WO2012133630A1 - ガスタービンエンジン用燃焼器及びガスタービン - Google Patents

ガスタービンエンジン用燃焼器及びガスタービン Download PDF

Info

Publication number
WO2012133630A1
WO2012133630A1 PCT/JP2012/058330 JP2012058330W WO2012133630A1 WO 2012133630 A1 WO2012133630 A1 WO 2012133630A1 JP 2012058330 W JP2012058330 W JP 2012058330W WO 2012133630 A1 WO2012133630 A1 WO 2012133630A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
liner
combustor
wall
gas turbine
heat transfer
Prior art date
Application number
PCT/JP2012/058330
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
千由紀 仲俣
大北　洋治
細井　潤
廣光　永兆
淳 平田
武臣 出田
Original Assignee
株式会社Ihi
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 株式会社Ihi filed Critical 株式会社Ihi
Priority to CA2831281A priority Critical patent/CA2831281C/en
Priority to KR1020137027656A priority patent/KR101591398B1/ko
Priority to CN201280015923.3A priority patent/CN103534531B/zh
Priority to EP12764873.1A priority patent/EP2693122A4/en
Publication of WO2012133630A1 publication Critical patent/WO2012133630A1/ja
Priority to US14/040,025 priority patent/US20140020393A1/en

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
    • F23R3/002—Wall structures
    • 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
    • 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
    • F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine engine combustor that is used in a gas turbine engine such as an aircraft gas turbine engine or a power generation gas turbine engine, and generates combustion gas by burning fuel in compressed air, and the gas turbine. .
  • a general annular type gas turbine engine combustor includes an annular combustor case, and an annular combustor liner is provided concentrically inside the combustor case.
  • An annular combustion chamber for burning fuel is formed inside the liner.
  • a plurality of fuel nozzles for injecting fuel into the combustion chamber are provided at intervals in the circumferential direction at the front portion of the combustor liner, and at the periphery of each fuel nozzle at the front portion of the combustor liner, An introduction member for introducing the compressed air into the combustion chamber is provided.
  • a combustor for a gas turbine engine in which effusion cooling and impingement cooling can be used in combination with the combustor liner (see Patent Document 1).
  • a combustor liner in a gas turbine engine combustor according to the prior art is configured in a double wall structure having a liner outer wall and a liner inner wall, and a part of the compressed air is placed on the liner outer wall.
  • a plurality of impingement cooling holes are formed penetrating through the liner inner wall toward the outer surface (outer wall surface) of the liner as cooling air.
  • the liner inner wall is formed with a plurality of effusion cooling holes through which cooling air is blown out along the inner surface (inner wall surface) of the liner inner wall.
  • an object of the present invention is to provide a combustor for a gas turbine engine and a gas turbine having a novel configuration capable of improving the cooling performance of the combustor liner to a higher level.
  • the inventor of the present application has formed a plurality of impingement cooling holes through the liner outer wall and a plurality of effusion cooling holes through the liner inner wall, and the outer surface of the liner inner wall.
  • an appropriate ratio is 1.0 to 3.0. Moreover, it is thought that the above-mentioned novel knowledge is due to the fact that the heat dissipation action of the heat transfer pin was sufficiently exhibited.
  • a first aspect of the present invention is a gas turbine engine combustor that is used in a gas turbine engine and burns fuel in compressed air to generate combustion gas.
  • a combustor case and an inner side of the combustor case A combustor liner having a combustion chamber formed therein for combusting the fuel, the combustor liner having a double wall structure having a liner outer wall and a liner inner wall, A plurality of impingement cooling holes for penetrating a part of the compressed air as cooling air to the outer surface (outer wall surface) of the liner inner wall are formed in the liner outer wall, and the cooling air is supplied to the liner inner wall.
  • a plurality of effusion cooling holes are formed penetrating along the inner surface (inner wall surface) of the inner wall, and a plurality of heat transfer pins (radiation pins) are formed on the outer surface of the liner inner wall.
  • the tip surface of each heat transfer pin is not in contact with the inner surface of the outer wall of the liner, and the ratio between the height dimension of the heat transfer pin and the equivalent diameter of the impingement cooling hole is 1.0 to The gist is that it is set to 3.0.
  • a second aspect of the present invention is a gas turbine including the gas turbine engine combustor according to the first aspect.
  • the cooling efficiency of the combustor liner can be sufficiently increased while suppressing an increase in the weight of the combustor liner, the combustion of the combustor for the gas turbine engine is promoted while reducing the weight.
  • the cooling performance of the container liner can be improved to a higher level.
  • FIG. 1 is a conceptual diagram of an aircraft gas turbine engine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a front sectional view of a combustor for a gas turbine engine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 3 is an enlarged cross-sectional view taken along line III-III in FIG. 4A is a cross-sectional view showing the main part of the liner outer wall or the liner inner wall, and
  • FIG. 4B is a view showing a part of the state in which the combustor liner is developed on a plane.
  • FIG. 5 (a) is a diagram showing the relationship between the ratio (H / D) of the height dimension of the heat transfer pin and the equivalent diameter of the impingement cooling hole and the effective heat transfer area expansion rate, and FIG. It is a figure explaining a cooling performance test.
  • FF indicates a forward direction (upstream direction as viewed from the mainstream flow)
  • FR indicates a rearward direction (downstream direction as viewed from the mainstream flow).
  • the gas turbine engine (gas turbine) according to the present embodiment is used for, for example, an aircraft or a generator.
  • a gas turbine engine (gas turbine) 1 according to this embodiment includes a compressor 3.
  • the compressor 3 compresses the air A taken into the gas turbine engine 1 to generate compressed air PA.
  • a turbine 5 is connected to the compressor 3 via a turbine shaft (rotary shaft) 7.
  • the turbine 5 is driven by the expanding combustion gas G, and drives the compressor 3 via the turbine shaft 7 simultaneously with this driving.
  • a combustor 9 is provided between the compressor 3 and the turbine 5.
  • the combustor 9 burns the fuel F in the compressed air PA sent from the compressor 3, generates combustion gas G, and discharges it to the turbine 5 side.
  • the combustor 9 is, for example, an annular combustor.
  • the combustor 9 includes an annular (hollow annular) combustor case 11.
  • the combustor case 11 includes an annular outer case 13 and an annular inner case 15 provided inside the outer case 13. Furthermore, an annular inlet 17 for introducing the compressed air PA from the compressor 3 into the combustor case 11 is formed at the front portion of the combustor case 11.
  • annular (hollow annular) combustor liner 19 is provided in the combustor case 11.
  • the combustor liner 19 includes an annular outer liner 21 and an annular inner liner 23 provided inside the outer liner 21.
  • An annular combustion chamber 25 for burning the fuel F is formed in the combustor liner 19.
  • an annular combustion chamber 25 is formed between the outer liner 21 and the inner liner 23.
  • the outer case 13, the inner case 15, the outer liner 21, and the inner liner 23 are all provided concentrically.
  • a plurality of fuel nozzles 27 for injecting fuel F into the combustion chamber 25 are provided in the front portion of the combustor liner 19 at intervals in the circumferential direction.
  • a fuel pipe 29 for supplying the fuel F is connected to each fuel nozzle 27.
  • Each fuel pipe 29 protrudes outward from the combustor case 11.
