一种燃气轮机燃烧室火焰筒的冷却结构
KR101984397B1 (ko) 로터, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈
JP2007309247A (ja) ガスタービン

Legal Events

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