CN104613498A - 燃气轮机燃烧器 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种燃气轮机燃烧器,能够通过改善冷却特性以及构造强度来使制品可靠性提高并且能够抑制压力损失的增大。做成如下构造,在需要冷却的燃烧器内衬(8)的一部分区域的环状流道(7)侧具有多个环状凹壁(20),该环状凹壁(20)具有相对于燃烧空气(2)的流通方向直角地凸出的直角面(25)。环状凹壁(20)是直角三角形状,倾斜面(26)朝向燃烧空气(2)流通的流动方向的上游侧。
Description
技术领域
本发明涉及传热促进型燃气轮机燃烧器。
背景技术
对于燃气轮机等的燃烧器内衬、涡轮叶片、热交换器、散热片、锅炉、加热炉等的冷却、加热、热交换等的流体和固体间的传热促进而言,基于各机器所要求的样式考虑各种构造。
例如,在发电用燃气轮机等的燃烧器中,期望以小到不损失燃气轮机效率程度的压力损失来维持必要的冷却性能,并维持构造强度的可靠性。再有,从对环境问题的担忧的观点来看,期望降低燃烧器内产生的氧化氮物(NOX)的排量。NOX的降低是通过利用在燃烧前混合燃料与空气并燃烧的预混合燃烧并且以燃料和空气的混合比(燃空比)比理论混合比小的状态使燃料和空气燃烧来实现达成的。
作为本技术领域的背景,关于鉴于这一点的燃气轮机燃烧器的构造,在专利文献1中公开有具备在内衬外周侧配置环状的凸缘而成且实现强度提高的装置的技术。该内衬的圆筒形的部件和环状的肋在相互相接的部件处通过焊接或是钎焊而结合。
现有技术文献
专利文献1:日本专利4134513号公报
发明内容
在强制对流传热中,为了提高效率,而需要对于传热促进抑制压力损失的增大。例如,为了提高燃气轮机的效率,需要提高燃烧气体温度,与之相伴地期望内衬冷却强化。但是,需要在进一步的冷却促进法中避免压力损失增大。
在这种情况下,存在如下装置,像上述专利文献1所述的技术一样地,通过在内衬外周侧配置环状的肋,而具备在使强度提高的同时兼具冷却性的构造体(肋)。在该专利文献1中,与以往的装置相比在构造强度、冷却性能以及火焰稳定性等方面具有优秀的一面。
但是,在专利文献1中,由于其基本构造是在温度成为高温侧的燃烧器内衬表面设置构造体(肋),因此存在内衬和构造体双层重合的部位。因此,根据该区域的冷却方法或构造特别是热强度的关系确保制品的可靠性需要较多的成本、时间。
本发明考虑上述情况而完成,其目的在于提供一种燃气轮机燃烧器,其通过改进冷却特性及构造强度而提高产品可靠性,并且抑制压力损失的增大。
为解决上述课题,采用例如专利申请保护范围内所述的构成。
本发明包含多种解决上述课题的方法,以其中一种为例,一种燃气轮机燃烧器,其特征在于,具备:燃烧器内衬;设置于该燃烧器内衬的外周侧的外筒;以及形成于上述燃烧器内衬与上述外筒之间的、供传热媒质流通的环状流道,上述燃烧器内衬在上述环状流道侧具有环状凹壁,该环状凹壁具有相对于上述传热媒质的流通方向直角地凸出的面。
本发明的效果如下。
根据本发明,能够通过改善冷却特性以及构造强度来使制品可靠性提高,此外还能够抑制压力损失的增大。
附图说明
图1是本发明的实施例1的燃气轮机燃烧器和具备该燃气轮机燃烧器的燃气轮机装置的概要构成图。
图2是表示本发明的实施例1的燃气轮机燃烧器的传热促进型内衬的一例的概要构成图。
图3是图2所示的本发明的实施例1的燃气轮机燃烧器的传热促进侧内衬的局部放大图。
图4是表示本发明的实施例2的燃气轮机燃烧器的传热促进型内衬的一例的概要构成图。
图5是表示本发明的实施例3的燃气轮机燃烧器的传热促进型内衬的一例的概要构成图。
图6是表示本发明的实施例3的燃气轮机燃烧器的传热促进型内衬的另一例的概要构成图。
图7是表示本发明的实施例4的燃气轮机燃烧器的传热促进型内衬的一例的概要构成图。
图8是表示本发明的实施例5的燃气轮机燃烧器的传热促进型内衬的一例的概要构成图。
图9是表示本发明的实施例6的燃气轮机燃烧器的传热促进型内衬的一例的概要构成图。
图中:1—压缩机,2—燃烧空气,3—涡轮,4—燃烧气体,5—燃烧室,6—燃烧器,7—发电机,8—内衬,9—过渡部件,10—外筒,11—环状流道,12—板,13—喷烧嘴,20—凹壁,20a—相反形状凹壁,21—喷孔,22—斜喷孔,23—倾斜板,23a—狭缝,24—矩形凹壁,25—直角面,26—倾斜面,30—分离涡,31—循环流,32—分界层。
具体实施方式
以下使用附图对本发明的燃气轮机燃烧器的实施例进行说明。
<实施例1>
使用图1至图3说明本发明的燃气轮机燃烧器的实施例1。