  • a swirler 31 is provided on the periphery of each fuel nozzle 27 at the front portion of the combustor liner 19.
  • the swirler 31 functions as an introduction member that introduces the compressed air PA into the combustion chamber 25 as a swirling flow.
  • the combustor case 11 is provided with a plurality of spark plugs 33 that ignite (ignite) the fuel F. The tip of each spark plug 33 protrudes inside the combustor case 11 (inside the combustion chamber 25).
  • the outer liner 21 and the inner liner 23 have a double wall structure including a liner outer wall 35 and a liner inner wall 37, respectively.
  • the liner outer wall 35 is formed with a plurality of impingement cooling holes 39 through which a part of the compressed air PA is jetted as cooling air CA toward the outer surface (outer wall surface) of the liner inner wall 37.
  • a center line 39 c of the cooling hole 39 is parallel to the thickness direction TP of the liner outer wall 35.
  • the liner inner wall 37 is formed with a plurality of effusion cooling holes 41 through which the cooling air CA is ejected along the inner surface (inner wall surface) of the liner inner wall 37, and the center line of each effusion cooling hole 41 (
  • the central axis 41c is inclined with respect to the thickness direction TP of the liner inner wall 37 so that the outlet of the effusion cooling hole 41 is located downstream of the inlet.
  • the diameter of the cross section perpendicular to the center line 41c of the effusion cooling hole 41 (or the equivalent diameter of the effusion cooling hole 41) and the diameter of the cross section perpendicular to the center line (central axis) 39c of the impingement cooling hole 39 (or impingement cooling).
  • the equivalent diameter of the holes 39 is arbitrarily set according to the design.
  • the equivalent diameter of a hole means the diameter of the cross section when the cross section perpendicular to the center line of the hole is circular, and the hydraulic diameter (4 ⁇ cross sectional area / circumference) when the cross section is not circular. (Long).
  • the ratio (Z / D) between the distance Z between the inner surface of the liner outer wall 35 and the outer surface of the liner inner wall 37 and the equivalent diameter D of the impingement cooling hole 39 is set so that the impingement cooling performance is sufficiently exhibited. It is set to 0-5.0.
  • a plurality of heat transfer pins (radiation pins) 43 are formed on the outer surface of the liner inner wall 37.
  • the front end surface of each heat transfer pin 43 is not in contact with the inner surface of the liner outer wall 35.
  • the ratio (H / D) between the height dimension H of the heat transfer pin 43 and the equivalent diameter D of the impingement cooling hole is set to 1.0 to 3.0.
  • the reason why the ratio (H / D) is set to 1.0 or more is that when the ratio (H / D) is set to less than 1.0, the heat radiation action by the heat transfer pins 43 is not sufficiently exhibited.
  • the ratio (H / D) is set to 3.0 or less, even if the ratio (H / D) is set to a value exceeding 3.0, the heat dissipation action by the heat transfer pin 43 is not improved. This is because the weight of the combustor liner 19 is increased.
  • the cross-sectional shape of the heat transfer pin 43 is not limited to the quadrangle shown in FIG. 4 and can be set to an arbitrary shape.
  • Compressed air PA sent from the compressor 3 is introduced into the combustor case 11 from the introduction port 17, and then introduced as a swirling flow from the swirler 31 into the combustion chamber 25.
  • the fuel F is injected into the combustion chamber 25 from the plurality of fuel nozzles 27, and the fuel F is ignited by the spark plug 33.
  • the fuel F burns in the compressed air PA in the combustion chamber 25 and combustion gas G is generated.
  • the combustion gas G is discharged to the turbine 5 side, and the operation of the gas turbine engine 1 is continued.
  • the compressed air PA flows between the inner surface of the combustor case 11 and the outer surface of the combustor liner 19.
  • the compressed air PA is ejected from the plurality of impingement cooling holes 39 toward the outer surface of the liner inner wall 37.
  • the ejected cooling air CA collides with the outer surface of the liner inner wall 37 and impinges the liner inner wall 37.
  • the cooling air CA that has contributed to impingement cooling is ejected from the plurality of effusion cooling holes 41 along the inner surface of the liner inner wall 37. Accordingly, the cooling air CA flows along the inner surface of the liner inner wall 37 and performs effusion cooling on the liner inner wall 37.
  • each heat transfer pin 43 is not in contact with the inner surface of the liner outer wall 35, and the ratio of the height dimension H of the heat transfer pin 43 to the equivalent diameter D of the impingement cooling hole 39 (H / D) is set to 1.0 to 3.0. Therefore, when the above-described new knowledge is applied, the increase in the weight of the combustor liner 19 is suppressed and the temperature of the combustor liner 19 is increased (in particular, the liner inner wall 37). The cooling efficiency of the combustor liner 19 can be sufficiently increased.
  • the present invention is not limited to the description of the above-described embodiment.
  • the technical idea applied to the gas turbine engine 1 is applied to a power generation gas turbine engine (not shown). It can be implemented in an embodiment. Further, the scope of rights encompassed by the present invention is not limited to these embodiments.
  • the cooling performance of the combustor liner can be evaluated from the effective heat transfer area expansion rate.
  • the effective heat transfer area expansion rate is the product of the cooling side heat transfer area and the average heat transfer coefficient when there is no heat transfer pin, and the cooling side heat transfer area and the average heat transfer coefficient when there is a heat transfer pin. It is the product ratio. When the effective heat transfer area expansion rate is high, the cooling efficiency is also increased.
  • Fig. 5 (a) shows the relationship of the ratio (H / D) to the effective heat transfer area expansion rate. Note that H is the height dimension of the heat transfer pin described above, and D is the equivalent diameter of the impingement cooling hole described above.
  • the relationship of FIG. 5A was obtained by correcting the analysis result obtained by CFD (Computational Fluid Dynamics) analysis with the result of the cooling performance test.
  • CFD Computer Fluid Dynamics
  • a test product 59 simulating the combustor liner 19 is used, the hot gas HG flows on the liner inner wall 77 side, and the test product 59 cools on the liner outer wall 75 side. The surface temperature on the liner inner wall 77 side of the test article 19 when the air CA was flowing was detected.
  • a plurality of impingement cooling holes 79 are formed in the liner outer wall 75, and a plurality of effusion cooling holes 81 are formed in the liner inner wall 77. Further, a plurality of heat transfer pins 83 are formed on the outer surface of the liner inner wall 77. The front end surface of each heat transfer pin 83 is not in contact with the inner surface of the liner outer wall 75. That is, the impingement cooling hole 79, the effusion cooling hole 81, and the heat transfer pin 83 in FIG. 5B correspond to the impingement cooling hole 39, the effusion cooling hole 41, and the heat transfer pin 43 in FIG. 4A, respectively.
  • the effective heat transfer area expansion ratio is obtained when the ratio (H / D) of the heat transfer pin height dimension H to the impingement cooling hole equivalent diameter D is 1.0 to 3.0. It turned out to be high.
  • the ratio (H / D) between the height dimension H of the heat transfer pin and the equivalent diameter D of the impingement cooling hole is 1 in a state where the tip surface of the heat transfer pin is not in contact with the inner surface of the liner outer wall. It was found that the cooling performance of the combustor liner is sufficiently increased by setting the value to 0.0 or more. It is also found that the cooling performance of the combustor liner is not improved even if the ratio (H / D) of the heat transfer pin height dimension H to the impingement cooling hole equivalent diameter D exceeds 3.0. It was.

