JPH0752014B2 - ガスタ−ビン燃焼器 - Google Patents
ガスタ−ビン燃焼器Info
- Publication number
- JPH0752014B2 JPH0752014B2 JP61060575A JP6057586A JPH0752014B2 JP H0752014 B2 JPH0752014 B2 JP H0752014B2 JP 61060575 A JP61060575 A JP 61060575A JP 6057586 A JP6057586 A JP 6057586A JP H0752014 B2 JPH0752014 B2 JP H0752014B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- transition piece
- cooling
- combustor
- gas turbine
- liner
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
-
- 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
- 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
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明はガスタービン燃焼器に係り、特に、空気を用い
て、燃焼器尾筒を冷却するガスタービン燃焼器に関す
る。
て、燃焼器尾筒を冷却するガスタービン燃焼器に関す
る。
従来のガスタービン燃焼器尾筒の冷却構造は、特公昭54
−11443号公報に記載のように、燃焼器尾筒の一部に冷
却スリーブを設け、この冷却スリーブに配設された複数
の孔からの冷却用流体の噴流を尾筒表面に衝突させるこ
とにより冷却し、冷却後の流体は尾筒下流に設けた貫通
孔より燃焼ガスである主流ガスに合流する構造となつて
いた。
−11443号公報に記載のように、燃焼器尾筒の一部に冷
却スリーブを設け、この冷却スリーブに配設された複数
の孔からの冷却用流体の噴流を尾筒表面に衝突させるこ
とにより冷却し、冷却後の流体は尾筒下流に設けた貫通
孔より燃焼ガスである主流ガスに合流する構造となつて
いた。
ガスタービンの効率を向上させるためには、燃焼温度を
上げることが最も効果的な方法である。
上げることが最も効果的な方法である。
しかし、冷却用流体である空気の流量は限られており、
燃焼温度の上昇した分、燃焼器ライナー及び燃焼器尾筒
の冷却は不十分となる。このため、燃焼器ライナー及び
燃焼器尾筒には高効率な冷却方法が要求される。
燃焼温度の上昇した分、燃焼器ライナー及び燃焼器尾筒
の冷却は不十分となる。このため、燃焼器ライナー及び
燃焼器尾筒には高効率な冷却方法が要求される。
ガスタービンにおいては、圧縮機から供給される吐出空
気は、燃焼器室に導入され、尾筒と燃焼器ライナーを冷
却した後、燃焼に供される。
気は、燃焼器室に導入され、尾筒と燃焼器ライナーを冷
却した後、燃焼に供される。
上記従来技術では、燃焼器尾筒の冷却として、冷却用流
体の一部を消費することになるため、この分、燃焼器ラ
イナーの冷却に供される冷却用流体が減少することにな
り、燃焼器ライナーのメタル温度を許容温度以下にする
ことができなくなり、燃焼温度を下げざるをえなくな
る。また、尾筒を冷却した後、主流ガスに流入する冷却
用空気は主流ガスの高温部と冷却用空気の低温部との二
層のままタービンに流入することになり、タービン部の
静翼及び動翼に悪影響を与えることになる。
体の一部を消費することになるため、この分、燃焼器ラ
イナーの冷却に供される冷却用流体が減少することにな
り、燃焼器ライナーのメタル温度を許容温度以下にする
ことができなくなり、燃焼温度を下げざるをえなくな
る。また、尾筒を冷却した後、主流ガスに流入する冷却
用空気は主流ガスの高温部と冷却用空気の低温部との二
層のままタービンに流入することになり、タービン部の
静翼及び動翼に悪影響を与えることになる。
本発明の目的は、尾筒の冷却に用いた冷却用流体の大部
分を燃焼用空気として燃焼器ライナーに流入させること
を可能にして、タービンの効率向上を図ると共に燃焼器
尾筒のメタル温度を許容温度以下に抑制し得るようにし
たガスタービン燃焼器を提供することにある。
分を燃焼用空気として燃焼器ライナーに流入させること
を可能にして、タービンの効率向上を図ると共に燃焼器
尾筒のメタル温度を許容温度以下に抑制し得るようにし
たガスタービン燃焼器を提供することにある。
本発明のガスタービン燃焼器は、燃焼器ライナーとター
ビンとの間に形成された尾筒及びこの燃焼器ライナーの
周囲に、所定の間隙を設けてフロースリーブを形成した
ものを対象する。そして、尾筒の後流側のフロースリー
ブは、冷却流体を尾筒の側壁に衝突させるインピンジ冷
却孔を有し、インピンジ冷却孔が形成された部分よりそ
の上流側の部分のほうが間隙を大きく形成し、その間隙
の大きさが変わる傾斜部分にインピンジ冷却孔より径の
大きい対流冷却孔を有することを特徴とする。そして、
尾筒のリテイナーリング部は、フロースリーブの最後端
に設けた開口部から入り込む冷却用流体による対流冷却
を行う。尾筒内主流ガスの流速が大きく、尾筒のメタル
温度が特に高くなる後流部は、フロースリーブに配列し
た複数個の孔からの冷却用流体の噴流によるインピンジ
冷却を行う。その上流側の比較的メタル温度が高くなら
ない範囲はフロースリーブと尾筒間に冷却用流体を所定
の速度で流すことによる対流冷却を行う。
ビンとの間に形成された尾筒及びこの燃焼器ライナーの
周囲に、所定の間隙を設けてフロースリーブを形成した
ものを対象する。そして、尾筒の後流側のフロースリー
ブは、冷却流体を尾筒の側壁に衝突させるインピンジ冷
却孔を有し、インピンジ冷却孔が形成された部分よりそ
の上流側の部分のほうが間隙を大きく形成し、その間隙
の大きさが変わる傾斜部分にインピンジ冷却孔より径の
大きい対流冷却孔を有することを特徴とする。そして、
尾筒のリテイナーリング部は、フロースリーブの最後端
に設けた開口部から入り込む冷却用流体による対流冷却
を行う。尾筒内主流ガスの流速が大きく、尾筒のメタル
温度が特に高くなる後流部は、フロースリーブに配列し
た複数個の孔からの冷却用流体の噴流によるインピンジ
冷却を行う。その上流側の比較的メタル温度が高くなら
ない範囲はフロースリーブと尾筒間に冷却用流体を所定
の速度で流すことによる対流冷却を行う。
本発明の燃焼器においては、圧縮機からの冷却用流体
は、スロースリーブ最後端の隙、インピンジ冷却のため
設けた複数個の孔及びインピンジ冷却と対流冷却の境界
部に設ける開口部よりフロースリーブ内に流入すること
になる。各流入の冷却用流体は、流入後、合流しつつ、
上流側に導かれ、燃焼器ライナー側へ流れ込む。そして
燃焼器ライナー側へ流れた冷却用空気は燃焼器ライナー
に設けた希釈空気孔、燃焼空気孔、スワラー、冷却空気
孔から、設定した配分比に応じて、燃焼器ライナー内に
流入する。この空気のうち、温度不均一率（＝（最高燃
焼温度−平均燃焼温度）／（平均燃焼温度−冷却器温
度））に影響を与える希釈空気孔からの空気をスムーズ
に流し込むため、その外側に位置するフロースリーブに
空気用ガイドを設ける。
は、スロースリーブ最後端の隙、インピンジ冷却のため
設けた複数個の孔及びインピンジ冷却と対流冷却の境界
部に設ける開口部よりフロースリーブ内に流入すること
になる。各流入の冷却用流体は、流入後、合流しつつ、
上流側に導かれ、燃焼器ライナー側へ流れ込む。そして
燃焼器ライナー側へ流れた冷却用空気は燃焼器ライナー
に設けた希釈空気孔、燃焼空気孔、スワラー、冷却空気
孔から、設定した配分比に応じて、燃焼器ライナー内に
流入する。この空気のうち、温度不均一率（＝（最高燃
焼温度−平均燃焼温度）／（平均燃焼温度−冷却器温
度））に影響を与える希釈空気孔からの空気をスムーズ
に流し込むため、その外側に位置するフロースリーブに
空気用ガイドを設ける。
本発明のガスタービン燃焼器において、圧縮機からの吐
出空気である冷却用流体を燃焼器ライナー及び尾筒の冷
却として、最も効果的かつ有効に使用できる様、尾筒の
外側に所定の間隙を持たせたフロースリーブを全周に設
けた構造とする。冷却用流体を用いた冷却は、尾筒内部
の主流ガス流速に起因するメタル温度に合わせ、インピ
ンジ冷却と対流冷却とを組合わせる。よつて、圧縮機か