图1是本发明的实施例1的燃气轮机燃烧器和具备该燃气轮机燃烧器的燃气轮机装置的概要构成图,图2是表示在燃烧器内衬的一部分的区域上形成向外周侧凸的直角三角形状的环状凹壁的传热促进型燃气轮机用燃烧器构成的一例的图,图3是在燃烧器内衬的一部分的区域上形成向外周侧凸的直角三角形状的环状凹壁的传热促进型内侧的局部放大图。
在图1中,燃气轮机装置(燃气轮机发电设备)大致由压缩机1、燃烧器6、涡轮3、发电机7等构成。
压缩机1将空气压缩而生成高压的燃烧空气(压缩空气)。涡轮3是通过由燃烧器6生成的燃烧气体4的能量而得到轴驱动力的机器。发电机7通过被涡轮3驱动而进行发电。
图示的压缩机1与涡轮3以及发电机7的旋转轴机械地连结。
燃烧器6是通过将从压缩机1导入的燃烧空气2和燃料混合并使它们燃烧而生成高温的燃烧气体4的机器。该燃烧器6具备外筒10、燃烧器内衬(内筒)8、过渡部件(尾筒)9、环状流道11、板12以及多个燃烧嘴13。
燃烧器内衬8隔有间隔地设置于外筒10的内侧,是在内部形成燃烧室5的圆筒状的内衬。过渡部件9连结于涡轮3侧的内衬8开口部,是将由燃烧室5生成的燃烧气体4向涡轮3引导的构造体。外筒10为了调节供给至燃烧器的空气的流速或偏流,是做成设置于燃烧器内衬8的外周侧的同心状的圆筒形状的构造体。环状流道11在外筒10与内衬8之间形成,是用于使从压缩机1供给的燃烧空气(传热媒质)2流通的流道。板12是将内衬8的燃烧气体流通方向上游侧端部整面地堵住,以一侧端面面向燃烧室5的方式与内衬8的中心轴大致正交地配置的大致圆板状的部件。燃烧嘴13在板12上配置有多个,是用于喷出燃料的部件。
在这样的燃烧器6中,从压缩机1供给的燃烧空气2在燃烧器内衬8与外筒10之间的环状流道11内流动时,用作燃烧器内衬8的对流冷却流体,其后,供给至多个燃烧嘴13,分别用作燃烧用空气。
另外,如图2以及图3所示,形成如下构造,在需要冷却的燃烧器内衬8的一部分的区域上,在环状流道11侧具有多个环状凹壁20,该环状凹壁20具有相对于燃烧空气2的流通方向直角地凸出的直角面25。在图2中,环状凹壁20是直角三角形状,倾斜面26朝向燃烧空气2流通的流动方向的上游侧,直角面25朝向燃烧空气2流通的流动方向的下游侧。
以下使用图3对设置该直角三角形状的环状凹壁20带来的具体的传热作用进行说明。
如图3所示,燃烧空气2在燃烧器内衬8与外筒10之间的环状流道11流动时,该燃烧空气2到达具有倾斜面26的环状凹壁20时,由于凹壁外侧表面的燃烧空气缩流,因此流速加速。一般情况下,已知传热特性为,随着燃烧空气2的流速变快,热传导率变大,所以传热效果提高。与在环状凹壁20的倾斜面26的表面上燃烧空气2的流速加速相应地,传热特性变好而使冷却特性提高。另外,在作为加热媒质的燃烧气体4流通的燃烧器内衬8的内周侧的环状凹壁凹部(通过设置环状凹壁20而形成)中,通过燃烧气体4的一部分流入环状凹壁凹部而在环状凹壁凹部内形成循环流31。该循环流31自身的温度为高温,但由于循环流速度较慢,因此向环形凹壁20的热传导率变小,传热特性相应地下降。这样,在环状凹壁20的部分,在内衬内周侧的环状凹壁20的凹部,来自作为加热媒质的循环流的传热量较小,相反地,由于在内衬外周侧的环状凹壁20的凸部传热特性提高,因此从整体来看冷却性能提高。
另外,在内衬外周侧的环状凹壁20的下游侧,生成分离涡30。因此,通过该分离涡30破坏在环状凹壁20的下游区域的内衬壁面附近产生的燃烧空气的分界层来得到燃烧器内衬8的表面的冷却促进效果。再有,在构成直角三角形状凸部的环状凹壁20的直角部的形状中,由于具有与设置L字形状的环状肋的情况相同的构造特性,因此能够增加刚性,还能够通过强度提高的效果来防止由振动等引起的破损。
再有,在传热促进型内衬的构造中,若说到冷却以及强度提高以外的效果,还有降低压力损失。即、在用于使像以往一样的燃烧器内衬的强度提高的内衬外周围配置并装备环状的肋的构造中,由于急速的燃烧空气2的缩流现象而成为使压力损失增加的主要原因。对此,在本实施例中,由于为利用三角形状的顺畅的缩流,因此能够相应地期待降低压力损失。
这样,在上述的本发明燃气轮机燃烧器的实施例1中,在燃烧器内衬8的环状流道11侧的一部分的区域设置有环状凹壁20,其具有向外周侧凸出的直角面25且截面为直角三角形状。由此,使冷却性能提高的同时能够实现强度提高。另外,由于因不存在通过焊接而接合于燃烧器内衬外周侧的L字形状的肋而不存在向以往那样金属板双层重合的部位,因此能够实现燃烧器内衬的可靠性提高和与之相伴的长寿命化。再有,通过具有倾斜面26,能够一边沿部件的表面使燃烧空气2流通来在部件与燃烧空气2之间进行热授受,一边抑制压力损失的增大。因此,将能够以小到不损失燃气轮机效率程度的压力损失来维持必要的冷却性能,使构造强度的可靠性提高,并通过增加预混合燃烧空气降低燃空比使局部火焰温度下降来实现低NOX化。