Abstract

　ガスタービンエンジン用燃焼器において、ライナ外壁（３５）に冷却空気（ＣＡ）をライナ内壁（３７）の外表面に向かって噴き出すための複数のインピンジ冷却孔（３９）が貫通して形成され、ライナ内壁（３７）の外表面に複数の伝熱ピン（４３）が形成され、ライナ内壁（３７）に冷却空気（ＣＡ）をライナ内壁（３７）の内表面に沿って噴き出すための複数のエフュージョン冷却孔（４１）が貫通して形成され、各伝熱ピン（４３）の先端面がライナ外壁（３５）の内表面に対して非接触であって、伝熱ピン（４３）の高さ寸法（Ｈ）のインピンジ冷却孔（３９）の等価直径（Ｄ）に対する比（Ｈ／Ｄ）が１．０～３．０に設定されている。

Description

ガスタービンエンジン用燃焼器及びガスタービン
　本発明は、航空機用ガスタービンエンジン又は発電用ガスタービンエンジン等のガスタービンエンジンに用いられ、かつ圧縮空気中で燃料を燃焼させることにより燃焼ガスを生成するガスタービンエンジン用燃焼器及びガスタービンに関する。
　一般的なアニュラ型のガスタービンエンジン用燃焼器は、環状の燃焼器ケースを具備しており、この燃焼器ケースの内側には、環状の燃焼器ライナが同心上に設けられており、燃焼器ライナの内側には、燃料を燃焼させるための環状の燃焼室が形成されている。また、燃焼器ライナの前部には、燃料を燃焼室内に噴射する複数の燃料ノズルが周方向に間隔を置いて設けられており、燃焼器ライナの前部における各燃料ノズルの周縁には、圧縮空気を燃焼室内に導入する導入部材が設けられている。
　一方、燃焼器ライナの冷却性能を向上させるため、燃焼器ライナに対してエフュージョン冷却及びインピンジ冷却の併用を可能にしたガスタービンエンジン用燃焼器が開発されている（特許文献１参照）。具体的には、先行技術に係るガスタービンエンジン用燃焼器における燃焼器ライナは、ライナ外壁とライナ内壁を有した二重壁構造に構成されており、ライナ外壁には、圧縮空気の一部を冷却空気としてライナ内壁の外表面（外側壁面）に向かって噴き出すための複数のインピンジ冷却孔が貫通して形成されている。また、ライナ内壁には、冷却空気をライナ内壁の内表面（内側壁面）に沿って冷却空気を噴き出すための複数のエフュージョン冷却孔が貫通して形成されている。
特開２０１０－４３６４３号公報
　ところで、近年、ガスタービンエンジンの高出力化の要請が強まっており、それに伴い、タービンの入口側の温度、換言すれば、燃焼室内の温度が非常に高くなる傾向にある。そのため、燃焼ガスに曝される燃焼器ライナの冷却性能をより高いレベルまでを向上させることが急務になってきている。
　そこで、本発明は、燃焼器ライナの冷却性能をより高いレベルまで向上させることができる、新規な構成のガスタービンエンジン用燃焼器及びガスタービンを提供することを目的とする。
　本願の発明者は、前述の課題を解決するために、ライナ外壁に複数のインピンジ冷却孔が貫通して形成されかつライナ内壁に複数のエフュージョン冷却孔が貫通して形成されかつライナ内壁の外表面に伝熱ピン（放熱ピン）が形成された二重壁構造の燃焼器ライナを模擬した試験品を、伝熱ピンの高さを変更しながら多数製作し、試験品の一方側（ライナ内壁側）及び他方側（ライナ外壁側）に高温ガス及び冷却空気をそれぞれ流して、多数の試験品について冷却性能試験を行った結果（後述の実施例参照）、各伝熱ピンの先端面をライナ外壁の内表面に対して非接触にした状態で、伝熱ピンの高さ寸法とインピンジ冷却孔の等価直径との比を適正な割合に設定することにより、燃焼器ライナの重量増大を抑えつつ、燃焼器ライナの冷却効率を十分に高めることができるという、新規な知見を得ることができ、本発明を完成するに至った。ここで、適正な比とは、１．０～３．０である。また、前述の新規な知見は、伝熱ピンの放熱作用が十分に発揮されたことによるものと考えられる。
　本発明の第１の態様は、ガスタービンエンジンに用いられ、圧縮空気中で燃料を燃焼させて、燃焼ガスを生成するガスタービンエンジン用燃焼器において、燃焼器ケースと、前記燃焼器ケースの内側に設けられ、内側に前記燃料を燃焼させるための燃焼室が形成された燃焼器ライナと、を具備し、前記燃焼器ライナは、ライナ外壁とライナ内壁を有した二重壁構造に構成され、前記ライナ外壁に圧縮空気の一部を冷却空気として前記ライナ内壁の外表面（外側壁面）に向かって噴き出すための複数のインピンジ冷却孔が貫通して形成され、前記ライナ内壁に冷却空気を前記ライナ内壁の内表面（内側壁面）に沿って噴き出すための複数のエフュージョン冷却孔が貫通して形成され、前記ライナ内壁の外表面に複数の伝熱ピン（放熱ピン）が形成され、各伝熱ピンの先端面が前記ライナ外壁の内表面に対して非接触であって、前記伝熱ピンの高さ寸法と前記インピンジ冷却孔の等価直径との比が１．０～３．０に設定されていることを要旨とする。
　本発明の第２の態様は、第１の態様のガスタービンエンジン用燃焼器を具備したガスタービンである。
　本発明によれば、前記燃焼器ライナの重量増大を抑えつつ、前記燃焼器ライナの冷却効率を十分に高めることができるため、前記ガスタービンエンジン用燃焼器の軽量化を促進しつつ、前記燃焼器ライナの冷却性能をより高いレベルまで向上させることができる。