らの燃焼用空気は、全量或は大部分、尾筒の冷却用流体
として使用できることになり、高効率な尾筒冷却を実現
することができる。
出空気である冷却用流体を燃焼器ライナー及び尾筒の冷
却として、最も効果的かつ有効に使用できる様、尾筒の
外側に所定の間隙を持たせたフロースリーブを全周に設
けた構造とする。冷却用流体を用いた冷却は、尾筒内部
の主流ガス流速に起因するメタル温度に合わせ、インピ
ンジ冷却と対流冷却とを組合わせる。よつて、圧縮機か
らの燃焼用空気は、全量或は大部分、尾筒の冷却用流体
として使用できることになり、高効率な尾筒冷却を実現
することができる。
以下、本発明の一実施例であるガスタービン用燃焼器を
第１図により説明する。
第１図により説明する。
ガスタービンの燃焼器室は、圧縮機吐出ケーシング１、
タービンケーシング２で囲まれた部屋の中に、複数個の
燃焼器ライナー３、燃焼器ライナー用フロースリーブ
４、尾筒５、尾筒用フロースリーブ６、燃料ノズル７に
より構成される。
タービンケーシング２で囲まれた部屋の中に、複数個の
燃焼器ライナー３、燃焼器ライナー用フロースリーブ
４、尾筒５、尾筒用フロースリーブ６、燃料ノズル７に
より構成される。
圧縮機８からの吐出空気は、尾筒フロースリーブ６に設
けた開口部より尾筒５と尾筒フロースリーブ６との間に
流入し、尾筒５を冷却しつつ、上流側に流れ、燃焼器ラ
イナー用フロースリーブ４に案内されて、燃焼器ライナ
ー３内に流れ込む。
けた開口部より尾筒５と尾筒フロースリーブ６との間に
流入し、尾筒５を冷却しつつ、上流側に流れ、燃焼器ラ
イナー用フロースリーブ４に案内されて、燃焼器ライナ
ー３内に流れ込む。
燃焼器ライナー３内で、燃焼ノズル７からの燃料を燃焼
させ、その結果生じた高温ガスは燃焼器ライナー３及び
尾筒５の内部を通り、タービン９に導かれる。尾筒５は
燃焼器ライナー３とタービン９との遷移部材としての役
目を持つため、燃焼器ライナー３との取合部の円形状か
らタービン９取合部の扇形状まで滑らかな曲線で継なが
る三次元的形状となる。このため、尾筒５の断面積は、
第２図に示す様に、燃焼器ライナー３側からタービン９
側になるにつれ、減少しつつ変化する。この結果、尾筒
５内の主流ガスの流速が、第２図に示す断面積の変化
と、形状による向きの変化により、大きく変化すること
になる。この流速の変化は、尾筒５内の壁面に対する熱
伝達率に影響することになる。この熱伝達率と尾筒５の
位置関係を第３図に示す。この熱伝達率の違いは、尾筒
５の壁メタル温度のバラツキとなつて現われる。
させ、その結果生じた高温ガスは燃焼器ライナー３及び
尾筒５の内部を通り、タービン９に導かれる。尾筒５は
燃焼器ライナー３とタービン９との遷移部材としての役
目を持つため、燃焼器ライナー３との取合部の円形状か
らタービン９取合部の扇形状まで滑らかな曲線で継なが
る三次元的形状となる。このため、尾筒５の断面積は、
第２図に示す様に、燃焼器ライナー３側からタービン９
側になるにつれ、減少しつつ変化する。この結果、尾筒
５内の主流ガスの流速が、第２図に示す断面積の変化
と、形状による向きの変化により、大きく変化すること
になる。この流速の変化は、尾筒５内の壁面に対する熱
伝達率に影響することになる。この熱伝達率と尾筒５の
位置関係を第３図に示す。この熱伝達率の違いは、尾筒
５の壁メタル温度のバラツキとなつて現われる。
尾筒５の上流側メタル温度に比較し、下流側メタル温度
はより高温となり、冷却の強化が必要となる。
はより高温となり、冷却の強化が必要となる。
第４図は第１図の燃焼器室のうち、尾筒部分の詳細を示
す図である。尾筒５は、燃焼器ライナー３との取合部に
位置するリング5a、タービン９と面する出口部の変形を
防止するため肉厚構造体となるリテイナーリング5c及び
リング5aとリテイナーリング5c間の本体部5bからなる。
尾筒のメタル温度を許容温度以下とする冷却構造につい
て説明する。
す図である。尾筒５は、燃焼器ライナー３との取合部に
位置するリング5a、タービン９と面する出口部の変形を
防止するため肉厚構造体となるリテイナーリング5c及び
リング5aとリテイナーリング5c間の本体部5bからなる。
尾筒のメタル温度を許容温度以下とする冷却構造につい
て説明する。
圧縮機からの冷却用流体は、尾筒フロースリーブ６の開
口部10,11,12より尾筒５の冷却のため尾筒５と尾筒フロ
ースリーブ６の間に流れ込む構造となる。フロースリー
ブ６の開口部10はリテイナーリング5cの冷却，つまり、
リテイナーリング5cの側面に冷却用流体を流すためのも
のである。
口部10,11,12より尾筒５の冷却のため尾筒５と尾筒フロ
ースリーブ６の間に流れ込む構造となる。フロースリー
ブ６の開口部10はリテイナーリング5cの冷却，つまり、
リテイナーリング5cの側面に冷却用流体を流すためのも
のである。
フロースリーブ６の開口部11,いわゆるインピンジ冷却
孔は、尾筒５内の主流ガスの流速が大で、特に尾筒５壁
メタル温度が高くなる範囲に設ける。この範囲は、尾筒
５と尾筒フロースリーブ６の間隙をせばめ、フロースリ
ーブ６に配列した複数個の噴孔からの冷却用流体を尾筒
５壁面に衝突させるインピンジ冷却の範囲である。フロ
ースリーブ６の開口部12、いわゆる対流冷却孔は、開口
部10及び11からの尾筒５の冷却に必要な冷却用流体の残
りの全流量をフロースリーブ６内に導入するためのもの
で、開口部12から導入された冷却用流体は開口部10及び
11からの冷却用流体と合流し、尾筒５とフロースリーブ
６間を上流に向け流れる。この範囲の尾筒５は、この流
れにより対流冷却され、尾筒壁メタル温度を許容温度以
下にすることが可能となる。
孔は、尾筒５内の主流ガスの流速が大で、特に尾筒５壁
メタル温度が高くなる範囲に設ける。この範囲は、尾筒
５と尾筒フロースリーブ６の間隙をせばめ、フロースリ
ーブ６に配列した複数個の噴孔からの冷却用流体を尾筒
５壁面に衝突させるインピンジ冷却の範囲である。フロ
ースリーブ６の開口部12、いわゆる対流冷却孔は、開口
部10及び11からの尾筒５の冷却に必要な冷却用流体の残
りの全流量をフロースリーブ６内に導入するためのもの
で、開口部12から導入された冷却用流体は開口部10及び
11からの冷却用流体と合流し、尾筒５とフロースリーブ
６間を上流に向け流れる。この範囲の尾筒５は、この流
れにより対流冷却され、尾筒壁メタル温度を許容温度以
下にすることが可能となる。
第５図は第４図で説明した尾筒５の冷却のための冷却用
流体の配分とした場合の各部の圧力関係を示したもので
ある。
流体の配分とした場合の各部の圧力関係を示したもので
ある。
フロースリーブ６の外側の圧力をP2、インピンジ冷却孔
11の内側圧力P1、対流冷却孔12の内側の圧力をP3とす
る。また対流冷却孔12後の冷却用流体の流速をＶとす
る。P2は圧縮機８の吐出圧力に相当する。冷却用流体の
流速ＶとP2に対するP3の関係は図中の破線P23で示され
る。また、インピンジ冷却孔11からの冷却用流体はP2と
P1の圧力差により配列された噴孔から流れる。このイン
ピンジ冷却孔11からの冷却用流体は、フロースリーブ内
を上流側に流れ、対流冷却孔12からの冷却用流体と合流
する。そして、インピンジ冷却から対流冷却へ移行する
部分では、尾筒とフロースリーブとの間に形成された間
隙が広がり、傾斜部を形成する。この傾斜部に対流冷却
孔12が形成される。P1とP3と冷却用流体の流速Ｖとの関
係は図中実線のP13で示される。この圧力P13は冷却用流
体の流速Ｖのエダクター効果により、P1の圧力から、P3
の圧力に回復することを示す。
11の内側圧力P1、対流冷却孔12の内側の圧力をP3とす
る。また対流冷却孔12後の冷却用流体の流速をＶとす
る。P2は圧縮機８の吐出圧力に相当する。冷却用流体の
流速ＶとP2に対するP3の関係は図中の破線P23で示され
る。また、インピンジ冷却孔11からの冷却用流体はP2と
P1の圧力差により配列された噴孔から流れる。このイン
ピンジ冷却孔11からの冷却用流体は、フロースリーブ内
を上流側に流れ、対流冷却孔12からの冷却用流体と合流
する。そして、インピンジ冷却から対流冷却へ移行する
部分では、尾筒とフロースリーブとの間に形成された間
隙が広がり、傾斜部を形成する。この傾斜部に対流冷却
孔12が形成される。P1とP3と冷却用流体の流速Ｖとの関
係は図中実線のP13で示される。この圧力P13は冷却用流
体の流速Ｖのエダクター効果により、P1の圧力から、P3
