KR20160023657A - Removable swirler assembly for a combustion liner - Google Patents

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KR20160023657A
KR20160023657A KR1020157033470A KR20157033470A KR20160023657A KR 20160023657 A KR20160023657 A KR 20160023657A KR 1020157033470 A KR1020157033470 A KR 1020157033470A KR 20157033470 A KR20157033470 A KR 20157033470A KR 20160023657 A KR20160023657 A KR 20160023657A
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assembly
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combustor
removable
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KR1020157033470A
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제레미 메테르니히
칼리드 오우메지우드
Original Assignee
제네럴 일렉트릭 테크놀러지 게엠베하
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Abstract

가스 터빈 엔진의 연소기 라이너에서 사용하기 위한 신규의 개선된 선회기 조립체가 개시된다. 선회기 조립체는 제거 가능하고, 개선된 조립, 수리 능력 및 연소기 라이너에서의 끼워맞춤을 제공하는 크기이다. 선회기 조립체는 예혼합 튜브, 예혼합 선회기, 및 연소기에 선회기 조립체를 고정하기 위한 제거 가능한 체결구들을 수용하기 위한 다수의 축방향으로 이격된 장착 블록들을 포함한다.A new improved swivel assembly for use in a combustor liner of a gas turbine engine is disclosed. The pivot assembly is removable and sized to provide improved assembly, repair capability and fit in the combustor liner. The pivot assembly includes a plurality of axially spaced mounting blocks for receiving removable fasteners for securing the pivot assembly to the premix tube, the pre-mix pivot, and the combustor.

Figure P1020157033470
Figure P1020157033470

Description

연소기 라이너용 제거 가능한 선회기 조립체{REMOVABLE SWIRLER ASSEMBLY FOR A COMBUSTION LINER}[0001] REMOVABLE SWIRLER ASSEMBLY FOR A COMBUSTION LINER FOR A COMBINER LINER [0002]

관련 출원의 상호 참조Cross reference of related application

본 출원은 2013년 4월 25일자 출원된 미국 특허 가출원 제61/815,835호에 대해 우선권을 주장한다. 본 출원은 "가스 터빈 연소기용 예혼합기 조립체"(대리인 관리번호 PSM-317/PSSF.199281) 및 "가스 터빈 연소기의 예혼합기 조립체를 위한 선회기 조립체 및 보강 메커니즘"(대리인 관리번호 PSM-318/PSSF.199282)의 명칭이며 본 출원인과 동일한 양수인에게 공동으로 양도된 미국 특허 출원들의 요지에 관련된다. This application claims priority to U.S. Provisional Patent Application Serial No. 61 / 815,835, filed April 25, 2013. This application is related to "Premix Mixer Assembly for Gas Turbine Combustor" (Attorney Docket No. PSM-317 / PSSF.199281) and "Swivel Assembly and Reinforcement Mechanism for Premixer Assembly of Gas Turbine Combustor" (Attorney Docket No. PSM-318 / PSSF.199282) and is related to the subject matter of commonly assigned U. S. Patent Applications to the same assignee as the present Applicant.

본 발명은 일반적으로 가스 터빈 연소기에 관한 것이다. 특히, 본 발명은 개선된 조립 및 분리 기술과 개선된 냉각 구성을 통해 연소기 성능을 향상시키고 구성요소 수명을 증가시키도록 설계된 특징을 가지는 연소기 라이너의 제거 가능한 선회기 부분에 관한 것이다.The present invention relates generally to gas turbine combustors. More particularly, the present invention relates to a removable pivot portion of a combustor liner having features designed to improve combustor performance and increase component life through improved assembly and separation techniques and improved cooling configurations.

전형적인 가스 터빈 엔진에서, 회전 및 고정 날개들의 교대하는 스테이지들을 가지는 압축기는 축방향 샤프트를 통하여 터빈에 결합되고, 터빈은 또한 회전 및 고정 날개들의 교대하는 스테이지들을 가진다. 압축기 스테이지들은 이를 통과하는 공기를 압축하기 위하여 크기가 감소한다. 압축 공기는 그런 다음 공기를 연료와 혼합하는 하나 이상의 연소기들로 공급된다. 하나 이상의 연소기들에 가까이 있는 점화원은 혼합물을 점화하여, 고온 연소 가스를 형성한다. 고온 연소 가스의 팽창은 축방향 샤프트를 통해 압축기에 결합된 터빈의 스테이지들을 구동한다. 배기 가스는 그런 다음 열회수 증기 발생기를 통하여 증기를 발생시키도록, 또는 발전소 작동에서 전기를 생산하기 위하여 발전기에 결합된 샤프트를 회전시키도록 추진원으로서 사용될 수 있다. In a typical gas turbine engine, a compressor having alternating stages of rotating and stationary blades is coupled to the turbine via an axial shaft, and the turbine also has alternating stages of rotating and stationary blades. The compressor stages are reduced in size to compress the air passing therethrough. The compressed air is then supplied to one or more combustors that mix the air with the fuel. An ignition source near one or more combustors ignites the mixture to form a hot combustion gas. The expansion of the hot combustion gas drives the stages of the turbine coupled to the compressor through the axial shaft. The exhaust gas may then be used as a propulsion source to generate steam through a heat recovery steam generator or to rotate a shaft coupled to the generator to produce electricity in power plant operation.

가스 터빈 엔진의 연소 시스템은 다양한 구성을 취할 수 있다. 가스 터빈 엔진의 연소 시스템은 단일 연소실, 엔진의 축 주위에 이격된 다수의 개별 연소실들, 플레넘형 연소 시스템, 또는 다양한 다른 연소 시스템을 포함할 수 있다. 엔진의 기하학적 형태에 의존하여, 성능 요구조건 및 물리적인 작동 위치, 정확한 연소기 배열이 변할 것이다.The combustion system of the gas turbine engine can take a variety of configurations. The combustion system of a gas turbine engine may include a single combustion chamber, a plurality of individual combustion chambers spaced about the axis of the engine, a plenum combustion system, or various other combustion systems. Depending on the geometry of the engine, performance requirements and physical operating positions, as well as the exact combustor arrangement, will vary.

하나의 이러한 연소 시스템은 엔진의 프레임에 고정된 케이싱, 케이싱의 적어도 일부 내에 고정된 연소기 라이너, 및 연소실 내로 연료(가스, 액체, 또는 둘 모두)를 분사하기 위하여 연소기 라이너 내에 또는 이에 인접하여 위치된 하나 이상의 연료 노즐들을 포함한다. 연소 시스템은 엔진과 유체 소통한다. 특히, 케이싱과 라이너 배열은 연소기 시스템으로 들어가도록 압축기로부터의 공기를 위한 진로를 제공하며, 연소 시스템에서, 공기는 하나 이상의 연료 노즐들로부터의 연료와 혼합된다. 연료-공기 혼합물은 스파크 점화기와 같은 점화원에 의해 점화된다. 고온 연소 가스는 연소기 라이너를 통해, 때때로 하나 이상의 천이 부분(transition piece)들을 통해 터빈 내로 진행한다. 천이 부분은 본질적으로 연소기의 형상으로부터 터빈의 입구로 변하는 기하학적 형태를 가지는 덕트이다. One such combustion system includes a casing fixed to a frame of the engine, a combustor liner fixed within at least a portion of the casing, and a combustor liner positioned within or adjacent the combustor liner for injecting fuel (gas, liquid, or both) And one or more fuel nozzles. The combustion system is in fluid communication with the engine. In particular, the casing and liner arrangement provides a path for air from the compressor to enter the combustor system, and in a combustion system, air is mixed with fuel from one or more fuel nozzles. The fuel-air mixture is ignited by an ignition source, such as a spark igniter. The hot combustion gases travel through the combustor liner, sometimes through one or more transition pieces into the turbine. The transition portion is essentially a duct having a geometric shape that changes from the shape of the combustor to the inlet of the turbine.