図１は、本発明の実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジンの概念図である。 図２は、本発明の実施形態に係るガスタービンエンジン用燃焼器の正断面図である。 図３は、図２におけるIII-III線に沿った拡大断面図である。 図４（ａ）は、ライナ外壁又はライナ内壁の要部を示す断面図、図４（ｂ）は、燃焼器ライナを平面に展開した状態の一部を示す図である。 図５（ａ）は、伝熱ピンの高さ寸法とインピンジ冷却孔の等価直径との比（Ｈ／Ｄ）と有効伝熱面積拡大率との関係を示す図、図５（ｂ）は、冷却性能試験を説明する図である。
　本発明の一実施形態について図１から図４を参照して説明する。なお、図面中、「ＦＦ」は、前方向（主流の流れからみて上流方向）、「ＦＲ」は、後方向（主流の流れからみて下流方向）を指してある。
　本実施形態に係るガスタービンエンジン（ガスタービン）は、例えば航空機や発電機に用いられる。図１に示すように、本実施形態に係るガスタービンエンジン（ガスタービン）１は、圧縮機３を具備する。圧縮機３は、ガスタービンエンジン１内に取り入れた空気Ａを圧縮して圧縮空気ＰＡを生成する。また、圧縮機３には、タービン５がタービン軸（回転軸）７を介して連結されている。タービン５は、膨張する燃焼ガスＧによって駆動され、且つ、この駆動と同時にタービン軸７を介して圧縮機３を駆動する。更に、圧縮機３とタービン５との間には、燃焼器９が設けられている。燃焼器９は、圧縮機３から送られた圧縮空気ＰＡ中で燃料Ｆを燃焼させて、燃焼ガスＧを生成してタービン５側へ排出するものである。
　燃焼器９の全体的な構成について説明すると、次のようになる。
　図２及び図３に示すように、燃焼器９は、例えばアニュラ型の燃焼器である。この場合、燃焼器９は、環状（中空環状）の燃焼器ケース１１を具備する。また、燃焼器ケース１１は、環状のアウターケース１３と、このアウターケース１３の内側に設けられた環状のインナーケース１５とを備えている。更に、燃焼器ケース１１の前部には、圧縮機３からの圧縮空気ＰＡを燃焼器ケース１１内に導入する環状の導入口１７が形成されている。
　燃焼器ケース１１内には、環状（中空環状）の燃焼器ライナ１９が設けられている。燃焼器ライナ１９は、環状のアウターライナ２１と、このアウターライナ２１の内側に設けられた環状のインナーライナ２３とを備えている。また、燃焼器ライナ１９内には、燃料Ｆを燃焼させるための環状の燃焼室２５が形成されている。換言すれば、アウターライナ２１とインナーライナ２３との間には、環状の燃焼室２５が形成されている。なお、アウターケース１３、インナーケース１５、アウターライナ２１、インナーライナ２３は何れも同心上に設けられている。
　燃焼器ライナ１９の前部には、燃料Ｆを燃焼室２５内に噴射する複数の燃料ノズル２７が周方向に間隔を置いて設けられている。各燃料ノズル２７には、燃料Ｆを供給するための燃料配管２９が接続されている。各燃料配管２９は、燃焼器ケース１１から外側へ突出している。また、燃焼器ライナ１９の前部における各燃料ノズル２７の周縁にはスワーラ３１が設けられている。スワーラ３１は、圧縮空気ＰＡを旋回流として燃焼室２５内に導入する導入部材として機能する。更に、燃焼器ケース１１には、燃料Ｆに着火（点火）する複数の点火栓３３が設けられている。各点火栓３３の先端部は、燃焼器ケース１１の内側（燃焼室２５内）に突出している。
　燃焼器９の特徴部分の構成について説明すると、次のようになる。
　図３及び図４（ａ）に示すように、アウターライナ２１及びインナーライナ２３は、それぞれライナ外壁３５とライナ内壁３７からなる二重壁構造を有する。ライナ外壁３５には、圧縮空気ＰＡの一部を冷却空気ＣＡとしてライナ内壁３７の外表面（外側壁面）に向かって噴き出すための複数のインピンジ冷却孔３９が貫通して形成されており、各インピンジ冷却孔３９の中心線３９ｃは、ライナ外壁３５の厚み方向ＴＰに平行である。
　ライナ内壁３７には、冷却空気ＣＡをライナ内壁３７の内表面（内側壁面）に沿って噴き出すための複数のエフュージョン冷却孔４１が貫通して形成されており、各エフュージョン冷却孔４１の中心線（中心軸）４１ｃは、エフュージョン冷却孔４１の出口部が入口部よりも下流側に位置するようにライナ内壁３７の厚み方向ＴＰに対して傾斜してある。ここで、エフュージョン冷却孔４１の中心線４１ｃに垂直な断面の直径（又はエフュージョン冷却孔４１の等価直径）及びインピンジ冷却孔３９の中心線（中心軸）３９ｃに垂直な断面の直径（又はインピンジ冷却孔３９の等価直径）は、設計に応じてそれぞれ任意に設定される。なお、孔の等価直径とは、当該孔の中心線に垂直な断面が円形の場合にはその断面の直径のことをいい、当該断面が円形でない場合には水力直径（４×断面積／周長）のことをいう。
　ライナ外壁３５の内表面とライナ内壁３７の外表面の間隔寸法Ｚと、インピンジ冷却孔３９の等価直径Ｄとの比（Ｚ／Ｄ）は、インピンジ冷却性能が十分に発揮されるように１．０～５．０に設定されている。