の圧力に回復することを示す。
この結果、本構造での圧力損失は第５図中のａとなり、
従来技術のインピンジ冷却し、尾筒５内に流す場合の圧
力損失ｂと比較し、大幅に低減可能となる。
従来技術のインピンジ冷却し、尾筒５内に流す場合の圧
力損失ｂと比較し、大幅に低減可能となる。
したがつて、本構造では、大きな圧力低下なしに尾筒５
の壁メタル温度を許容値以下にするに最適な配分で冷却
用流体を流すことが可能となる。
の壁メタル温度を許容値以下にするに最適な配分で冷却
用流体を流すことが可能となる。
第６図は、燃焼器圧力損失の増減と、ガスタービン熱効
率差の増減の関係を示す。一般に、燃焼器圧力損失１％
はガスタービンの熱効率は0.2％に相当する。従来技術
の方法と比較し、この値以上の効果が期待できる。
率差の増減の関係を示す。一般に、燃焼器圧力損失１％
はガスタービンの熱効率は0.2％に相当する。従来技術
の方法と比較し、この値以上の効果が期待できる。
第７図は、第１図の燃焼器室のうち、燃焼器ライナー部
分の詳細図を示す。
分の詳細図を示す。
尾筒５と尾筒フロースリーブ６間を流れる冷却用流体
は、燃焼器ライナーフロースリーブ４に案内されて、燃
焼器ライナー３の外周面を冷却しながら上流へ流れ、冷
却孔、希釈空気孔、燃焼空気孔から、燃焼器ライナー３
内に入る構造となる。
は、燃焼器ライナーフロースリーブ４に案内されて、燃
焼器ライナー３の外周面を冷却しながら上流へ流れ、冷
却孔、希釈空気孔、燃焼空気孔から、燃焼器ライナー３
内に入る構造となる。
燃焼器ライナーフロースリーブ４には希釈空気案内板13
を設ける。この希釈空気案内板13は、尾筒側からの冷却
用流体を希釈空気孔から滑らかに流す働きを持つ。この
結果、燃焼器ライナー３内の温度不均一率が改善され、
タービンの信頼性を大幅に向上させることができる。
を設ける。この希釈空気案内板13は、尾筒側からの冷却
用流体を希釈空気孔から滑らかに流す働きを持つ。この
結果、燃焼器ライナー３内の温度不均一率が改善され、
タービンの信頼性を大幅に向上させることができる。
また、尾筒の冷却に冷却用流体の全量を流さず、一部を
バイパスして燃焼器ライナー部に直接流す構造とした場
合においても、空気配分及び冷却用流体の流れを滑らか
に制御することが可能となる。
バイパスして燃焼器ライナー部に直接流す構造とした場
合においても、空気配分及び冷却用流体の流れを滑らか
に制御することが可能となる。
燃焼器ライナー３のメタル温度は、燃焼器ライナー３に
流れる冷却用流体流量により大きく影響を受け、流量の
減少は、燃焼器ライナーメタル温度の上昇につながる。
この関係を第８図に示す。
流れる冷却用流体流量により大きく影響を受け、流量の
減少は、燃焼器ライナーメタル温度の上昇につながる。
この関係を第８図に示す。
従来技術で、尾筒５の冷却として冷却用流体を消費する
場合、１％の消費は約20℃の燃焼器ライナーのメタル温
度の上昇となる。この結果、燃焼器ライナー内燃焼温度
をこの分下げざるを得ないことになり、ガスタービンの
高温化に対処できなくなる。
場合、１％の消費は約20℃の燃焼器ライナーのメタル温
度の上昇となる。この結果、燃焼器ライナー内燃焼温度
をこの分下げざるを得ないことになり、ガスタービンの
高温化に対処できなくなる。
また上述した構造の尾筒５において、背側に尾筒サポー
トボス5b、尾筒出口部にはリテイナーリング5cが接続さ
れる。この部分は、他部と形状を異とするため、メタル
温度のハイスポツトを生じることがある。このため、こ
の部分に、前記実施の効果に影響しない程度の冷却用流
体を尾筒に設けた貫通孔に流すことも行ない得る。
トボス5b、尾筒出口部にはリテイナーリング5cが接続さ
れる。この部分は、他部と形状を異とするため、メタル
温度のハイスポツトを生じることがある。このため、こ
の部分に、前記実施の効果に影響しない程度の冷却用流
体を尾筒に設けた貫通孔に流すことも行ない得る。
次に第９図で燃焼器の温度不均一率を説明する。燃焼器
ライナーからの燃焼ガスは、希釈空気により混合・かく
はんされるが、外側、内側の温度差がある状態で、燃焼
器尾筒５に入る。燃焼器尾筒５の入口円形状から出口扇
型形状に移るにつれ、半径方向、及び周方向に、中心部
が高く、外周部が低い温度差を持つた状態でタービン９
に流れることになる。この温度不均一率は、タービンに
対し、翼メタル温度のハイスポツトを生じさせることに
なり、信頼性低下の要因となる。
ライナーからの燃焼ガスは、希釈空気により混合・かく
はんされるが、外側、内側の温度差がある状態で、燃焼
器尾筒５に入る。燃焼器尾筒５の入口円形状から出口扇
型形状に移るにつれ、半径方向、及び周方向に、中心部
が高く、外周部が低い温度差を持つた状態でタービン９
に流れることになる。この温度不均一率は、タービンに
対し、翼メタル温度のハイスポツトを生じさせることに
なり、信頼性低下の要因となる。
従来技術としての、尾筒冷却のインピンジ用空気を尾筒
に設けた貫通孔より尾筒内に流入する方法とした場合、
外周側の温度の低い部分をさらに低くし、この分、中心
部の温度の高い部分を突き上げることになる。これは、
ガスタービンの制御は排気ガス温度一定制御方式をとる
ため起る。
に設けた貫通孔より尾筒内に流入する方法とした場合、
外周側の温度の低い部分をさらに低くし、この分、中心
部の温度の高い部分を突き上げることになる。これは、
ガスタービンの制御は排気ガス温度一定制御方式をとる
ため起る。
本発明の場合、尾筒内に冷却用流体を流さないため、上
記現象は起らず、温度不均一率も最小値にすることが可
能となる。
記現象は起らず、温度不均一率も最小値にすることが可
能となる。
本発明によれば、高効率化のため高温化したガスタービ
ン燃焼器を達成できる。つまり、燃焼器尾筒の冷却の為
に使用した冷却用空気を燃焼用空気として使用でき、冷
却用空気の消費量を抑制する。そして、燃焼器尾筒及び
燃焼器ライナーのメタル温度を許容値以下にすることが
できる。更に、エダクター効果を利用し、インピンジ冷
却に使用された空気がスムーズに対流冷却に移行するよ
うに、圧力損失を低減し、効率向上を図った。
ン燃焼器を達成できる。つまり、燃焼器尾筒の冷却の為
に使用した冷却用空気を燃焼用空気として使用でき、冷
却用空気の消費量を抑制する。そして、燃焼器尾筒及び
燃焼器ライナーのメタル温度を許容値以下にすることが
できる。更に、エダクター効果を利用し、インピンジ冷
却に使用された空気がスムーズに対流冷却に移行するよ
うに、圧力損失を低減し、効率向上を図った。
そして従来技術と比較すれば、圧力損失１％の低減に見
合つた効率向上0.2％分が期待できる。
合つた効率向上0.2％分が期待できる。
また、冷却用流体の消費については従来技術と比較し、
２％分が削減でき、この分、燃焼器ライナーのメタル温
度は約40℃低減が可能となる。
２％分が削減でき、この分、燃焼器ライナーのメタル温
度は約40℃低減が可能となる。
また、冷却用流体を尾筒に設けた貫通孔より、尾筒内に
流入しないことにより、温度不均一率を改善でき、信頼
性の高いガスタービンとすることができる。
流入しないことにより、温度不均一率を改善でき、信頼
性の高いガスタービンとすることができる。
第１図は本発明の一実施例であるガスタービン燃焼器を
装着した燃焼器室の断面図、第２図は第１図に示すガス
タービン燃焼器尾筒の断面積変化を表わす説明図、第３
図は第１図に示すガスタービン燃焼器尾筒内熱伝達率変
化を表わす説明図、第４図は第１図に示したガスタービ
ン燃焼器の尾筒まわり詳細図、第５図は第４図に示した
ガスタービン燃焼器の尾筒フロースリーブ開口部付近の
圧力分布状況図、第６図はガスタービン燃焼器における
圧力損失と熱効率差との関係図、第７図は第１図に示す
ガスタービン燃焼器の燃焼器ライナーまわり詳細図、第
８図は冷却空気流量と燃焼器ライナーメタル温度及び達
成可能燃焼温度との関係図、第９図はガスタービン燃焼
器出口における温度不均一状況の説明図である。 １……吐出ケーシング、２……タービンケーシング、３
……燃焼器ライナー、４……燃焼器ライナーフロースリ
ーブ、５……尾筒、６……尾筒フロースリーブ、７……
燃料ノズル、８……圧縮機、９……タービン、10,11,12
……フロースリーブ開口部。
装着した燃焼器室の断面図、第２図は第１図に示すガス
タービン燃焼器尾筒の断面積変化を表わす説明図、第３
図は第１図に示すガスタービン燃焼器尾筒内熱伝達率変