연소기 라이너는 연소기 작동의 중심에 있다. 연소기 라이너의 기하학적 형태는 엔진의 작동 파라미터, 성능 요구조건, 및 이용 가능한 기하학적 형태를 포함하는 다양한 인자에 의해 좌우된다. 연소기 라이너의 기하학적 형태가 변할 수 있지만, 연소기 라이너는 전형적으로 노즐을 수용하기 위한, 연료와 공기를 서로 혼합하기 위한, 및 연료와 공기 혼합물이 점화될 때의 반응을 수용하기 위한 적어도 일부분을 포함한다. The combustor liner is at the center of the combustor operation. The geometry of the combustor liner depends on a variety of factors including the operating parameters of the engine, performance requirements, and available geometry. While the geometry of the combustor liner may vary, the combustor liner typically includes at least a portion for receiving the nozzle, for mixing fuel and air together, and for receiving a reaction when the fuel and air mixture is ignited .

종래의 연소기 라이너들은 특정 성능 요구조건에 부합하였지만, 또한 다양한 결점을 보였다. 예를 들어, 종래의 연소기 라이너들은 주로 또는 오로지 용접된 조립체들을 가졌으며, 이에 의해 작업자 또는 수리 시설이 수리될 연소기 라이너의 모든 특징부들에 접근하는 것이 어려웠다. 또한, 유사한 구조의 종래의 연소기 디자인은 정비 또는 교체에 앞서 대략 8,000 시간 작업할 수 있었다. 가스 터빈 엔진 효율을 개선하는 노력에서, 엔진 정지 시간 및 수리/점검 비용을 감소시키도록 수리 사이의 기간을 연장할 수 있는 것이 작업자 사회에서의 강한 요구이다.Conventional combustor liners meet specific performance requirements, but also exhibit various drawbacks. For example, conventional combustor liners have mainly or only welded assemblies, making it difficult for an operator or repair facility to access all the features of the combustor liner to be repaired. In addition, a conventional combustor design with a similar structure was able to work approximately 8,000 hours prior to maintenance or replacement. In an effort to improve gas turbine engine efficiency, it is a strong demand in the worker community to be able to extend the period between repairs to reduce engine downtime and repair / inspection costs.

본 발명에 따라서, 가스 터빈 엔진의 연소기 라이너에서 사용하기 위한 신규의 개선된 선회기 조립체가 제공된다. 선회기 조립체는 제거 가능하고, 개선된 조립, 수리 능력 및 연소기 라이너에서의 끼워맞춤을 제공하는 크기로 된다. 다수의 메인 선회기 조립체들은 중심축 주위의 선회기 조립체에 위치되고, 다수의 연료 노즐들을 수용하는 크기로 된다.In accordance with the present invention, there is provided a novel improved swivel assembly for use in a combustor liner of a gas turbine engine. The pivot assembly is removable and sized to provide improved assembly, repair capability, and fit in the combustor liner. A plurality of main pivot assemblies are located in the pivot assembly around the central axis and are sized to accommodate a plurality of fuel nozzles.

본 발명의 실시예에 따라서, 예혼합 튜브, 상기 예혼합 튜브 내에 위치된 예혼합 선회기, 입구 단부에 근접한 상기 예혼합 튜브의 외벽을 따라서 위치되고 다수의 제1 구멍들을 가지는 제1 장착 블록, 및 상기 예혼합 튜브의 외벽을 따라서 또한 위치되는 제2 장착 블록을 포함하고, 상기 제2 장착 블록은 상기 제1 장착 블록으로부터 일정 거리 이격되고 상기 다수의 제1 구멍들에 직각인 하나 이상의 제2 구멍들을 가지는, 가스 터빈 연소기를 위한 선회기 조립체가 제공된다. According to an embodiment of the present invention there is provided a pre-mix tube comprising a pre-mix tube, a pre-mix pivot positioned within the pre-mix tube, a first placement block located along the outer wall of the pre- And a second mounting block positioned further along an outer wall of the pre-mixed tube, wherein the second mounting block includes a first mounting block and a second mounting block, the second mounting block being spaced a distance from the first mounting block and perpendicular to the plurality of first holes, A pivot assembly for a gas turbine combustor is provided having holes.

본 발명의 또 다른 실시예에 따라서, 몸체에 고정되는 제1 장착 블록을 포함하며, 상기 제1 장착 블록이, 전향면(forward face), 맞은편의 후향면(aft face), 대체로 평행한 측면들, 원호 형상의 외부면, 및 상기 원호 형상의 외부면에 위치되는 다수의 구멍들을 가지는, 가스 터빈 연소기에서 사용하기 위한 다지점, 다방향 체결 조립체가 제공된다. 체결 조립체는, 몸체에 고정되고 하나 이상의 구멍들을 가지는 제2 장착 블록을 또한 포함하며, 제1 장착 블록에 있는 다수의 구멍들은 제2 장착 블록에 있는 하나 이상의 구멍들에 대체로 직각으로 배향된다.According to a further embodiment of the present invention there is provided a mounting structure comprising a first mounting block secured to a body, the first mounting block comprising a forward face, an opposed aft face, A multi-point, multi-directional fastening assembly for use in a gas turbine combustor is provided, having an arc-shaped outer surface, and a plurality of holes located on the outer surface of the arc shape. The fastening assembly also includes a second mounting block secured to the body and having one or more holes, wherein the plurality of holes in the first mounting block are oriented generally perpendicular to the one or more holes in the second mounting block.

본 발명의 여전히 또 다른 실시예에 따라서, 대체로 원통형 몸체, 중앙 코어 및 상기 중앙 코어와 대체로 원통형 몸체 사이에서 연장하는 다수의 베인들을 포함하는, 연소기에 있는 제거 가능한 선회기 조립체가 제공된다. 제거 가능한 선회기 조립체는 대체로 원통형 몸체에 고정되는 제1 장착 블록을 또한 포함하며, 제1 장착 블록은 전향면, 맞은편의 후향면, 대체로 평행한 측면들, 원호 형상의 외부면, 및 원호 형상의 외부면에 위치되는 다수의 구멍들을 가진다. 제거 가능한 선회기 조립체는, 몸체에 고정되고 하나 이상의 구멍들을 가지는 제2 장착 블록을 또한 포함하며, 제거 가능한 선회기 조립체는 다수의 제거 가능한 체결구들을 통해 제1 및 제2 장착 블록들 모두에서 연소기에 체결된다.According to yet still another embodiment of the present invention there is provided a removable pivoting assembly in a combustor comprising a generally cylindrical body, a central core and a plurality of vanes extending between the central core and the generally cylindrical body. The removable swivel assembly also includes a first mounting block that is generally secured to the cylindrical body, the first mounting block including a forward facing surface, a backward facing surface, generally parallel sides, an arcuate outer surface, And has a plurality of holes located on the outer surface. The removable swivel assembly also includes a second mounting block secured to the body and having one or more apertures, wherein the removable swivel assembly is coupled to the combustor in both the first and second mounting blocks through a plurality of removable fasteners, Respectively.