　ライナ内壁３７の外表面には、複数の伝熱ピン（放熱ピン）４３が形成されている。各伝熱ピン４３の先端面は、ライナ外壁３５の内表面に対して非接触である。そして、伝熱ピン４３の高さ寸法Ｈとインピンジ冷却孔の等価直径Ｄとの比（Ｈ／Ｄ）は、１．０～３．０に設定される。比（Ｈ／Ｄ）を１．０以上に設定するのは、比（Ｈ／Ｄ）が１．０未満に設定すると、伝熱ピン４３による放熱作用が十分に発揮されないからである。比（Ｈ／Ｄ）を３．０以下に設定するのは、比（Ｈ／Ｄ）を３．０を越える値に設定しても、伝熱ピン４３による放熱作用の向上が見られず、燃焼器ライナ１９の重量増大を招くからである。なお、伝熱ピン４３の断面形状は図４に示す四角形に限られず、任意の形状に設定可能である。
　図４（ｂ）に示すように、燃焼器ライナ１９を平面に展開した状態において、各インピンジ冷却孔３９の出口部（出口側の開口部）、各エフュージョン冷却孔４１の入口部（入口側の開口部）、各伝熱ピン４３がそれぞれ異なる位置に配置されるようになっている。
　前述の構成に基づいて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。
　圧縮機３から送られた圧縮空気ＰＡが導入口１７から燃焼器ケース１１内に導入され、続いて、スワーラ３１から燃焼室２５内に旋回流として導入される。一方、複数の燃料ノズル２７から燃焼室２５内に燃料Ｆが噴射され、燃料Ｆは点火栓３３によって着火する。これにより、燃焼室２５内の圧縮空気ＰＡ中で燃料Ｆが燃焼し、燃焼ガスＧが発生する。燃焼ガスＧはタービン５側に排出され、ガスタービンエンジン１の稼働が継続される。
　ガスタービンエンジン１の稼働中に、圧縮空気ＰＡが燃焼器ケース１１の内表面と燃焼器ライナ１９の外表面との間に流入する。この圧縮空気ＰＡは、複数のインピンジ冷却孔３９からライナ内壁３７の外表面に向かって噴き出される。噴き出された冷却空気ＣＡはライナ内壁３７の外表面に衝突し、ライナ内壁３７に対してインピンジ冷却を行う。また、インピンジ冷却に寄与した冷却空気ＣＡが複数のエフュージョン冷却孔４１からライナ内壁３７の内表面に沿って噴き出される。従って、冷却空気ＣＡはライナ内壁３７の内表面に沿うように流れ、ライナ内壁３７に対してエフュージョン冷却を行う。そして、各伝熱ピン４３の先端面がライナ外壁３５の内表面に対して非接触であって、伝熱ピン４３の高さ寸法Ｈとインピンジ冷却孔３９の等価直径Ｄとの比（Ｈ／Ｄ）が１．０～３．０に設定されているため、前述の新規な知見を適用すると、燃焼器ライナ１９の重量増大を抑えつつ、燃焼器ライナ１９の高温化（特に、ライナ内壁３７の高温化）を抑えて、燃焼器ライナ１９の冷却効率を十分に高めることができる。
　従って、本実施形態によれば、ガスタービンエンジン用燃焼器９の重量と冷却性能に対して最適な構造を設定することが可能となる。
　なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではなく、例えば、ガスタービンエンジン１に適用した技術的思想を発電用ガスタービンエンジン（図示省略）に適用する等、その他、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。
　本発明の実施例について図５（ａ）及び図５（ｂ）を参照して説明する。
　燃焼器ライナの冷却性能は、有効伝熱面積拡大率から評価することができる。有効伝熱面積拡大率とは、伝熱ピンが無いときの冷却側伝熱面積と平均熱伝達率との積に対する、伝熱ピンが有るときの冷却側伝熱面積と平均熱伝達率との積の割合のことである。有効伝熱面積拡大率が高いと冷却効率も高くなる。
　有効伝熱面積拡大率に対する比（Ｈ／Ｄ）の関係を図５（ａ）に示す。なお、Ｈは前述した伝熱ピンの高さ寸法であり、Ｄは前述したインピンジ冷却孔の等価直径である。図５（ａ）の関係は、ＣＦＤ(Computational Fluid Dynamics)解析によって得られた解析結果を、冷却性能試験の結果で補正することによって得られた。この冷却性能試験では燃焼器ライナ１９を模擬した試験品５９（図５（ｂ）参照）を使用し、ライナ内壁７７側に高温ガスＨＧが流れ、且つ、試験品５９のライナ外壁７５側に冷却空気ＣＡが流れているときの、試験品１９のライナ内壁７７側の表面温度を検出した。なお、ライナ外壁７５には、複数のインピンジ冷却孔７９が形成され、ライナ内壁７７には複数のエフュージョン冷却孔８１が形成されている。さらに、ライナ内壁７７の外表面には、複数の伝熱ピン８３が形成されている。各伝熱ピン８３の先端面は、ライナ外壁７５の内表面に対して非接触である。つまり、図５（ｂ）のインピンジ冷却孔７９、エフュージョン冷却孔８１、伝熱ピン８３は、それぞれ図４（ａ）のインピンジ冷却孔３９、エフュージョン冷却孔４１、伝熱ピン４３に相当する。
　前述のＣＦＤ解析結果等から、伝熱ピンの高さ寸法Ｈとインピンジ冷却孔の等価直径Ｄとの比（Ｈ／Ｄ）が１．０～３．０の場合に有効伝熱面積拡大率が高くなることが分かった。
　つまり、伝熱ピンの先端面をライナ外壁の内表面に対して非接触にした状態で、伝熱ピンの高さ寸法Ｈとインピンジ冷却孔の等価直径Ｄとの比（Ｈ／Ｄ）を１．０以上に設定することにより、燃焼器ライナの冷却性能が十分に高まることが分かった。また、伝熱ピンの高さ寸法Ｈとインピンジ冷却孔の等価直径Ｄとの比（Ｈ／Ｄ）が３．０を越えても、燃焼器ライナの冷却性能の向上が見られないことが分かった。
　ガスタービンエンジン用燃焼器９の重量と冷却性能に対して最適な構造を設定することが可能となる。