化を表わす説明図、第４図は第１図に示したガスタービ
ン燃焼器の尾筒まわり詳細図、第５図は第４図に示した
ガスタービン燃焼器の尾筒フロースリーブ開口部付近の
圧力分布状況図、第６図はガスタービン燃焼器における
圧力損失と熱効率差との関係図、第７図は第１図に示す
ガスタービン燃焼器の燃焼器ライナーまわり詳細図、第
８図は冷却空気流量と燃焼器ライナーメタル温度及び達
成可能燃焼温度との関係図、第９図はガスタービン燃焼
器出口における温度不均一状況の説明図である。 １……吐出ケーシング、２……タービンケーシング、３
……燃焼器ライナー、４……燃焼器ライナーフロースリ
ーブ、５……尾筒、６……尾筒フロースリーブ、７……
燃料ノズル、８……圧縮機、９……タービン、10,11,12
……フロースリーブ開口部。
Claims (3)
- 【請求項１】燃焼器ライナーとタービンとの間に形成さ
れた尾筒及び前記ライナーの周囲に、所定の間隙を設け
てフロースリーブを形成したガスタービン燃焼器におい
て、 前記尾筒の後流側のフロースリーブは、冷却流体を前記
尾筒の側壁に衝突させるインピンジ冷却孔を有し、 前記インピンジ冷却孔が形成された部分よりその上流側
の部分のほうが前記間隙を大きく形成し、その間隙の大
きさが変わる傾斜部分に前記インピンジ冷却孔より径の
大きい対流冷却孔を有することを特徴とするガスタービ
ン燃焼器。 - 【請求項２】特許請求の範囲第１項記載のガスタービン
燃焼器において、前記フロースリーブのタービン側端部
に、冷却流体の一部を流し前記尾筒のリテイナーリング
を冷却する開口部を有することを特徴とするガスタービ
ン燃焼器。 - 【請求項３】特許請求の範囲第１項記載のガスタービン
燃焼器において、前記ライナーのフロースリーブは、こ
の部分を流れる冷却流体が前記ライナーに形成される希
釈空気孔からライナー内部に流入するように空気流入ガ
イドを有することを特徴とするガスタービン燃焼器。
Priority Applications (6)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61060575A JPH0752014B2 (ja) | 1986-03-20 | 1986-03-20 | ガスタ−ビン燃焼器 |
| KR1019870002317A KR930003077B1 (ko) | 1986-03-20 | 1987-03-14 | 개스터빈 연소기 |
| US07/027,730 US4872312A (en) | 1986-03-20 | 1987-03-19 | Gas turbine combustion apparatus |
| CN198787101982A CN87101982A (zh) | 1986-03-20 | 1987-03-19 | 燃气透平的燃烧装置 |
| DE8787104099T DE3762994D1 (de) | 1986-03-20 | 1987-03-20 | Gasturbinenbrennkammer. |
| EP87104099A EP0239020B1 (en) | 1986-03-20 | 1987-03-20 | Gas turbine combustion apparatus |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61060575A JPH0752014B2 (ja) | 1986-03-20 | 1986-03-20 | ガスタ−ビン燃焼器 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS62218732A JPS62218732A (ja) | 1987-09-26 |
| JPH0752014B2 true JPH0752014B2 (ja) | 1995-06-05 |
Family
ID=13146186
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61060575A Expired - Fee Related JPH0752014B2 (ja) | 1986-03-20 | 1986-03-20 | ガスタ−ビン燃焼器 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4872312A (ja) |
| EP (1) | EP0239020B1 (ja) |
| JP (1) | JPH0752014B2 (ja) |
| KR (1) | KR930003077B1 (ja) |
| CN (1) | CN87101982A (ja) |
| DE (1) | DE3762994D1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8839626B2 (en) | 2010-10-05 | 2014-09-23 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine combustor including a transition piece flow sleeve wrapped on an outside surface of a transition piece |
Families Citing this family (93)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2516822Y2 (ja) * | 1988-08-04 | 1996-11-13 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービン用燃焼器 |
| US5435139A (en) * | 1991-03-22 | 1995-07-25 | Rolls-Royce Plc | Removable combustor liner for gas turbine engine combustor |
| JP2512256B2 (ja) * | 1992-01-20 | 1996-07-03 | 株式会社日立製作所 | ガスタ―ビン燃焼器 |
| DE4222391C2 (de) * | 1992-07-08 | 1995-04-20 | Gutehoffnungshuette Man | Zylindrisches Brennkammergehäuse einer Gasturbine |
| IT1255613B (it) * | 1992-09-24 | 1995-11-09 | Eniricerche Spa | Sistema di combustione a basse emissioni inquinanti per turbine a gas |
| DE4232442A1 (de) * | 1992-09-28 | 1994-03-31 | Asea Brown Boveri | Gasturbinenbrennkammer |
| DE4239856A1 (de) * | 1992-11-27 | 1994-06-01 | Asea Brown Boveri | Gasturbinenbrennkammer |
| GB9305012D0 (en) * | 1993-03-11 | 1993-04-28 | Rolls Royce Plc | Sealing structures for gas turbine engines |
| DE4328294A1 (de) * | 1993-08-23 | 1995-03-02 | Abb Management Ag | Verfahren zur Kühlung eines Bauteils sowie Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens |
| US5461866A (en) * | 1994-12-15 | 1995-10-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine combustion liner float wall cooling arrangement |
| US5680767A (en) * | 1995-09-11 | 1997-10-28 | General Electric Company | Regenerative combustor cooling in a gas turbine engine |