본 발명의 추가의 이점 및 특징들은 이후의 설명에서 부분적으로 제시되거나, 이어지는 심사시에 당업자에게 자명하게 되거나, 또는 본 발명의 실시로부터 학습될 수 있다. 본 발명은 지금 첨부 도면을 참조하여 설명된다.
본 발명은 첨부된 도면을 참조하여 다음에 상세하게 설명된다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 연소 시스템이 사용될 수 있는 종래 기술의 가스 터빈 엔진의 부분 단면도;
도 2는 도 1의 가스 터빈 엔진 내에서 작동할 수 있는 종래 기술의 가스 터빈 연소기의 단면도;
도 3은 본 발명의 실시예를 통합하는 연소기 라이너의 사시도;
도 4는 본 발명의 실시예에 따른 실시예를 통합하는 연소기 라이너의 단면도;
도 5는 본 발명의 실시예를 통합하는 도 4의 단면도의 대안적인 단면도;
도 6은 본 발명의 실시예에 따른 선회기 조립체를 통해 취해진 연소기 라이너의 단면도;
도 7은 본 발명의 실시예에 따라서, 도 6의 단면도의 대안적인 단면도;
도 8은 본 발명의 실시예에 따른 도 3의 연소기 라이너의 선회기 조립체 부분의 사시도;
도 9는 본 발명의 실시예에 따른 선회기 조립체의 단면을 포함하는 도 3의 연소기 라이너의 입구 부분을 통하여 취해진 상세 단면도; 및
도 10은 본 발명의 실시예에 따른 연소기 라이너의 선회기 조립체의 부분 단면도.Additional advantages and features of the present invention will become apparent to those skilled in the art upon examination in the following description, or may be learned from practice of the invention. The present invention will now be described with reference to the accompanying drawings.
The present invention will be described in detail below with reference to the accompanying drawings.
1 is a partial cross-sectional view of a prior art gas turbine engine in which a combustion system according to an embodiment of the invention can be used;
Figure 2 is a cross-sectional view of a prior art gas turbine combustor operable in the gas turbine engine of Figure 1;
3 is a perspective view of a combustor liner incorporating an embodiment of the present invention;
4 is a cross-sectional view of a combustor liner incorporating an embodiment in accordance with an embodiment of the present invention;
Figure 5 is an alternate sectional view of a cross-sectional view of Figure 4 incorporating an embodiment of the present invention;
6 is a cross-sectional view of a combustor liner taken through a swivel assembly according to an embodiment of the present invention;
Figure 7 is an alternate cross-sectional view of the cross-sectional view of Figure 6, in accordance with an embodiment of the present invention;
FIG. 8 is a perspective view of a revolver assembly portion of the combustor liner of FIG. 3 in accordance with an embodiment of the present invention; FIG.
FIG. 9 is a detailed cross-sectional view taken through an inlet portion of the combustor liner of FIG. 3, including a cross section of a swivel assembly according to an embodiment of the present invention; And
10 is a partial cross-sectional view of a pivot assembly of a combustor liner according to an embodiment of the present invention.

본 발명의 요지는 법적 요구조건에 부합하도록 본 명세서에서 특이성이 설명된다. 그러나, 상세한 설명 자체는 본 발명의 범위를 제한하도록 의도되지 않는다. 오히려, 본 발명자들은, 청구된 요지가 상이한 구성요소들, 구성요소들의 조합, 단계들, 또는 다른 존재하거나 또는 추후의 기술에 관련하여 본 명세서에 설명된 것들과 유사한 단계들의 조합을 포함하도록 다른 방식으로 또한 구현될 수 있다는 것을 예상하였다. The gist of the present invention is described herein in specificity to meet legal requirements. However, the detailed description itself is not intended to limit the scope of the invention. Rather, the inventors have appreciated that the claimed subject matter may be embodied in other ways such as to include a combination of steps similar to those described herein in connection with different components, combinations of components, steps, As shown in FIG.

먼저 도 1을 참조하여, 종래 기술의 가스 터빈 엔진(100)이 부분 단면도로 도시되었다. 가스 터빈 엔진(100)은 일반적으로 엔진의 주요 부분들을 봉입하는 외부 케이싱(102)을 포함한다. 샤프트(104)는 엔진 축(A-A)을 따라서 축방향으로 연장하고, 압축기(106)와 터빈(108)에 결합된다. 압축기(106)는 입구 영역(110)을 통해 공기를 수용하고, 공기가 통과함으로써 공기를 압축하기 위하여 감소하는 크기의 회전 및 고정 날개들의 교대하는 열들을 통하여 공기를 가이드하고, 이에 의해, 공기의 온도 및 압력을 증가시킨다. 압축 공기는 그런 다음 하나 이상의 연소 시스템(112)들을 통해 안내되며, 연소 시스템에서, 연료와 공기는 서로 혼합되고, 고온 연소 가스를 형성하도록 점화된다. 고온 연소 가스는 그런 다음 유체를 팽창시키고 연소 가스의 에너지를 기계적인 작업으로 변환하여 샤프트(104)를 구동하도록 터빈(108) 내로 안내되고, 증가하는 크기의 회전 및 고정 날개들의 교대하는 열들을 통과한다. 샤프트(104)는 또한 전기를 발전시키기 위한 목적을 위한 발전기(도시되지 않음)의 샤프트에 결합될 수 있다.Referring first to Figure 1, a prior art gas turbine engine 100 is shown in partial cross-section. The gas turbine engine 100 generally includes an outer casing 102 that encloses major portions of the engine. The shaft 104 extends axially along the engine axis A-A and is coupled to the compressor 106 and the turbine 108. The compressor 106 receives air through the inlet region 110 and guides the air through alternating rows of rotating and stationary blades of a size that reduces to compress the air as the air passes therethrough, Increase temperature and pressure. The compressed air is then guided through one or more combustion systems 112, and in the combustion system, the fuel and air are mixed with each other and ignited to form a hot combustion gas. The hot combustion gases are then guided into the turbine 108 to expand the fluid and convert the energy of the combustion gases into a mechanical operation to drive the shaft 104 and pass alternating rows of rotating and stationary vanes of increasing size do. The shaft 104 may also be coupled to a shaft of a generator (not shown) for the purpose of generating electricity.