<实施例2>
使用图4对本发明的燃气轮机燃烧器的实施例2进行说明。
实施例2的燃气轮机燃烧器的环状凹壁以外的构成与实施例1的燃气轮机燃烧器大致相同,省略详细的说明。
图4是表示实施例2的传热促进型燃气轮机用燃烧器的构成的图。
如图4所示,实施例2的燃气轮机燃烧器在燃烧器内衬8的外周侧的一部分区域具备成为凸部的直角三角形状的环状凹壁20。另外,在成为燃烧空气2流通的流动方向的下游侧的环状凹壁20的直角面25上,沿环状凹壁20的圆周方向设置有多个具有与燃烧器内衬8的中心轴平行的中心轴的喷孔21。此外,为了图示方便,仅图示一个喷孔21。
在本发明的燃气轮机燃烧器的实施例2中,也能够得到与上述的燃气轮机燃烧器的实施例1几乎相同的效果。
除此之外,通过从喷孔21流入的燃烧空气2,在环状凹壁内周面上形成空气层,因此使冷却效果进一步提高。即、通过从喷孔21流入的燃烧空气2,由于在环状凹壁20的内周侧壁面与高温的循环流31之间形成空气层,因此高温的循环流不直接与环状凹壁20的内周侧壁面接触,从而能够得到使凹壁部的冷却效果变大的效果。
<实施例3>
使用图5以及图6对本发明的燃气轮机燃烧器的实施例3进行说明。
实施例3的燃气轮机燃烧器的环状凹壁以外的构成与实施例1的燃气轮机燃烧器大致相同,省略详细的说明。
图5是表示实施例3的传热促进型燃气轮机用燃烧器的构成的图,图6是表示实施例3的传热促进型燃气轮机用燃烧器的构成的其他例子的图。
如图5所示,实施例3的燃气轮机燃烧器在燃烧器内衬8的外周侧的一部分区域具备成为凸部的直角三角形状的环状凹壁20。另外,在成为燃烧空气2流通的流动方向的下游侧的环状凹壁20的直角面25上,沿环状凹壁20的圆周方向设置有多个具有相对于燃烧器内衬8的中心轴倾斜的中心轴的喷孔22。
在本发明的燃气轮机燃烧器的实施例3中,也能够得到与上述的燃气轮机燃烧器的实施例1几乎相同的效果。
除此之外,通过从倾斜的多个喷孔22流入的燃烧空气2,使环状凹壁内周面的冷却效果进一步提高。即、通过利用将由从倾斜的多个喷孔22流入的燃烧空气2在环状凹壁内周侧的凹部生成的循环流31推出或破坏的作用,一直向凹部侧供给低温的燃烧空气,从而能够得到凹壁部的冷却效果变大的效果。
此外,如图6所示,能够在环状凹壁20的直角面25上同时设置具有与燃烧器内衬8的中心轴平行的中心轴的多个喷孔21和具有相对于燃烧器内衬的中心轴倾斜的中心轴的多个喷孔22。
<实施例4>
使用图7对本发明的燃气轮机燃烧器的实施例4进行说明。
实施例4的燃气轮机燃烧器的环状凹壁周围的构成以外与实施例1的燃气轮机燃烧器大致相同,省略详细的说明。
图7是表示实施例4的传热促进型燃气轮机燃烧器的构成的图。
如图7所示,实施例4的燃气轮机燃烧器通过在形成于加热媒质流通的燃烧器内衬内周侧的环状凹部上设置倾斜板23来形成环状的狭缝23a。另外,在环状凹壁20的直角面25上,沿环状凹壁20的圆周方向设置有多个具有相对于燃烧器内衬8的中心轴倾斜的中心轴的喷孔22。
在本发明的燃气轮机燃烧器的实施例4中,也能够得到与上述的燃气轮机燃烧器的实施例1几乎相同的效果。
除此之外,在通过燃烧器内衬内周侧的环状凹部和狭缝23a而形成的空间区域中,通过从设置于环状凹壁20的直角面25的多个倾斜的喷孔22流入的燃烧空气2对凹壁部整体进行冷却。再有,因为从狭缝23a的开口部排出的空气形成薄膜状,通过形成空气膜的隔热作用,得到能够保护燃烧器内衬8不受作为加热媒质的高温燃烧气体4影响的效果。
此外,虽然在环状凹壁20的直角面25上设置具有相对于燃烧器内衬8的中心轴倾斜的中心轴的喷孔22,但不限于此,也可以在直角面25上设置多个具有与燃烧器内衬8的中心轴平行的中心轴的喷孔21。
<实施例5>
使用图8对本发明的燃气轮机燃烧器的实施例5进行说明。
实施例5的燃气轮机燃烧器的环状凹壁以外的构成与实施例1的燃气轮机燃烧器大致相同,省略详细的说明。
图8是表示实施例5的传热促进型燃气轮机用燃烧器的构成的图。
如图8所示,实施例5的燃气轮机燃烧器在燃烧器内衬8的一部分具备向外周面突出的矩形形状的环状凹壁24。在该环状凹壁24中,与燃烧器内衬8的表面平行的面的长度比直角面25的长度更大。
在本发明的燃气轮机燃烧器的实施例5中,在形成于燃烧器内衬8的内周侧的环状凹壁凹部中,形成燃烧气体的一部分流入而形成的循环流31。虽然该循环流自身温度较高,但由于循环流速度较慢,因此向凹壁24的传热量较小,另一方面,在内衬8的外周侧的环状凹壁24中,在位于燃烧空气2的上游侧的直角面25的前端角部,以此为起点生成新的燃烧空气2的分界层32。该燃烧空气2的分界层32的生成初期层厚度非常薄,因此易于传热,具有传热特性变好的趋势。而且,由于随着燃烧空气2向下游侧移动而层厚变大,因此传热特性逐渐下降。这样,在本实施方式的凹壁24中,在内衬内周侧的环状凹壁凹部中,来自作为加热媒质的循环流的传热量较小,相反地,由于在内衬外周侧的环状凹壁凸部中传热特性提高,因此整体冷却性能提高。
另外,构成四角形状凸部的环状凹壁24的直角面25的形状中,具有与设置以往那样的L字形状的环状肋的情况相同的构造特性,并且具有两个凹壁截面的直角面,所以能够进一步增加刚性,从而使防止因震动等而产生的破损的效果进一步提高。
<实施例6>
使用图9对本发明的燃气轮机燃烧器的实施例6进行说明。
实施例6的燃气轮机燃烧器的环状凹壁以外的构成与实施例1的燃气轮机燃烧器大致相同,省略详细的说明。
图9是表示实施例6的传热促进型燃气轮机用燃烧器的构成的图。
如图9所示,实施例6的燃气轮机燃烧器在燃烧器内衬8的一部分的区域具备向外周侧凸且截面为直角三角形状的环状凹壁20a。该环状凹壁20a的直角面25朝向燃烧空气2流通的流动方向的上游侧,倾斜面26朝向燃烧空气2流通的流动方向的下游侧。另外,在环状凹壁直角面25上,沿环状凹壁20的圆周方向设置有多个具有与燃烧器内衬8的中心轴平行的中心轴的喷孔21。
在本发明的燃气轮机燃烧器的实施例6中,也能够得到与上述的燃气轮机燃烧器的实施例1几乎相同的效果。
除此之外,因为在环状凹壁20a的直角面25附近的燃烧空气2的静压回复,所以从喷孔21流入的燃烧空气2流入更多。因此,因为在环状凹壁20a的内周侧壁面与高温的循环流31之间形成较强的空气层,所以高温的循环流不会直接地接触环状凹壁20a的内周侧壁面,从而能够得到凹壁部的冷却效果进一步变大的效果。
<其他>
此外,本发明不限于上述实施例,能够进行种种变形、应用。上述的实施例为了易于理解地说明本发明而进行了详细地说明,并不是限定于必须具备说明的全部的构成。
例如,环状凹壁20、20a、24期望与燃烧器内衬8一体形成。
Claims (8)
1.一种燃气轮机燃烧器,其特征在于,具备:
燃烧器内衬;
设置于该燃烧器内衬的外周侧的外筒;以及
形成于上述燃烧器内衬与上述外筒之间的、供传热媒质流通的环状流道,
上述燃烧器内衬在上述环状流道侧具有环状凹壁,该环状凹壁具有相对于上述传热媒质的流通方向直角地凸出的面。
2.根据权利要求1所述的燃气轮机燃烧器,其特征在于,
上述环状凹壁的相对于上述传热媒质的流通方向的截面为直角三角形状。
3.根据权利要求2所述的燃气轮机燃烧器,其特征在于,
上述环状凹壁形成为,上述直角三角形状的倾斜面朝向上述传热媒质流通的流动方向的上游侧,上述直角三角形状的直角面朝向上述传热媒质流通的流动方向的下游侧。
4.根据权利要求3所述的燃气轮机燃烧器,其特征在于,
上述环状凹壁在上述直角面上设置有多个具有与上述燃烧器内衬的中心轴平行的中心轴的喷孔。
5.根据权利要求3所述的燃气轮机燃烧器,其特征在于,。
上述环状凹壁在上述直角面上设置有多个具有相对于上述燃烧器内衬的中心轴倾斜的中心轴的喷孔。
6.根据权利要求3所述的燃气轮机燃烧器,其特征在于,
上述燃烧器内衬在上述环状凹壁的、位于上述燃烧器内衬的内周侧的环状凹部设置有环状狭缝。
7.根据权利要求2所述的燃气轮机燃烧器,其特征在于,
上述环状凹壁形成为,上述直角三角形状的倾斜面朝向上述传热媒质流通的流动方向的下游侧,上述直角三角形状的直角面朝向上述传热媒质流通的流动方向的上游侧。
8.根据权利要求1所述的燃气轮机燃烧器,其特征在于,
上述环状凹壁的相对于上述传热媒质的流通方向的截面为矩形形状。
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US10378444B2 (en) * | 2015-08-19 | 2019-08-13 | General Electric Company | Engine component for a gas turbine engine |
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JP7132096B2 (ja) * | 2018-11-14 | 2022-09-06 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器 |
JP2022150946A (ja) * | 2021-03-26 | 2022-10-07 | 本田技研工業株式会社 | ガスタービン用燃焼器 |
Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4236378A (en) * | 1978-03-01 | 1980-12-02 | General Electric Company | Sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas |
US4622821A (en) * | 1985-01-07 | 1986-11-18 | United Technologies Corporation | Combustion liner for a gas turbine engine |
JP2001280154A (ja) * | 2000-03-30 | 2001-10-10 | Hitachi Ltd | 伝熱装置及びその製造方法並びに伝熱装置を備えたガスタービン燃焼器 |
CN1878987A (zh) * | 2003-12-16 | 2006-12-13 | 株式会社日立制作所 | 燃气轮机用燃烧器 |
EP2107314A1 (en) * | 2008-04-01 | 2009-10-07 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustor for a gas turbine |
CN102563699A (zh) * | 2010-10-05 | 2012-07-11 | 株式会社日立制作所 | 燃气轮机燃烧器 |
CN102901125A (zh) * | 2011-07-27 | 2013-01-30 | 株式会社日立制作所 | 燃烧器、燃烧嘴及燃气轮机 |
Family Cites Families (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4242871A (en) * | 1979-09-18 | 1981-01-06 | United Technologies Corporation | Louver burner liner |
US4380906A (en) | 1981-01-22 | 1983-04-26 | United Technologies Corporation | Combustion liner cooling scheme |
US4875339A (en) * | 1987-11-27 | 1989-10-24 | General Electric Company | Combustion chamber liner insert |
US4916906A (en) * | 1988-03-25 | 1990-04-17 | General Electric Company | Breach-cooled structure |
US5361828A (en) * | 1993-02-17 | 1994-11-08 | General Electric Company | Scaled heat transfer surface with protruding ramp surface turbulators |
JPH08254316A (ja) * | 1995-03-16 | 1996-10-01 | Toshiba Corp | ガスタービン燃焼器用ライナおよびその製造方法 |
JP4134513B2 (ja) | 1997-09-12 | 2008-08-20 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン燃焼器とそのライチ構造 |
US6145319A (en) * | 1998-07-16 | 2000-11-14 | General Electric Company | Transitional multihole combustion liner |
US6568079B2 (en) * | 2001-06-11 | 2003-05-27 | General Electric Company | Methods for replacing combustor liner panels |
US6735949B1 (en) * | 2002-06-11 | 2004-05-18 | General Electric Company | Gas turbine engine combustor can with trapped vortex cavity |
US7007481B2 (en) | 2003-09-10 | 2006-03-07 | General Electric Company | Thick coated combustor liner |
DE102006026969A1 (de) * | 2006-06-09 | 2007-12-13 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenbrennkammerwand für eine mager-brennende Gasturbinenbrennkammer |
US20120047895A1 (en) * | 2010-08-26 | 2012-03-01 | General Electric Company | Systems and apparatus relating to combustor cooling and operation in gas turbine engines |
US8365534B2 (en) * | 2011-03-15 | 2013-02-05 | General Electric Company | Gas turbine combustor having a fuel nozzle for flame anchoring |
US8931280B2 (en) * | 2011-04-26 | 2015-01-13 | General Electric Company | Fully impingement cooled venturi with inbuilt resonator for reduced dynamics and better heat transfer capabilities |
GB201114745D0 (en) * | 2011-08-26 | 2011-10-12 | Rolls Royce Plc | Wall elements for gas turbine engines |
US20130074507A1 (en) * | 2011-09-28 | 2013-03-28 | Karthick Kaleeswaran | Combustion liner for a turbine engine |
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Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4236378A (en) * | 1978-03-01 | 1980-12-02 | General Electric Company | Sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas |
US4622821A (en) * | 1985-01-07 | 1986-11-18 | United Technologies Corporation | Combustion liner for a gas turbine engine |
JP2001280154A (ja) * | 2000-03-30 | 2001-10-10 | Hitachi Ltd | 伝熱装置及びその製造方法並びに伝熱装置を備えたガスタービン燃焼器 |
CN1878987A (zh) * | 2003-12-16 | 2006-12-13 | 株式会社日立制作所 | 燃气轮机用燃烧器 |
EP2107314A1 (en) * | 2008-04-01 | 2009-10-07 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustor for a gas turbine |
CN102563699A (zh) * | 2010-10-05 | 2012-07-11 | 株式会社日立制作所 | 燃气轮机燃烧器 |
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