| WO1998049496A1 (en) * | 1997-04-30 | 1998-11-05 | Siemens Westinghouse Power Corporation | An apparatus for cooling a combuster, and a method of same |
| US6014855A (en) * | 1997-04-30 | 2000-01-18 | Stewart & Stevenson Services, Inc. | Light hydrocarbon fuel cooling system for gas turbine |
| US6018950A (en) * | 1997-06-13 | 2000-02-01 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Combustion turbine modular cooling panel |
| GB2328011A (en) * | 1997-08-05 | 1999-02-10 | Europ Gas Turbines Ltd | Combustor for gas or liquid fuelled turbine |
| US6354071B2 (en) * | 1998-09-25 | 2002-03-12 | General Electric Company | Measurement method for detecting and quantifying combustor dynamic pressures |
| DE69930455T2 (de) * | 1998-11-12 | 2006-11-23 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gasturbinenbrennkammer |
| US6205789B1 (en) * | 1998-11-13 | 2001-03-27 | General Electric Company | Multi-hole film cooled combuster liner |
| KR100651820B1 (ko) * | 1999-02-08 | 2006-11-30 | 삼성테크윈 주식회사 | 가스터빈의 스크롤 냉각장치 |
| US6484505B1 (en) * | 2000-02-25 | 2002-11-26 | General Electric Company | Combustor liner cooling thimbles and related method |
| US6412268B1 (en) * | 2000-04-06 | 2002-07-02 | General Electric Company | Cooling air recycling for gas turbine transition duct end frame and related method |
| WO2002027148A1 (en) * | 2000-09-28 | 2002-04-04 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Flexible interlocking combustor transition seal |
| US6408629B1 (en) | 2000-10-03 | 2002-06-25 | General Electric Company | Combustor liner having preferentially angled cooling holes |
| US6536201B2 (en) | 2000-12-11 | 2003-03-25 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor turbine successive dual cooling |
| DE10064264B4 (de) * | 2000-12-22 | 2017-03-23 | General Electric Technology Gmbh | Anordnung zur Kühlung eines Bauteils |
| US6513331B1 (en) | 2001-08-21 | 2003-02-04 | General Electric Company | Preferential multihole combustor liner |
| EP1371814A1 (en) * | 2002-06-11 | 2003-12-17 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Sealing arrangement for a rotor of a turbomachine |
| JP3951909B2 (ja) | 2002-12-12 | 2007-08-01 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン燃焼器 |
| US6860108B2 (en) * | 2003-01-22 | 2005-03-01 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine tail tube seal and gas turbine using the same |
| JP4191552B2 (ja) | 2003-07-14 | 2008-12-03 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン尾筒の冷却構造 |
| US7082770B2 (en) * | 2003-12-24 | 2006-08-01 | Martling Vincent C | Flow sleeve for a low NOx combustor |
| US7574865B2 (en) * | 2004-11-18 | 2009-08-18 | Siemens Energy, Inc. | Combustor flow sleeve with optimized cooling and airflow distribution |
| EP1767835A1 (de) * | 2005-09-22 | 2007-03-28 | Siemens Aktiengesellschaft | Hochtemperaturfeste Dichtungsanordnung, insbesondere für Gasturbinen |
| US7827801B2 (en) * | 2006-02-09 | 2010-11-09 | Siemens Energy, Inc. | Gas turbine engine transitions comprising closed cooled transition cooling channels |
| US7770395B2 (en) * | 2006-02-27 | 2010-08-10 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Combustor |
| US7571611B2 (en) * | 2006-04-24 | 2009-08-11 | General Electric Company | Methods and system for reducing pressure losses in gas turbine engines |
| US7669422B2 (en) * | 2006-07-26 | 2010-03-02 | General Electric Company | Combustor liner and method of fabricating same |
| EP1892378A1 (de) * | 2006-08-22 | 2008-02-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbine |
| US7617684B2 (en) * | 2007-11-13 | 2009-11-17 | Opra Technologies B.V. | Impingement cooled can combustor |