도 2는 종래 기술의 가스 터빈 엔진의 연소기(200)의 단면도를 도시한다. 그리하여, 이러한 전형적인 가스 터빈 연소기(200)는 케이싱(202), 커버(204), 하나 이상의 연료 분사기(206)들, 및 연소기 라이너(208)를 포함한다. 천이 부분(210)은 연소기 라이너(208)를 터빈(212)의 입구에 연결한다.2 shows a cross-sectional view of a combustor 200 of a gas turbine engine of the prior art. Thus, this exemplary gas turbine combustor 200 includes a casing 202, a cover 204, one or more fuel injectors 206, and a combustor liner 208. The transition portion 210 connects the combustor liner 208 to the inlet of the turbine 212.

본 발명은 도 3 내지 도 10에 상세하게 도시되며, 가스 터빈 엔진의 연소기에서 사용하기 위한 신규의 개선된 제거 가능한 선회기 조립체를 개시한다. 먼저, 도 3 내지 도 7을 참조하여, 제거 가능한 선회기 조립체(332)를 가지는 연소기 라이너(300)가 개시된다. 연소기 라이너(300)는, 입구 단부(304), 출구 단부(306), 또는 방출 단부, 및 연소기를 통해 연장하는 축(B-B)을 가지는 대체로 원통형 라이너 몸체(302)를 포함한다. 연소기 라이너(300)는 대체로 원통형 단면이지만, 연소기 라이너(300)가 형상이 변할 수 있으며, 테이퍼진 단면 또는 가변 지름의 단면을 가질 수 있다는 것을 이해하여야 한다. 연소기 라이너(300)는 일반적으로 압연 판재 금속으로 제작되며, 압연 판재 금속은 축방향 이음매를 따라서 용접되고 특정의 연소 기하학적 형태에 의존하여 변형된 원통형 구조로 형성되거나 또는 확장될 수 있다. 연소기 라이너(300)는 바람직하게, 대략 1500 ℉ 이상 상승된 연소기 조건에 견딜 수 있는 Haynes 230과 같은 고온 합금으로 제조된다. Hastelloy-X 또는 Inconel과 같은 대안적인 물질들이 사용될 수 있다.The present invention is illustrated in detail in Figures 3 to 10 and discloses a new and improved removable swivel assembly for use in a combustor of a gas turbine engine. Referring first to Figures 3-7, a combustor liner 300 having a removable pivot assembly 332 is disclosed. The combustor liner 300 includes a generally cylindrical liner body 302 having an inlet end 304, an outlet end 306 or an outlet end and a axis B-B extending through the combustor. It should be appreciated that while the combustor liner 300 is generally cylindrical in cross-section, the combustor liner 300 may be of varying shape and may have a tapered cross section or a cross section of varying diameter. The combustor liner 300 is typically made of rolled sheet metal, and the rolled sheet metal may be formed or expanded into a cylindrical structure that is welded along the axial seam and deformed depending on the particular combustion geometry. The combustor liner 300 is preferably made of a high temperature alloy such as Haynes 230 that is capable of withstanding combustor conditions raised above about 1500 [deg.] F. Alternative materials such as Hastelloy-X or Inconel may be used.

연소기 라이너(300)는 대체로 원통형 몸체(302)에 고정된 입구 링 바스켓(308)을 추가로 포함한다. 입구 링 바스켓(308)은 도 3 내지 도 7에 도시된 바와 같이 전향 링(312)에 결합된 대체로 축방향으로 배향된 스핀들(310)들로 이루어지고, 연소기 라이너(300)의 입구 단부(304)로부터 전방을 향해 연장한다. 전향 링(312)은 연소기 내에서 적절한 축방향 위치에 연료 노즐을 위치시키기 위하여 한 세트의 연료 노즐들(도시되지 않음)을 위한 짝맞춤(mating) 위치를 확립하기 위해 연소기 라이너(300)로부터 일정 거리에 위치된다. 입구 링 바스켓(308)은 제작된 구성요소 또는 주조물일 수 있으며, 바람직하게 스테인리스강 재료로 만들어진다. 도 10을 참조하여, 입구 링 바스켓(308)은 다음에 상세히 설명되는 바와 같은 예혼합기 조립체(330)를 고정하는데 사용하기 위한, 방사상으로 내향하여 연장하는 다수의 돌기(309)들을 또한 포함한다. 돌기(309)들은 별개로 제작되어 입구 링 바스켓(308)에 용접될 수 있거나, 또는 입구 링 바스켓(308)의 부분으로서 주조될 수 있다.The combustor liner 300 further includes an inlet ring basket 308 secured to the generally cylindrical body 302. The inlet ring basket 308 is comprised of generally axially oriented spindles 310 coupled to the deflection ring 312 as shown in Figures 3-7 and has an inlet end 304 of the combustor liner 300 As shown in Fig. The deflecting ring 312 is spaced from the combustor liner 300 to establish a mating position for a set of fuel nozzles (not shown) to position the fuel nozzle in the appropriate axial position in the combustor. Located at a distance. The inlet ring basket 308 can be a fabricated component or cast, and is preferably made of a stainless steel material. 10, the inlet ring basket 308 also includes a plurality of protrusions 309 extending radially inwardly for use in securing the premixer assembly 330 as will be described in detail below. The protrusions 309 may be fabricated separately and welded to the inlet ring basket 308, or may be cast as part of the inlet ring basket 308.

도 4 내지 도 7을 참조하여, 연소기 라이너(300)는 예혼합기 조립체(330)를 또한 포함한다. 예혼합기(330)의 하나의 구성요소는 하나 이상의 제거 가능한 선회기(332)들이다. 도 8 내지 도 10을 참조하여, 선회기 조립체(332)는 예혼합기 조립체(330)에서 도시된다. 선회기 조립체(332)는, 입구 단부(342A), 맞은편 출구 단부(342B), 및 관통 연장하는 길이 방향 축(C-C)을 가지는 예혼합 튜브(342)를 포함한다. 선회기 조립체(332)는 또한 예혼합 튜브(342) 내에 위치된 예혼합 선회기(336)를 포함하며, 예혼합 선회기(336)는 예혼합 튜브(342)를 통과하는 유동에 와류를 부과하기 위한 다수의 터닝 베인(338)들을 가진다. 도 8 내지 도 10에 도시된 실시예에 대하여, 예혼합 튜브(342)는 대체로 원통형이다. 그러나, 예혼합 튜브(342)를 위한 대안적인 형상이 가능하다.Referring to Figs. 4-7, the combustor liner 300 also includes a premixer assembly 330. One component of the premixer 330 is one or more removable revolvers 332. Referring to Figs. 8-10, pivot assembly 332 is shown in pre-mixer assembly 330. Fig. The pivot assembly 332 includes a premixing tube 342 having an inlet end 342A, an opposite outlet end 342B and a longitudinal axis C-C extending therethrough. The swirler assembly 332 also includes a premixed swirler 336 located within the premix tube 342 and the premix swirler 336 is configured to apply a vortex to the flow through the premix tube 342 A plurality of turning vanes 338 are provided. For the embodiment shown in Figs. 8-10, the premix tube 342 is generally cylindrical. However, alternative shapes for the premix tube 342 are possible.