Claims (4)

  1. 　ガスタービンエンジンに用いられ、圧縮空気中で燃料を燃焼させて、燃焼ガスを生成するガスタービンエンジン用燃焼器において、
    　燃焼器ケースと、
    　前記燃焼器ケースの内側に設けられ、内側に前記燃料を燃焼させるための燃焼室が形成された燃焼器ライナと、を具備し、
    　前記燃焼器ライナは、ライナ外壁とライナ内壁を有した二重壁構造に構成され、前記ライナ外壁に圧縮空気の一部を冷却空気として前記ライナ内壁の外表面に向かって噴き出すための複数のインピンジ冷却孔が貫通して形成され、前記ライナ内壁に冷却空気を前記ライナ内壁の内表面に沿って噴き出すための複数のエフュージョン冷却孔が貫通して形成され、前記ライナ内壁の外表面に複数の伝熱ピンが形成され、各伝熱ピンの先端面が前記ライナ外壁の内表面に対して非接触であって、前記伝熱ピンの高さ寸法と前記インピンジ冷却孔の等価直径との比が１．０～３．０に設定されていることを特徴とするガスタービンエンジン用燃焼器。
  2. 　前記ライナ外壁の内表面と前記ライナ内壁の外表面の間隔寸法と前記インピンジ冷却孔の等価直径との比が１．０～５．０に設定されていることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン用燃焼器。
  3. 　前記燃焼器ライナを平面に展開した状態において、各インピンジ冷却孔の出口部、各エフュージョン冷却孔の入口部、各伝熱ピンがそれぞれ異なる位置に配置されていることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のガスタービンエンジン用燃焼器。
  4. 　請求項１から請求項３のうちのいずれかの請求項に記載のガスタービンエンジン用燃焼器を具備したことを特徴とするガスタービン。
PCT/JP2012/058330 2011-03-31 2012-03-29 ガスタービンエンジン用燃焼器及びガスタービン WO2012133630A1 (ja)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CA2831281A CA2831281C (en) 2011-03-31 2012-03-29 Combustor for gas turbine engine and gas turbine
KR1020137027656A KR101591398B1 (ko) 2011-03-31 2012-03-29 가스 터빈 엔진용 연소기 및 가스 터빈
CN201280015923.3A CN103534531B (zh) 2011-03-31 2012-03-29 燃气轮机发动机用燃烧器及燃气轮机
EP12764873.1A EP2693122A4 (en) 2011-03-31 2012-03-29 BURNER FOR A GAS TURBINE AND GAS TURBINE
US14/040,025 US20140020393A1 (en) 2011-03-31 2013-09-27 Combustor for gas turbine engine and gas turbine

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2011-078486 2011-03-31
JP2011078486A JP5696566B2 (ja) 2011-03-31 2011-03-31 ガスタービンエンジン用燃焼器及びガスタービンエンジン

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
US14/040,025 Continuation US20140020393A1 (en) 2011-03-31 2013-09-27 Combustor for gas turbine engine and gas turbine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2012133630A1 true WO2012133630A1 (ja) 2012-10-04

Family

ID=46931332

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2012/058330 WO2012133630A1 (ja) 2011-03-31 2012-03-29 ガスタービンエンジン用燃焼器及びガスタービン

Country Status (7)

Country Link
US (1) US20140020393A1 (ja)
EP (1) EP2693122A4 (ja)
JP (1) JP5696566B2 (ja)
KR (1) KR101591398B1 (ja)
CN (1) CN103534531B (ja)
CA (1) CA2831281C (ja)
WO (1) WO2012133630A1 (ja)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2833071A3 (en) * 2013-08-02 2015-02-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Methods and apparatus for inspecting cooling holes
WO2015039074A1 (en) 2013-09-16 2015-03-19 United Technologies Corporation Controlled variation of pressure drop through effusion cooling in a double walled combustor of a gas turbine engine
EP3453970A3 (en) * 2017-09-06 2019-03-20 United Technologies Corporation Float wall combustor panels having heat transfer augmentation
US10352566B2 (en) 2013-06-14 2019-07-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor liner panel

Families Citing this family (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP5834876B2 (ja) 2011-12-15 2015-12-24 株式会社Ihi インピンジ冷却機構、タービン翼及び燃焼器
US9638057B2 (en) * 2013-03-14 2017-05-02 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Augmented cooling system
US10670268B2 (en) * 2013-05-23 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine combustor liner panel
WO2015050592A2 (en) * 2013-06-14 2015-04-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor liner panel
JP6178640B2 (ja) * 2013-06-28 2017-08-09 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン用燃焼器
EP3077641B1 (en) * 2013-12-06 2020-02-12 United Technologies Corporation Cooling an igniter aperture body of a combustor wall
US9625158B2 (en) * 2014-02-18 2017-04-18 Dresser-Rand Company Gas turbine combustion acoustic damping system
US10689988B2 (en) * 2014-06-12 2020-06-23 Raytheon Technologies Corporation Disk lug impingement for gas turbine engine airfoil
JP6282184B2 (ja) 2014-06-19 2018-02-21 三菱日立パワーシステムズ株式会社 伝熱装置及びそれを備えたガスタービン燃焼器
CN105222158B (zh) * 2014-06-30 2018-04-13 中国航发商用航空发动机有限责任公司 浮动瓦块以及燃烧室火焰筒
GB201412460D0 (en) * 2014-07-14 2014-08-27 Rolls Royce Plc An Annular Combustion Chamber Wall Arrangement
US10598382B2 (en) * 2014-11-07 2020-03-24 United Technologies Corporation Impingement film-cooled floatwall with backside feature
US10670272B2 (en) * 2014-12-11 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Fuel injector guide(s) for a turbine engine combustor
US10746403B2 (en) * 2014-12-12 2020-08-18 Raytheon Technologies Corporation Cooled wall assembly for a combustor and method of design
CN104566458A (zh) * 2014-12-25 2015-04-29 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种带有冷却结构的燃气轮机燃烧室过渡段
CN104896514A (zh) * 2015-05-13 2015-09-09 广东电网有限责任公司电力科学研究院 燃气轮机主燃烧室防振隔热壁
CA2933884A1 (en) * 2015-06-30 2016-12-30 Rolls-Royce Corporation Combustor tile
US10260751B2 (en) * 2015-09-28 2019-04-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Single skin combustor with heat transfer enhancement
GB201518345D0 (en) * 2015-10-16 2015-12-02 Rolls Royce Combustor for a gas turbine engine
US10495309B2 (en) 2016-02-12 2019-12-03 General Electric Company Surface contouring of a flowpath wall of a gas turbine engine
US10876730B2 (en) 2016-02-25 2020-12-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor primary zone cooling flow scheme
NO342066B1 (en) * 2016-06-03 2018-03-19 Vetco Gray Scandinavia As Modular stackable compressor with gas bearings and system for raising the pressure in production gas
US10830433B2 (en) 2016-11-10 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Axial non-linear interface for combustor liner panels in a gas turbine combustor
US10655853B2 (en) 2016-11-10 2020-05-19 United Technologies Corporation Combustor liner panel with non-linear circumferential edge for a gas turbine engine combustor
US10935236B2 (en) * 2016-11-10 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation Non-planar combustor liner panel for a gas turbine engine combustor
US10935235B2 (en) * 2016-11-10 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation Non-planar combustor liner panel for a gas turbine engine combustor
IT201700012500A1 (it) * 2017-02-06 2018-08-06 Nuovo Pignone Tecnologie Srl Turbomacchina e metodo di funzionamento di una turbomacchina
US20190040796A1 (en) * 2017-08-03 2019-02-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine cooling arrangement
JP6908472B2 (ja) * 2017-08-31 2021-07-28 三菱重工コンプレッサ株式会社 遠心圧縮機
US11306918B2 (en) * 2018-11-02 2022-04-19 Chromalloy Gas Turbine Llc Turbulator geometry for a combustion liner

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS61231330A (ja) * 1985-04-05 1986-10-15 Agency Of Ind Science & Technol ガスタ−ビンの燃焼器
JPH031015A (ja) * 1989-05-26 1991-01-07 Toshiba Corp ガスタービン燃焼器
JPH1162504A (ja) * 1997-08-13 1999-03-05 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd タービン翼の二重壁冷却構造
JP2009162119A (ja) * 2008-01-08 2009-07-23 Ihi Corp タービン翼の冷却構造
JP2010043643A (ja) 2008-08-15 2010-02-25 General Electric Co <Ge> インピンジメント及びエフュージョン冷却式燃焼器部品

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1012444B (zh) * 1986-08-07 1991-04-24 通用电气公司 冲击冷却过渡进气道
US5353865A (en) * 1992-03-30 1994-10-11 General Electric Company Enhanced impingement cooled components
GB9926257D0 (en) * 1999-11-06 2000-01-12 Rolls Royce Plc Wall elements for gas turbine engine combustors
US20020066273A1 (en) * 2000-12-04 2002-06-06 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Plate fin and combustor using the plate fin
US6964170B2 (en) * 2003-04-28 2005-11-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Noise reducing combustor
DE102007018061A1 (de) * 2007-04-17 2008-10-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammerwand
US20100170257A1 (en) * 2009-01-08 2010-07-08 General Electric Company Cooling a one-piece can combustor and related method
US20100186415A1 (en) * 2009-01-23 2010-07-29 General Electric Company Turbulated aft-end liner assembly and related cooling method
US8307657B2 (en) 2009-03-10 2012-11-13 General Electric Company Combustor liner cooling system

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS61231330A (ja) * 1985-04-05 1986-10-15 Agency Of Ind Science & Technol ガスタ−ビンの燃焼器
JPH031015A (ja) * 1989-05-26 1991-01-07 Toshiba Corp ガスタービン燃焼器
JPH1162504A (ja) * 1997-08-13 1999-03-05 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd タービン翼の二重壁冷却構造
JP2009162119A (ja) * 2008-01-08 2009-07-23 Ihi Corp タービン翼の冷却構造
JP2010043643A (ja) 2008-08-15 2010-02-25 General Electric Co <Ge> インピンジメント及びエフュージョン冷却式燃焼器部品

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP2693122A4

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10352566B2 (en) 2013-06-14 2019-07-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor liner panel
EP3008386B1 (en) * 2013-06-14 2020-06-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor liner panel
EP2833071A3 (en) * 2013-08-02 2015-02-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Methods and apparatus for inspecting cooling holes
US9182318B2 (en) 2013-08-02 2015-11-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Methods and apparatus for inspecting cooling holes
WO2015039074A1 (en) 2013-09-16 2015-03-19 United Technologies Corporation Controlled variation of pressure drop through effusion cooling in a double walled combustor of a gas turbine engine
EP3047128A4 (en) * 2013-09-16 2016-08-24 United Technologies Corp CONTROLLED VARIATION OF PRESSURE WASTE BY EFFUSION COOLING IN A DOUBLE-WALL COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE
EP3453970A3 (en) * 2017-09-06 2019-03-20 United Technologies Corporation Float wall combustor panels having heat transfer augmentation

Also Published As

Publication number Publication date
EP2693122A1 (en) 2014-02-05
CA2831281A1 (en) 2012-10-04
CN103534531B (zh) 2015-06-03
JP5696566B2 (ja) 2015-04-08
KR101591398B1 (ko) 2016-02-03
US20140020393A1 (en) 2014-01-23
CN103534531A (zh) 2014-01-22
JP2012211749A (ja) 2012-11-01
CA2831281C (en) 2015-12-29
KR20130132654A (ko) 2013-12-04
EP2693122A4 (en) 2014-10-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2012133630A1 (ja) ガスタービンエンジン用燃焼器及びガスタービン
KR102622706B1 (ko) 연소기용 토치 점화기
JP5860620B2 (ja) ターボ機械用噴射ノズル
JP4902208B2 (ja) 燃焼器用ベンチュリ
US8943832B2 (en) Fuel nozzle assembly for use in turbine engines and methods of assembling same
JP2012017971A5 (ja)
JP2010223577A (ja) スワーラ、少なくとも１つのスワーラを備えたバーナにおける逆火の防止方法およびバーナ
JP6086860B2 (ja) ノズル、燃焼器、及びガスタービン
JP6086391B2 (ja) ガス・タービン・エンジンで使用するための段階的で接線方向の燃料空気ノズルを備えた環状筒型燃焼器
JP2013148338A (ja) インピンジメントスリーブ孔及びタービュレータを備えた燃焼器組立体
KR20150020135A (ko) 버너 장치 및 버너 장치를 작동하기 위한 방법
JP6086371B2 (ja) ガス・タービン・エンジン用環状筒型燃焼器における燃焼反応物混合方法
JP2014122784A (ja) 燃焼器に燃料を供給するためのシステム
JP2013231575A (ja) 燃焼器
JP2010216481A (ja) バーナーを通過する高温ガス流を部分的に冷却するためのガスタービン用バーナー及び方法
JP2013535651A (ja) ガスタービン燃焼室
US20110302904A1 (en) Pulsed Detonation Cleaning Device with Multiple Folded Flow Paths
EP2515041B1 (en) Fuel Nozzle And Method For Operating A Combustor
US20130219897A1 (en) Combustor and gas turbine
US20120192545A1 (en) Pulse Detonation Combustor Nozzles
JP2007064625A5 (ja)
JP6092007B2 (ja) ガスタービン燃焼器
KR101579122B1 (ko) 가스터빈의 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈 및 이의 냉각방법
JP6138231B2 (ja) 燃焼装置
JP5991025B2 (ja) バーナ及びガスタービン燃焼器

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 12764873

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2831281

Country of ref document: CA

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 20137027656

Country of ref document: KR

Kind code of ref document: A

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2012764873

Country of ref document: EP