| US8127552B2 (en) * | 2008-01-18 | 2012-03-06 | Honeywell International, Inc. | Transition scrolls for use in turbine engine assemblies |
| WO2009103671A1 (de) * | 2008-02-20 | 2009-08-27 | Alstom Technology Ltd | Gasturbine mit verbesserter kühlarchitektur |
| US20090235668A1 (en) * | 2008-03-18 | 2009-09-24 | General Electric Company | Insulator bushing for combustion liner |
| US9038396B2 (en) * | 2008-04-08 | 2015-05-26 | General Electric Company | Cooling apparatus for combustor transition piece |
| EP2116770B1 (en) * | 2008-05-07 | 2013-12-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustor dynamic attenuation and cooling arrangement |
| 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 |
| US8109099B2 (en) * | 2008-07-09 | 2012-02-07 | United Technologies Corporation | Flow sleeve with tabbed direct combustion liner cooling air |
| US20100005804A1 (en) * | 2008-07-11 | 2010-01-14 | General Electric Company | Combustor structure |
| US8112999B2 (en) * | 2008-08-05 | 2012-02-14 | General Electric Company | Turbomachine injection nozzle including a coolant delivery system |
| CH699309A1 (de) | 2008-08-14 | 2010-02-15 | Alstom Technology Ltd | Thermische maschine mit luftgekühlter, ringförmiger brennkammer. |
| US8397512B2 (en) * | 2008-08-25 | 2013-03-19 | General Electric Company | Flow device for turbine engine and method of assembling same |
| JP2010085052A (ja) * | 2008-10-01 | 2010-04-15 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 燃焼器尾筒およびその設計方法ならびにガスタービン |
| US8677759B2 (en) * | 2009-01-06 | 2014-03-25 | General Electric Company | Ring cooling for a combustion liner and related method |
| US8096752B2 (en) * | 2009-01-06 | 2012-01-17 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling a transition piece |
| US20100170258A1 (en) * | 2009-01-06 | 2010-07-08 | General Electric Company | Cooling apparatus for combustor transition piece |
| US8549861B2 (en) * | 2009-01-07 | 2013-10-08 | General Electric Company | Method and apparatus to enhance transition duct cooling in a gas turbine engine |
| US20100205972A1 (en) * | 2009-02-17 | 2010-08-19 | General Electric Company | One-piece can combustor with heat transfer surface enhacements |
| US8438856B2 (en) * | 2009-03-02 | 2013-05-14 | General Electric Company | Effusion cooled one-piece can combustor |
| US20100300107A1 (en) * | 2009-05-29 | 2010-12-02 | General Electric Company | Method and flow sleeve profile reduction to extend combustor liner life |
| US8474266B2 (en) | 2009-07-24 | 2013-07-02 | General Electric Company | System and method for a gas turbine combustor having a bleed duct from a diffuser to a fuel nozzle |
| DE102009035550A1 (de) * | 2009-07-31 | 2011-02-03 | Man Diesel & Turbo Se | Gasturbinenbrennkammer |
| US8707705B2 (en) * | 2009-09-03 | 2014-04-29 | General Electric Company | Impingement cooled transition piece aft frame |
| US20110067405A1 (en) * | 2009-09-18 | 2011-03-24 | Concepts Eti, Inc. | Integrated Ion Transport Membrane and Combustion Turbine System |
| US8646276B2 (en) * | 2009-11-11 | 2014-02-11 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbine engine with enhanced cooling |
| US8516822B2 (en) * | 2010-03-02 | 2013-08-27 | General Electric Company | Angled vanes in combustor flow sleeve |
| US8307655B2 (en) * | 2010-05-20 | 2012-11-13 | General Electric Company | System for cooling turbine combustor transition piece |
| US9423132B2 (en) * | 2010-11-09 | 2016-08-23 | Opra Technologies B.V. | Ultra low emissions gas turbine combustor |
| JP2012145098A (ja) | 2010-12-21 | 2012-08-02 | Toshiba Corp | トランジションピースおよびガスタービン |
| FR2970512B1 (fr) * | 2011-01-14 | 2013-01-04 | Snecma | Piece annulaire de guidage d'air autour d'une chambre de combustion dans une turbomachine |