선회기 조립체(332)는 가스 터빈 연소기에 선회기 조립체를 고정하기 위한 2개의 장착 블록들을 또한 포함한다. 제1 장착 블록(344)은 예혼합 튜브(342)의 입구 단부(342A)에 근접한 예혼합 튜브(342)의 외벽을 따라서 위치된다. 제1 장착 블록(344)은 제1 전향면(344A), 맞은편 제1 후향면(344B), 한 쌍의 대체로 평행한 측면(345)들, 및 외부면(347)을 가진다. 외부면(347)은 장착 블록(344)이 입구 링 바스켓(308)의 형상에 일치하기 위하여 적어도 외부면의 일부를 따라서 원호 형상을 가질 수 있다. 외부면(347)은 선회기 조립체(332)의 방사상 위치와, 연료 노즐에 대한 선회기 조립체(332)의 보다 긴밀한 치수 제어를 허용하도록 입구 링 바스켓(308)과의 그 접촉을 설정하도록 사용된다. 제1 장착 블록(344)은, 도 8에 도시된 바와 같이, 원호 형상 외부면(347)에 위치되고 예혼합 튜브(342)의 길이 방향 축(C-C)에 대체로 직각으로 배향된 다수의 제1 구멍(348)들을 또한 포함한다. The pivot assembly 332 also includes two mounting blocks for securing the pivot assembly to the gas turbine combustor. The first mounting block 344 is positioned along the outer wall of the premixing tube 342 adjacent the inlet end 342A of the premixing tube 342. [ The first mounting block 344 has a first facing surface 344A, a first opposing facing surface 344B, a pair of generally parallel sides 345, and an outer surface 347. The outer surface 347 may have an arc shape along at least a portion of the outer surface so that the mounting block 344 conforms to the shape of the inlet ring basket 308. The outer surface 347 is used to establish the radial position of the pivot assembly 332 and its contact with the inlet ring basket 308 to allow for closer dimensional control of the pivot assembly 332 relative to the fuel nozzle . The first mounting block 344 includes a plurality of first mounting blocks 342 located at the arcuate outer surface 347 and oriented at a generally right angle to the longitudinal axis CC of the premixing tube 342, Holes 348 are also included.

선회기 조립체(332)는, 예혼합 튜브(342)의 외벽을 따라서 위치되고 제1 장착 블록(344)으로부터 일정 축방향 거리 이격된 제2 장착 블록(346)을 또한 포함한다. 제2 장착 블록(346)은 제2 전향면(346A)과, 맞은편 제2 후향면(346B)을 가지며, 제2 후향면(346B)은 연소기에서 적절한 축방향 위치에서 선회기 조립체(332)를 장착하기 위해 특정 축방향 치수를 형성하기 위하여 사전 결정된 크기로 가공된다. 적절한 축방향 위치에 선회기 조립체(332)를 위치시키도록, 제2 장착 블록(346)은 제2 후향면(346B) 내로 가공된 완화 절단부(360)(relief cut)를 포함한다. 제2 장착 블록(346)은 다수의 제1 구멍(348)들에 대체로 직각 방향으로 제2 장착 블록(346)을 통해 연장하는 하나 이상의 제2 구멍(356)들을 또한 가진다.The swivel assembly 332 also includes a second mounting block 346 located along the outer wall of the premixing tube 342 and spaced a certain axial distance from the first mounting block 344. The second mounting block 346 has a second anterior face 346A and a second opposite face 346B opposite the second anterior face 346B and the second anterior face 346B has a second anterior face 346B opposite the pivotal assembly 332 at a suitable axial position in the combustor. To form a specific axial dimension for mounting the first and second end portions of the first and second end portions. The second mounting block 346 includes a relief cut 360 machined into the second backward surface 346B to position the swivel assembly 332 in the appropriate axial position. The second mounting block 346 also has one or more second holes 356 extending through the second mounting block 346 in a direction generally perpendicular to the plurality of first holes 348.

도 8 내지 도 10에 도시된 본 발명의 실시예에 대하여, 제2 장착 블록(346)은 제1 장착 블록(344)과 직접적인 축방향 정렬로 있다. 그러나, 연소기 기하학적 형태에 의존하여, 제1 및 제2 장착 블록(344 및 346)들은 축방향 정렬로 있지 않고, 서로에 대해 주변으로 클로킹될 수 있다(clocked). For the embodiment of the invention shown in Figures 8-10, the second mounting block 346 is in direct axial alignment with the first mounting block 344. However, depending on the combustor geometry, the first and second mounting blocks 344 and 346 are not in axial alignment and can be clocked around relative to each other.

제1 장착 블록(344)과 제2 장착 블록(346)의 각각은 예혼합 튜브(342)에 고정된다. 장착 블록들을 위한 부착의 상이한 방법들이 가능하다. 한 실시예에서, 제1 장착 블록(344)과 제2 장착 블록(346)은 예혼합 튜브(342)에 용접된다. 호환 가능한(예혼합 튜브(342)와 장착 블록(344 및 346)들 사이에서 혼환 가능한) 용접 물질의 비드는 장착 블록과 예혼합 튜브(342)의 교차 지점에 내려진다.Each of the first mounting block 344 and the second mounting block 346 is fixed to the premixing tube 342. Different methods of attachment for mounting blocks are possible. In one embodiment, the first mounting block 344 and the second mounting block 346 are welded to the premix tube 342. A compatible bead of weld material (which can be mixed between premix tube 342 and mounting blocks 344 and 346) is placed at the intersection of the mounting block and premix tube 342.

예혼합 튜브(342)에 제1 및 제 2 장착 블록(344 및 346)들을 고정하기 위한 대안적인 방법은 황동 조인트를 통하는 것이다. 황동 조인트는 예혼합 튜브(342)와 접촉하는 장착 블록의 전체 표면이 예혼합 튜브(342)에 합쳐짐에 따라서 보다 완전한 조인트를 형성하는 것을 도울 것이다. 이에 반해서, 용접 조인트는 장착 블록이 예혼합 튜브를 접촉하는 가장자리들에서만 예혼합 튜브(342)에 장착 블록을 고정한다. An alternative way to secure the first and second mounting blocks 344 and 346 to the premix tube 342 is through a brass joint. The brass joint will help to form a more complete joint as the entire surface of the mounting block in contact with the premix tube 342 is joined to the premix tube 342. On the other hand, the weld joint fixes the mounting block to premix tube 342 only at the edges where the mounting block contacts the premix tube.

여전히 또 다른 실시예에서, 장착 블록(344 및 346)들이 예혼합 튜브(342)와 통합되는 것이 가능하다. 예혼합 튜브(342)로의 장착 블록(344 및 346)들의 통합은 주조 또는 단조에 의해 달성될 수 있다.In yet another embodiment, it is possible for the mounting blocks 344 and 346 to be integrated with the premixing tube 342. [ Integration of the mounting blocks 344 and 346 into the pre-mixed tube 342 can be achieved by casting or forging.

제1 장착 블록(344)과 제2 장착 블록(346)에 있는 구멍들의 정확한 크기, 공간 및 양은 연소기 기하학적 형태, 선회기 조립체(332)들의 크기, 및 선회기 조립체(332)들 상의 기계적 및 열적 부하에 의존하여 변할 수 있다. 도 8 내지 도 10에 도시된 본 발명의 실시예에 대하여, 제1 장착 블록(344)은 2개의 제1 구멍(348)들을 포함하고, 제1 구멍(348)들은 길이 방향 축(C-C)에 대체로 직각으로 배향된다. 제2 장착 블록(346)은 하나 이상의 제2 구멍(356)들을 포함하고, 도 8 내지 도 10에 도시된 실시예는 단일의 제2 구멍(356)을 이용한다. 그러나, 하나 이상의 제2 구멍(356)이 연소기에 선회기 조립체(332)를 고정하기 위하여 요구되는 것이 가능하다. 도 8 내지 도 10에 도시된 실시예에 대하여, 제2 구멍(356)은 대체로 축(C-C)에 평행하다.The exact size, spacing, and amount of holes in the first mounting block 344 and the second mounting block 346 may vary depending on the combustor geometry, the size of the pivot assembly 332, and the mechanical and thermal Depending on the load. 8 to 10, the first mounting block 344 includes two first holes 348 and the first holes 348 are formed in the longitudinal axis CC And is generally oriented at right angles. The second mounting block 346 includes one or more second holes 356, and the embodiment shown in Figs. 8-10 uses a single second hole 356. However, it is possible that more than one second hole 356 is required to secure the pivot assembly 332 to the combustor. For the embodiment shown in Figures 8-10, the second hole 356 is generally parallel to axis C-C.

상기된 바와 같이, 선회기 조립체(332)는 보수유지와 수리를 보다 용이하게 하도록 연소기로부터 용이하게 제거 가능하도록 설계된다. 그러므로, 다수의 제거 가능한 체결구(350 및 358)들이 연소기에서 선회기 조립체(332)를 고정하도록 이용된다. 한 실시예에서, 볼트와 같은 제거 가능한 체결구들은 다수의 제1 구멍(348)들과 하나 이상의 제2 구멍(356)들에 있는 대응하는 나사 패턴을 결합한다. 나사 패턴은 제거 가능한 체결구들의 단지 하나의 방식이다. 대안적으로, 하나 이상의 제2 구멍(356)들은 관통공(즉, 나사공이 아닌)들일 수 있으며, 표면(346A)에 인접한 너트를 이용한다. 또한, 볼트/스터드는 구멍(356) 대신에 용접되거나 설치될 수 있으며, 너트는 그런 다음 돔형 플레이트(34)의 표면 상에 배치된다. As noted above, the pivot assembly 332 is designed to be easily removable from the combustor to facilitate maintenance and repair. Therefore, a plurality of removable fasteners 350 and 358 are used to secure the revolver assembly 332 in the combustor. In one embodiment, removable fasteners such as bolts engage corresponding threaded patterns in a plurality of first holes 348 and one or more second holes 356. The thread pattern is only one of the removable fasteners. Alternatively, the one or more second holes 356 may be through-holes (i.e., not threaded) and utilize a nut adjacent surface 346A. The bolts / studs may also be welded or otherwise installed instead of the holes 356, and the nuts are then placed on the surface of the dome-shaped plate 34.

선회기 조립체(332)들은 후버(hoover)로서 또한 지칭되는 인접한 튜브(352)들과 유체 소통하도록 위치되고, 후버는 선회기 조립체(332)로부터 연소기 라이너(300)의 혼합 구역으로 연료와 공기의 유동을 통과시킨다. 즉, 선회기 조립체(332)들은 튜브(352)들에 인접하거나 또는 이에 약간 결합되도록 위치된다. 선회기 조립체(332)들이 연소기 라이너에서 적절한 방사상 위치에 있고 튜브(352)들과 방사상 여유 공간을 형성하는 것을 보장하기 위하여, 다수의 스탠드 오프(stand off)(354)들은 출구 단부(342B)에 인접하여 예혼합 튜브(342)들의 각각의 외부면 주위에 위치된다. The pivot assemblies 332 are positioned to fluidly communicate with adjacent tubes 352 also referred to as hoover and the hovers extend from the pivot assembly 332 to the mixing zone of the combustor liner 300, Pass the flow. That is, pivot assembly 332 is positioned adjacent to, or slightly coupled to, tubes 352. A number of standoffs 354 are provided at the outlet end 342B to ensure that the pivot assembly 332 is in a suitable radial position in the combustor liner and forms radial clearance with the tubes 352 Are positioned adjacent to the outer surface of each of the premixing tubes 342.

상기된 바와 같이, 선회기 조립체(332)들은 볼트와 다른 수단과 같은 다수의 체결구(350 및 358)들을 통해 연소기에 제거 가능하게 고정된다. 예를 들어, 도 6 내지 도 10에 도시된 바와 같이, 주 선회기 조립체(332)들은 제1 구멍(348)들과 제2 구멍(356)을 관통하는 체결구(350 및 358)들을 통해 돔형 플레이트(334)에 고정된다. 방사상으로 및 축방향으로 배향된 체결구(350 및 358)들의 사용을 통해, 예혼합기 조립체(330)와 연소기 라이너(300)에 대한 선회기 조립체(332)들의 보다 양호한 위치 결정 및 여유 공간 제어가 달성된다. 또한, 예혼합기 조립체(330)에 선회기 조립체(332)들을 제거 가능하게 고정하는 것을 통해, 예혼합기 조립체(330)에 대한 점검 및 수리를 위한 접근이 예혼합기 조립체에 용접된 선회기 조립체들을 갖는 종래 기술의 연소기에 비교하여 크게 개선된다. 당업자는 접근성 문제에 더하여, 선회기 조립체의 용접이 또한 선회기 조립체들의 변형을 유발하고, 이에 의해 유동 제어에 악영향을 미칠 수 있다는 것을 예측할 것이다. As noted above, pivot assembly 332 is removably secured to the combustor through a plurality of fasteners 350 and 358, such as bolts and other means. 6 to 10, the main swivel assemblies 332 are coupled through fasteners 350 and 358 through the first holes 348 and the second hole 356, And is fixed to the plate 334. Better positioning and clearance control of the swivel assembly 332 relative to the premixer assembly 330 and the combustor liner 300 is achieved through the use of radially and axially oriented fasteners 350 and 358 . Also, through the removable fastening of the pivot assembly 332 to the premixer assembly 330, an approach for inspection and repair of the premixer assembly 330 is provided with swivel assemblies welded to the premixer assembly Which is greatly improved as compared with the prior art combustors. Those skilled in the art, in addition to accessibility issues, will expect that welding of the swivel assembly will also cause deformation of the swivel assemblies, thereby adversely affecting the flow control.

선회기 조립체(332)들은 스테인리스강의 형태와 같은 예혼합기 조립체(330)와 비교 가능한 물질로 바람직하게 제조된다. 선회기 조립체(332)들은 다양한 가공된 부분들 또는 주조물의 제작된 조립체일 수 있다.The pivot assembly 332 is preferably made of a material comparable to the premixer assembly 330, such as in the form of stainless steel. The pivot assembly 332 may be a fabricated assembly of various machined portions or castings.

도 9 및 도 10을 참조하여, 예혼합기 조립체(330) 내에 설치된 선회기 조립체(332)가 도시된다. 상기된 바와 같이, 선회기 조립체(332)는 방사상 및 축방향으로 배향된 체결구(350 및 358)들에 의해 적소에서 고정된다. 선회기 조립체(332)는, 스탠드오프(354)들이 튜브(352)들에 대하여 방사상 여유 공간을 제공하고 제2 장착 블록(346)이 완화 절단부(360)로 인하여 적절한 축방향 위치에서 입구 링 바스켓(308)의 돌기(309)를 접촉하도록, 적소로 슬라이딩된다. Referring to Figs. 9 and 10, a pivot assembly 332 is shown mounted within premixer assembly 330. As shown in Fig. As discussed above, the pivot assembly 332 is secured in place by radially and axially oriented fasteners 350 and 358. The pivot assembly 332 is configured such that the standoffs 354 provide radial clearance for the tubes 352 and the second mounting block 346 is positioned at the appropriate axial position by the relief cuts 360, (309) of the housing (308).

본 발명은 모든 점에서 제한보다는 오히려 예시이도록 의도된 특정 실시예에 관계하여 설명되었다. 대안적인 실시예들과 요구된 작동은 그 범위로부터 벗어남이 없이 당업자에 자명하게 될 것이다. The invention has been described with respect to specific embodiments which are intended to be exemplary rather than limiting in all respects. Alternate embodiments and required operations will be apparent to those skilled in the art without departing from the scope thereof.

상기로부터, 본 발명이 시스템 및 방법에 대해 명백하고 고유한 다른 이점들과 함께 상기에서 제시된 목표 및 모적을 달성하는데 적합한 것이라는 것을 알 수 있을 것이다. 특정 특징 및 하위 조합이 유용하고, 다른 특징 및 하위 조합을 참조함이 없이 이용될 수 있다는 것을 이해할 것이다. 이러한 것은 청구항들에 의해 그 범위 내에서 고려된다.From the foregoing, it will be appreciated that the present invention is suitable for achieving the goals and objectives set forth hereinabove with other advantages that are obvious and unique to the system and method. It will be appreciated that certain features and subcombinations are useful and can be used without reference to other features and subcombinations. These are considered to be within the scope of the claims.

Claims (19)

가스 터빈 연소기용 선회기 조립체로서,
입구 단부, 맞은편 출구 단부, 및 관통 연장하는 길이 방향 축을 가지는 예혼합 튜브;
상기 예혼합 튜브 내에 위치되고, 통과 유동에 와류를 부과하기 위한 다수의 터닝 베인들을 가지는 예혼합 선회기;
상기 입구 단부에 근접하여 상기 예혼합 튜브의 외벽을 따라서 위치되고, 상기 길이 방향 축에 대체로 직각으로 배향된 다수의 제1 구멍들을 가지는 제 1 장착 블록; 및
상기 예혼합 튜브의 외벽을 따라서 상기 제1 장착 블록으로부터 일정 거리에 위치되는 제2 장착 블록으로서, 상기 다수의 제1 구멍들에 직각인 방향으로 상기 제2 장착 블록을 통하여 연장하는 하나 이상의 제2 구멍을 가지는, 상기 제2 장착 블록을 포함하는 선회기 조립체.A pivot assembly for a gas turbine combustor,
A premix tube having an inlet end, an opposite outlet end, and a longitudinal axis extending therethrough;
A premixing vortex located in the premixing tube and having a plurality of turning vanes for applying a vortex to the passing flow;
A first mounting block positioned along an outer wall of the premix tube adjacent the inlet end and having a plurality of first holes oriented at a generally right angle to the longitudinal axis; And
A second mounting block located a certain distance from the first mounting block along an outer wall of the premix tube, the second mounting block comprising: at least one second mounting block extending through the second mounting block in a direction perpendicular to the plurality of first holes; And a second mounting block having a hole therein. 제1항에 있어서, 상기 예혼합 튜브는 대체로 원뿔형인 선회기 조립체.2. The swivel assembly of claim 1, wherein the premix tube is generally conical. 제1항에 있어서, 상기 제1 장착 블록과 상기 제2 장착 블록의 각각은 상기 예혼합 튜브에 고정되는 선회기 조립체.2. The swivel assembly of claim 1, wherein each of the first mounting block and the second mounting block is secured to the premix tube. 제3항에 있어서, 상기 제1 장착 블록과 상기 제2 장착 블록들은 용접 또는 황동 조인트에 의해 상기 예혼합 튜브에 고정되는 선회기 조립체.4. The swivel assembly of claim 3, wherein the first mounting block and the second mounting block are secured to the premix tube by welding or brass joints. 제1항에 있어서, 상기 제1 장착 블록에 있는 상기 다수의 구멍들은 적어도 2개의 구멍들을 포함하는 선회기 조립체.The pivoting assembly of claim 1, wherein the plurality of holes in the first mounting block include at least two holes. 제1항에 있어서, 상기 하나 이상의 제2 구멍은 나사공인 선회기 조립체.2. The swivel assembly of claim 1, wherein the at least one second hole is a threaded hole. 제1항에 있어서, 상기 제2 장착 블록은 제2 전향면과, 맞은편 제2 후향면을 가지며, 상기 제2 후향면은 사전 결정된 축방향 치수로 다듬질 가공되는 선회기 조립체.The pivoting assembly according to claim 1, wherein the second mounting block has a second facing surface and a second facing surface opposite, the second facing surface being machined to a predetermined axial dimension. 가스 터빈 연소기에서 사용하기 위한 다지점, 다방향 체결 조립체로서,
몸체에 고정되고, 제1 전향면, 맞은편 제1 후향면, 한 쌍의 측면들, 외부면, 및 상기 외부면에 위치된 다수의 구멍들을 가지는 제1 장착 블록; 및
상기 몸체에 고정되고, 하나 이상의 구멍을 가지는 상기 제2 장착 블록을 포함하며;
상기 제2 장착 블록은 상기 제1 장착 블록으로부터 일정 축방향 거리에 이격되는 체결 조립체.A multi-point, multi-directional fastening assembly for use in a gas turbine combustor,
A first mounting block secured to the body and having a first facing surface, a first opposing facing surface, a pair of side surfaces, an outer surface, and a plurality of holes located at the outer surface; And
A second mounting block secured to the body and having at least one aperture;
Wherein the second mounting block is spaced a predetermined axial distance from the first mounting block. 제8항에 있어서, 상기 외부면은 적어도 상기 다수의 구멍들을 둘러싸는 영역들에서 원호 형상인 체결 조립체.9. The assembly of claim 8, wherein the outer surface is arcuate in shape at least in regions surrounding the plurality of holes. 제8항에 있어서, 상기 제1 장착 블록은 용접 또는 황동 조인트에 의해 상기 몸체에 고정되는 체결 조립체.The fastening assembly of claim 8, wherein the first mounting block is secured to the body by a weld or brass joint. 제8항에 있어서, 상기 제2 장착 블록은 용접 또는 황동 조인트에 의해 상기 몸체에 고정되는 체결 조립체.The fastening assembly of claim 8, wherein the second mounting block is secured to the body by a weld or brass joint. 제8항에 있어서, 상기 제1 및 제2 장착 블록들은 상기 몸체에 통합되는 체결 조립체.The fastener assembly of claim 8, wherein the first and second mounting blocks are integral with the body. 제8항에 있어서, 상기 제1 장착 블록에 있는 다수의 구멍들은 상기 제2 장착 블록에 있는 상기 하나 이상의 구멍들에 대체로 직각인 체결 조립체.9. The assembly of claim 8, wherein the plurality of holes in the first mounting block are substantially perpendicular to the one or more holes in the second mounting block. 연소기에 있는 제거 가능한 선회기 조립체로서,
대체로 원통형 몸체;
상기 대체로 원통형 몸체의 입구에 근접하여 상기 원통형 몸체 내에 위치되는 중앙 코어;
상기 중앙 코어와 상기 대체로 원통형 몸체 사이에서 연장하는 다수의 베인들;
상기 대체로 원통형 몸체에 고정되고, 제1 전향면, 맞은편 후향면, 한 쌍의 측면들, 및 다수의 구멍들을 구비한 외부면을 가지는 제1 장착 블록; 및
상기 대체로 원통형 몸체에 고정되고, 하나 이상의 구멍들을 가지는 제2 장착 블록을 포함하며;
상기 제거 가능한 선회기는 다수의 제거 가능한 체결구들을 통해 상기 제1 장착 블록과 상기 제2 장착 블록에서 상기 연소기에 체결되는 제거 가능한 선회기.A removable swivel assembly in a combustor,
A generally cylindrical body;
A central core positioned within said cylindrical body proximate said generally cylindrical body entrance;
A plurality of vanes extending between the central core and the generally cylindrical body;
A first mounting block secured to the generally cylindrical body and having an exterior surface having a first facing surface, a facing back surface, a pair of sides, and a plurality of holes; And
A second mounting block secured to the generally cylindrical body and having one or more apertures;
Wherein the removable swivel is coupled to the combustor in the first mounting block and the second mounting block through a plurality of removable fasteners. 제14항에 있어서, 상기 다수의 베인들은 공기와 연료의 통과 유동에 와류를 부과하도록 배향되는 제거 가능한 선회기.15. The removable orifice of claim 14, wherein the plurality of vanes are oriented to impose a vortex in the flow of air and fuel. 제14항에 있어서, 상기 제1 장착 블록은 상기 제2 장착 블록보다 큰 원주의 거리에서 연장하는 제거 가능한 선회기.15. The removable swivel assembly of claim 14, wherein the first mounting block extends at a greater circumferential distance than the second mounting block. 제14항에 있어서, 상기 제1 장착 블록에 있는 상기 다수의 구멍들은 상기 제2 장착 블록에 있는 단일 구멍에 대체로 직각인 제거 가능한 선회기.15. The removable swivel assembly of claim 14, wherein the plurality of holes in the first mounting block are generally orthogonal to a single hole in the second mounting block. 제14항에 있어서, 상기 연소기에 상기 선회기를 고정하기 위하여 상기 제1 장착 블록의 다수의 개구들 내로 배치되는 다수의 체결구들을 추가로 포함하는 제거 가능한 선회기.15. The removable swivel of claim 14, further comprising a plurality of fasteners disposed within the plurality of openings of the first mounting block for securing the swivel to the combustor. 제14항에 있어서, 상기 제1 장착 블록의 외부면은 적어도 상기 다수의 구멍들에 근접한 영역들에서 원호 형상인 제거 가능한 선회기.15. The removable orifice of claim 14, wherein the outer surface of the first mounting block is arcuate in shape at least in areas adjacent to the plurality of holes.
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3081862B1 (en) * 2015-04-13 2020-08-19 Ansaldo Energia Switzerland AG Vortex generating arrangement for a pre-mixing burner of a gas turbine and gas turbine with such vortex generating arrangement
CN105546582A (en) * 2016-01-19 2016-05-04 西北工业大学 Evaporating tube device having enhanced atomization effect
CN107543202B (en) * 2017-07-25 2019-06-04 西北工业大学 A kind of low-pollution burning chamber of gas turbine list eddy flow head construction
US11859819B2 (en) 2021-10-15 2024-01-02 General Electric Company Ceramic composite combustor dome and liners

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4216652A (en) * 1978-06-08 1980-08-12 General Motors Corporation Integrated, replaceable combustor swirler and fuel injector
EP0488556B1 (en) * 1990-11-27 1997-07-16 General Electric Company Premixed secondary fuel nozzle with integral swirler
JP3559868B2 (en) * 1994-03-17 2004-09-02 川崎重工業株式会社 Flame optical measurement device, combustion diagnosis device and combustion diagnosis method using the same
US6298667B1 (en) * 2000-06-22 2001-10-09 General Electric Company Modular combustor dome
US6334298B1 (en) * 2000-07-14 2002-01-01 General Electric Company Gas turbine combustor having dome-to-liner joint
US6415610B1 (en) * 2000-08-18 2002-07-09 Siemens Westinghouse Power Corporation Apparatus and method for replacement of combustor basket swirlers
US6672073B2 (en) * 2002-05-22 2004-01-06 Siemens Westinghouse Power Corporation System and method for supporting fuel nozzles in a gas turbine combustor utilizing a support plate
US7222488B2 (en) * 2002-09-10 2007-05-29 General Electric Company Fabricated cowl for double annular combustor of a gas turbine engine
US6705087B1 (en) * 2002-09-13 2004-03-16 Siemens Westinghouse Power Corporation Swirler assembly with improved vibrational response
US6848260B2 (en) * 2002-09-23 2005-02-01 Siemens Westinghouse Power Corporation Premixed pilot burner for a combustion turbine engine
US6993916B2 (en) * 2004-06-08 2006-02-07 General Electric Company Burner tube and method for mixing air and gas in a gas turbine engine
US7316117B2 (en) * 2005-02-04 2008-01-08 Siemens Power Generation, Inc. Can-annular turbine combustors comprising swirler assembly and base plate arrangements, and combinations
US7581402B2 (en) * 2005-02-08 2009-09-01 Siemens Energy, Inc. Turbine engine combustor with bolted swirlers
US7513098B2 (en) * 2005-06-29 2009-04-07 Siemens Energy, Inc. Swirler assembly and combinations of same in gas turbine engine combustors
US20070028595A1 (en) * 2005-07-25 2007-02-08 Mongia Hukam C High pressure gas turbine engine having reduced emissions
US20090111063A1 (en) * 2007-10-29 2009-04-30 General Electric Company Lean premixed, radial inflow, multi-annular staged nozzle, can-annular, dual-fuel combustor
US8438853B2 (en) * 2008-01-29 2013-05-14 Alstom Technology Ltd. Combustor end cap assembly
CN101435585B (en) * 2008-11-28 2010-10-13 北京大学 Gas turbine combined type fuel evaporating and atomizing combustion apparatus
US8387393B2 (en) * 2009-06-23 2013-03-05 Siemens Energy, Inc. Flashback resistant fuel injection system
US8272224B2 (en) * 2009-11-02 2012-09-25 General Electric Company Apparatus and methods for fuel nozzle frequency adjustment

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