| CN102788367B (zh) * | 2011-05-18 | 2015-04-22 | 中国科学院工程热物理研究所 | 燃气轮机柔和燃烧室及实现方法 |
| US8601820B2 (en) | 2011-06-06 | 2013-12-10 | General Electric Company | Integrated late lean injection on a combustion liner and late lean injection sleeve assembly |
| US9010120B2 (en) | 2011-08-05 | 2015-04-21 | General Electric Company | Assemblies and apparatus related to integrating late lean injection into combustion turbine engines |
| US8919137B2 (en) | 2011-08-05 | 2014-12-30 | General Electric Company | Assemblies and apparatus related to integrating late lean injection into combustion turbine engines |
| JP5804872B2 (ja) * | 2011-09-27 | 2015-11-04 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 燃焼器の尾筒、これを備えているガスタービン、及び尾筒の製造方法 |
| CN102408907B (zh) * | 2011-09-29 | 2014-04-02 | 牛晓璐 | 一种利用裂解余热的加热方法及其设备 |
| KR101438106B1 (ko) * | 2011-12-30 | 2014-09-12 | 두산중공업 주식회사 | 가스 터빈의 연소기 |
| US9140455B2 (en) | 2012-01-04 | 2015-09-22 | General Electric Company | Flowsleeve of a turbomachine component |
| US9243507B2 (en) * | 2012-01-09 | 2016-01-26 | General Electric Company | Late lean injection system transition piece |
| US20130318986A1 (en) * | 2012-06-05 | 2013-12-05 | General Electric Company | Impingement cooled combustor |
| US9085981B2 (en) | 2012-10-19 | 2015-07-21 | Siemens Energy, Inc. | Ducting arrangement for cooling a gas turbine structure |
| EP2971966B1 (en) | 2013-03-15 | 2017-04-19 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine combustor liner |
| US9879861B2 (en) | 2013-03-15 | 2018-01-30 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine with improved combustion liner |
| US9404422B2 (en) | 2013-05-23 | 2016-08-02 | Honeywell International Inc. | Gas turbine fuel injector having flow guide for receiving air flow |
| CN104214007A (zh) * | 2013-06-01 | 2014-12-17 | 摩尔动力(北京)技术股份有限公司 | 速度型做功机构发动机 |
| US9010125B2 (en) * | 2013-08-01 | 2015-04-21 | Siemens Energy, Inc. | Regeneratively cooled transition duct with transversely buffered impingement nozzles |
| KR101556532B1 (ko) * | 2014-01-16 | 2015-10-01 | 두산중공업 주식회사 | 냉각슬리브를 포함하는 라이너, 플로우슬리브 및 가스터빈연소기 |
| EP2960436B1 (en) * | 2014-06-27 | 2017-08-09 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Cooling structure for a transition piece of a gas turbine |
| 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 |
| CN105569846A (zh) * | 2015-12-25 | 2016-05-11 | 向兵 | 二次燃烧旋转喷气内燃机 |
| US20170268776A1 (en) * | 2016-03-15 | 2017-09-21 | General Electric Company | Gas turbine flow sleeve mounting |
| EP3287610B1 (en) * | 2016-08-22 | 2019-07-10 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Gas turbine transition duct |
| CN107178792A (zh) * | 2017-06-13 | 2017-09-19 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 一种燃气轮机及航空发动机燃烧器尾筒结构 |
| KR102050563B1 (ko) * | 2017-11-03 | 2019-11-29 | 두산중공업 주식회사 | 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈 |
| US11098653B2 (en) | 2018-01-12 | 2021-08-24 | Raytheon Technologies Corporation | Apparatus and method for mitigating particulate accumulation on a component of a gas turbine |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2716330A (en) * | 1950-06-24 | 1955-08-30 | Westinghouse Electric Corp | Combustion apparatus having primary air preheating ducts |
| US3652181A (en) * | 1970-11-23 | 1972-03-28 | Carl F Wilhelm Jr | Cooling sleeve for gas turbine combustor transition member |
| JPS5411443A (en) * | 1977-06-29 | 1979-01-27 | Hitachi Maxell | Silver oxide cell |
| CH633347A5 (de) * | 1978-08-03 | 1982-11-30 | Bbc Brown Boveri & Cie | Gasturbine. |
| SE413431B (sv) * | 1978-08-30 | 1980-05-27 | Volvo Flygmotor Ab | Aggregat for forbrenning av icke explosiva processgaser |
| DE3117515C2 (de) * | 1980-05-07 | 1983-11-10 | Brown, Boveri & Cie Ag, 6800 Mannheim | Überströmgehäuse |
| GB2087066B (en) * | 1980-11-06 | 1984-09-19 | Westinghouse Electric Corp | Transition duct for combustion turbine |
| US4573315A (en) * | 1984-05-15 | 1986-03-04 | A/S Kongsberg Vapenfabrikk | Low pressure loss, convectively gas-cooled inlet manifold for high temperature radial turbine |
| JPS6134364U (ja) * | 1984-07-26 | 1986-03-03 | 株式会社東芝 | ガスタ−ビン燃焼装置 |
| CA1263243A (en) * | 1985-05-14 | 1989-11-28 | Lewis Berkley Davis, Jr. | Impingement cooled transition duct |
-
1986
- 1986-03-20 JP JP61060575A patent/JPH0752014B2/ja not_active Expired - Fee Related
-
1987
- 1987-03-14 KR KR1019870002317A patent/KR930003077B1/ko not_active IP Right Cessation
- 1987-03-19 CN CN198787101982A patent/CN87101982A/zh active Pending
- 1987-03-19 US US07/027,730 patent/US4872312A/en not_active Expired - Lifetime
- 1987-03-20 DE DE8787104099T patent/DE3762994D1/de not_active Expired - Lifetime
- 1987-03-20 EP EP87104099A patent/EP0239020B1/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8839626B2 (en) | 2010-10-05 | 2014-09-23 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine combustor including a transition piece flow sleeve wrapped on an outside surface of a transition piece |
| US8955332B2 (en) | 2010-10-05 | 2015-02-17 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Gas turbine combustor including a transition piece flow sleeve wrapped on an outside surface of a transition piece |
| EP2860353A1 (en) | 2010-10-05 | 2015-04-15 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Gas turbine combustor |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| KR870009116A (ko) | 1987-10-23 |
| JPS62218732A (ja) | 1987-09-26 |
| US4872312A (en) | 1989-10-10 |
| EP0239020B1 (en) | 1990-05-30 |
| EP0239020A2 (en) | 1987-09-30 |
| KR930003077B1 (ko) | 1993-04-17 |
| EP0239020A3 (en) | 1989-01-18 |
| DE3762994D1 (de) | 1990-07-05 |
| CN87101982A (zh) | 1987-10-21 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPH0752014B2 (ja) | ガスタ−ビン燃焼器 | |
| EP2551593B1 (en) | Distributed cooling for gas turbine engine combustor | |
| US10094563B2 (en) | Microcircuit cooling for gas turbine engine combustor | |
| CA2601612C (en) | Method and system to facilitate preferentially distributed recuperated film cooling of turbine shroud assembly | |
| US11085644B2 (en) | Internally cooled dilution hole bosses for gas turbine engine combustors | |
| JP5345310B2 (ja) | タービンエンジンの冷却を促進するシステム及びガスタービンエンジン | |
| JP4208501B2 (ja) | ガスタービンエンジン燃焼器、該燃焼器に空気を供給する方法及びドームアセンブリ | |
| JP4675071B2 (ja) | 改良型デフレクタプレートを有するガスタービンエンジンの燃焼器ドーム組立体 | |
| JPH1082527A (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
| JP2005345093A (ja) | ガスタービンの燃焼器ライナ及び移行部品を冷却するための方法及び装置 | |
| KR20010085488A (ko) | 가스 터빈용 연소기 및 연소기 라이너 유동 슬리브와연소기 라이너 냉각 방법 | |
| US6457316B1 (en) | Methods and apparatus for swirling fuel within fuel nozzles | |
| JP5002121B2 (ja) | ガスタービンエンジンの燃焼器を冷却するための方法及び装置 | |
| JP2012145322A (ja) | ノズル内の流れを強化するシステム及び方法 | |
| JPS58167802A (ja) | 軸流蒸気タ−ビン | |
| JP5111989B2 (ja) | タービンエンジンにおける局部冷却強化を容易にするシステム及びタービンエンジン | |
| US6224329B1 (en) | Method of cooling a combustion turbine | |
| WO1990004089A1 (en) | Augmented turbine combustor cooling | |
| JPS63143422A (ja) | ガスタ−ビン燃焼器 | |
| JP2002327602A (ja) | タービンノズル及びシュラウドを選択的に配置する方法及びガスタービン | |
| JPS5960127A (ja) | ガスタ−ビン燃焼器 | |
| JPH03195821A (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
| US11815267B2 (en) | Combustor liner having cooling dispersing member for localized liner cooling | |
| JPH07332668A (ja) | ガスタービン燃焼器ライナの冷却構造 | |
| JPH0345816A (ja) | ガスタービン燃焼器の冷却構造 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |