RU2519014C2 - Диффузор для камеры сгорания турбины (варианты) и камера сгорания турбины - Google Patents

Диффузор для камеры сгорания турбины (варианты) и камера сгорания турбины Download PDF

Info

Publication number
RU2519014C2
RU2519014C2 RU2010107420/06A RU2010107420A RU2519014C2 RU 2519014 C2 RU2519014 C2 RU 2519014C2 RU 2010107420/06 A RU2010107420/06 A RU 2010107420/06A RU 2010107420 A RU2010107420 A RU 2010107420A RU 2519014 C2 RU2519014 C2 RU 2519014C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
specified
combustion chamber
diffuser
neck
shell
Prior art date
Application number
RU2010107420/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2010107420A (ru
Inventor
Борис Борисович Шершнев
Леонид Юльевич ГИНЕСИН
Алмаз Камилевич ВАЛЕЕВ
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани
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 Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани
Priority to RU2010107420/06A priority Critical patent/RU2519014C2/ru
Priority to US12/917,784 priority patent/US20110214428A1/en
Priority to JP2011037747A priority patent/JP2011179495A/ja
Priority to EP11156488.6A priority patent/EP2363644A3/en
Priority to CN2011100596730A priority patent/CN102192510A/zh
Publication of RU2010107420A publication Critical patent/RU2010107420A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2519014C2 publication Critical patent/RU2519014C2/ru

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23RGENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04Air inlet arrangements
    • F23R3/06Arrangement of apertures along the flame tube
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23RGENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03044Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23RGENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03045Convection cooled combustion chamber walls provided with turbolators or means for creating turbulences to increase cooling

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Диффузор для камеры сгорания турбины содержит по существу кольцевую внешнюю оболочку, по существу кольцевую внутреннюю оболочку и канал Вентури, расположенный между внешней и внутренней оболочками. Осевое сечение внешней и внутренней оболочек имеет по существу V-образную форму, ограничивающую область горловины. Внешняя оболочка выполнена с группой разбрызгивающих охладительных отверстий. Внутренняя оболочка выполнена с вихрегенераторами, обращенными к указанной группе охладительных отверстий, и с отходящими от нее пластинами, расположенными в указанной области горловины и проходящими в радиальном наружном направлении в канал Вентури к внешней оболочке. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

ПРЕДПОСЫЛКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Данное изобретение относится к камере сгорания газовой турбины и, более конкретно, к новой конструкции диффузора для камеры сгорания турбины с более эффективным охлаждением.
Известно о достижении существенного снижения выбросов окислов азота NOx из турбины внутреннего сгорания путем использования первой и второй камер сгорания или ступеней, объединенных областью горловины, без усугубления при этом проблем зажигания, выброса несгоревших углеводородов или окиси углерода (см., например, совместный патент США №4292801).
В более позднем совместном патенте США №5127221 описаны способ и устройство для создания зоны повышенного давления вокруг области горловины и охлаждения участков стенок горловины с использованием воздуха компрессора, протекающего по кольцевому проходу между оболочкой камеры сгорания и окружающим кожухом или проточным патрубком.
В патенте США №6427446 описан способ охлаждения стенки горловины инжекционным способом, в котором также используют охлаждающий воздух, протекающий по проходу между оболочкой камеры сгорания и окружающим проточным патрубком.
Имеется необходимость в создании системы охлаждения диффузора, которая обеспечивает еще более высокую эффективность охлаждения.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В первом иллюстративном, но не ограничивающем варианте выполнения предложен диффузор для камеры сгорания турбины, содержащий по существу кольцевую внешнюю оболочку, по существу кольцевую внутреннюю оболочку и канал Вентури, расположенный между указанными внешней и внутренней оболочками, осевое сечение которых имеет по существу V-образную форму, ограничивающую область горловины, причем указанная внешняя оболочка выполнена с группой разбрызгивающих охладительных отверстий, а указанная внутренняя оболочка выполнена с вихрегенераторами, обращенными к указанной внешней оболочке и группе охладительных отверстий.
В другом иллюстративном, но не ограничивающем варианте выполнения предложен диффузор для камеры сгорания турбины, содержащий по существу кольцевую внешнюю оболочку, по существу кольцевую внутреннюю оболочку и канал Вентури, расположенный между указанными внешней и внутренней оболочками, осевое сечение которых имеет по существу V-образную форму, ограничивающую область горловины, причем указанная внешняя оболочка выполнена с группой разбрызгивающих охладительных отверстий, а указанная внутренняя оболочка выполнена с вихрегенераторами, обращенными к указанной группе охладительных отверстий, и с отходящими от нее пластинами, расположенными в указанной области горловины и проходящими в радиальном наружном направлении в канал Вентури к внешней оболочке.
В еще одном иллюстративном, но не ограничивающем варианте выполнения предложена камера сгорания турбины, содержащая радиально внутреннюю оболочку и радиально внешний проточный патрубок, причем радиально внутренняя оболочка параллельна устройству типа Вентури, представляющему собой диффузор для камеры сгорания турбины, который содержит по существу кольцевую внешнюю оболочку, по существу кольцевую внутреннюю оболочку, канал Вентури, расположенный между указанными внешней и внутренней оболочками, осевое сечение которых имеет по существу V-образную форму, ограничивающую область горловины, причем указанная внешняя оболочка выполнена с группой разбрызгивающих охладительных отверстий, и внутренняя и внешняя V-образные оболочки образуют камеру повышенного давления, закрытую другим кольцевым элементом, в котором выполнен по меньшей мере один проем, предназначенный для подачи охлаждающего воздуха в указанную камеру, причем противоположные концы канала Вентури открыты с обеспечением протекания охлаждающего воздуха, поступающего в канал Вентури через указанный по меньшей мере один проем, в указанной области горловины в противоположных направлениях.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Фиг.1 изображает вид сбоку в продольном разрезе, показывающий известную камеру сгорания, которая содержит диффузор, охлаждаемый инжекционным способом,
фиг.2 изображает частичный разрез диффузора камеры сгорания, выполненного в соответствии с иллюстративным, но не ограничивающим вариантом выполнения изобретения,
фиг.3 изображает вид в аксонометрии в разрезе диффузора, показанного на фиг.2, и
фиг.4 изображает другой вид в аксонометрии в разрезе диффузора, показанного на фиг.2.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
На фиг.1 изображена известная система охлаждения диффузора (или области горловины). Диффузор 10 расположен в осевом направлении между первой и второй областями 12, 14 камеры сгорания, ограниченными оболочкой 16 камеры сгорания. Диффузор имеет радиально внешнюю стенку 18 и радиально внутреннюю стенку 20, между которыми расположен проход или канал 22 для охлаждающего потока. Оболочка 16 камеры сгорания проходит вниз по потоку за пределы диффузора 10, где обычно она соединяется с переходным отсеком или трубопроводом (не показана), который обеспечивает подачу горячих газообразных продуктов сгорания к первой ступени турбины. Указанная оболочка 16 проходит вверх по потоку до торцевой крышки 24 камеры сгорания, которая служит опорой для сопел 26, 28, выступающих в камеру сгорания. Оболочка 16 и диффузор 10 образуют кольцевую камеру 30 повышенного давления таким образом, что указанная камера окружает диффузор и с помощью одного или нескольких проемов 32, расположенных вокруг оболочки 16, подает охлаждающий воздух в камеру 30 диффузора. Более подробно, охлаждающий воздух, подаваемый в указанную камеру 30, поступает в проход или канал 22 через группу разбрызгивающих охладительных отверстий 34, выполненных как на сужающейся части 36, так и на расширяющейся части 38 внешней стенки 18 диффузора. Входной конец канала 20 закрыт, а его выходной конец 40 открыт. Охлаждающий воздух выходит из канала Вентури через открытый выходной конец 40, где соединяется с газообразными продуктами сгорания, вытекающими из камеры сгорания к первой ступени турбины.
На фиг.2-4 изображен диффузор 42 в соответствии с иллюстративным, но не ограничивающим вариантом выполнения изобретения. Диффузор 42 частично образован оболочкой 44 камеры сгорания и содержит стенку 46 внутренней оболочки и стенку 48 внешней оболочки, между которыми расположен проточный проход или канал 50 Вентури. Стенка 46 имеет сужающуюся часть 52 и расширяющуюся часть 54 (относительно направления протекания газообразных продуктов сгорания слева направо), и аналогично стенка 48 имеет соответственно сужающуюся и расширяющуюся части 56 и 58, в результате чего образуется область 60 суженной горловины диффузора. Следует отметить, что проточный проход или канал 50 открыт как на входном конце 62, так и на выходном конце 64.
Диффузор 42 окружен кольцевой частью 66 стенки камеры сгорания с образованием кольцевой камеры 68 повышенного давления. В иллюстративном варианте выполнения охлаждающий воздух подается в указанную камеру 68 через набор охладительных переходников или гильз 70. Однако в отличие от вышеописанной известной конфигурации охлаждающий воздух поступает непосредственно из воздуха, забираемого из выходного кожуха компрессора, а не из потока, находящегося в кольцевом проходе 72, расположенном между оболочкой 44 камеры сгорания и окружающим проточным патрубком 74. Воздух, забираемый из выходного кожуха компрессора, не только холоднее потока, протекающего в кольцевом проходе 72 между оболочкой камеры сгорания и проточным патрубком, но также находится под более высоким давлением, что приводит к более эффективному инжекционному охлаждению внутренней стенки 80, 82 диффузора.
Более подробно, охлаждающий воздух, находящийся в камере 68 повышенного давления, подается в проход или канал 50 через кольцевую группу разнесенных по окружности разбрызгивающих охладительных отверстий 76, выполненных как на сужающейся части 56, так и на расширяющейся части 58 стенки 48 внешней оболочки.
Стенка 46 внутренней оболочки выполнена с кольцевой группой кольцевых ребер (или турбулизаторов) 78 вихрегенератора, разнесенных в осевом направлении и расположенных как на сужающейся, так и на расширяющейся (или передней и задней) поверхности 80, 82 стенки внутренней оболочки. Указанные ребра 78 смещены в осевом направлении относительно кольцевых рядов разбрызгивающих отверстий 76. Другими словами, ребра 78 расположены между соседними рядами разбрызгивающих отверстий 76, а соответствующие шаги между отверстиями и между ребрами остаются постоянными по всему диффузору. Такая конфигурация обеспечивает комплексное взаимодействие между струями воздуха, вторичными потоками, кольцевыми турбулизаторами и отработанным охлаждающим воздухом, создавая такие преимущества, как интенсивное смешивание охлаждающего воздуха в кольцевом проходе или канале 50, существенное снижение ударения перекрестного потока на воздушных струях и эффективное разрушение пограничного слоя вдоль поверхностей 80, 82. Возможно использование ребер с различной формой поперечного сечения при условии повышения теплопередачи и поддержания выравнивания шага ребер относительно рядов разбрызгивающих охладительных отверстий 76.
У горловины или области 60 горловины диффузора стенка 46 внутренней оболочки снабжена (или выполнена с) проходящими в осевом направлении пластинами 84, разнесенными по кольцу вокруг горловины 60 и проходящими как вдоль сужающейся, так и вдоль расширяющейся части 52, 54 стенки 46 внутренней оболочки. Эти пластины могут иметь в продольном разрезе V-образную или шевронную форму и существенно улучшать охлаждение в зоне горловины.
Кроме того, в радиально внутренней оболочке перед пластинами 84 и, например, между соседними турбулизаторами или ребрами 78, а также смежно с областью 60 горловины может быть выполнена группа отверстий 86 для пленочного охлаждения (которые лучше всего видны на фиг.3 и 4). Указанные отверстия обеспечивают локальный поток для пленочного охлаждения, проходящий вдоль внутренней поверхности сужающейся части 52 стенки 46 внутренней оболочки вблизи горловины 60 и перед ней.
В процессе эксплуатации воздух, подаваемый в проточный канал 50, протекает в противоположных направлениях и выходит из канала 50 соответственно как из входного, так и из выходного концов 62, 64. В связи с этим следует отметить, что профиль стенки у выходного конца 64 имеет закругленную конфигурацию (или закругленный сгиб) 88, что обеспечивает изменение направления выходящего охлаждающего воздуха на направление вверх по потоку, то есть направление, совпадающее с направлением воздуха, выходящего из входного конца 62. Следует отметить, что некоторые из разбрызгивающих охладительных отверстий 76 направлены в целом к закругленному сгибу, что обеспечивает соответствующее охлаждение в зоне поворота.
Кроме того, двунаправленный поток в зоне горловины по существу исключает возникновение перекрестного потока у внутренней поверхности края горловины, что является существенным с точки зрения эффективности локального охлаждения.
Такая конфигурация диффузора позволяет регулировать эффективность охлаждения указанного сопла с обеспечением возможности изменения эффективности охлаждения в различных участках системы, обеспечивает оптимальное охлаждение горловины диффузора и снижение ударения перекрестного потока на воздушных струях в области горловины диффузора.
Несмотря на то что изобретение описано применительно к наиболее целесообразному и предпочтительному на сегодняшний день варианту выполнения, следует понимать, что оно не ограничено описанным вариантом выполнения, а напротив, охватывает различные модификации и эквивалентные конфигурации, находящиеся в рамках идеи и объема прилагаемой формулы изобретения.

Claims (20)

1. Диффузор для камеры сгорания турбины, содержащий:
по существу кольцевую внешнюю оболочку,
по существу кольцевую внутреннюю оболочку и
канал Вентури, расположенный между внешней и внутренней оболочками,
причем осевое сечение внешней и внутренней оболочек имеет по существу V-образную форму, ограничивающую область горловины,
при этом внешняя оболочка выполнена с группой разбрызгивающих охладительных отверстий, а внутренняя оболочка выполнена с вихрегенераторами, обращенными к внешней оболочке и группе охладительных отверстий.
2. Диффузор по п.1, в котором внутренняя оболочка снабжена отходящими от нее пластинами, расположенными в области горловины и проходящими в радиальном наружном направлении к внешней оболочке.
3. Диффузор по п.2, в котором внутренняя оболочка имеет отверстия для пленочного охлаждения, расположенные в осевом направлении смежно с указанной областью горловины.
4. Диффузор по п.1, в котором противоположные концы канала Вентури открыты.
5. Диффузор по п.1, в котором указанные внутренняя и внешняя V-образные оболочки образуют камеру повышенного давления, закрытую другим кольцевым элементом, в котором выполнен по меньшей мере один проем, предназначенный для подачи охлаждающего воздуха в указанную камеру.
6. Диффузор по п.5, в котором противоположные концы канала Вентури открыты.
7. Диффузор по п.3, имеющий отверстия для пленочного охлаждения, выполненные в указанной радиально внутренней оболочке перед указанной горловиной.
8. Диффузор для камеры сгорания турбины, содержащий:
по существу кольцевую внешнюю оболочку, по существу кольцевую внутреннюю оболочку и
канал Вентури, расположенный между внешней и внутренней оболочками, причем осевое сечение внешней и внутренней оболочек имеет по существу V-образную форму, ограничивающую область горловины, при этом внешняя оболочка выполнена с группой разбрызгивающих охладительных отверстий, а
внутренняя оболочка выполнена с вихрегенераторами, обращенными к указанной группе охладительных отверстий, и с отходящими от нее пластинами, расположенными в указанной области горловины и проходящими в радиальном наружном направлении в канал Вентури к внешней оболочке.
9. Диффузор по п.8, в котором противоположные концы канала Вентури открыты.
10. Диффузор по п.8, в котором указанные внутренняя и внешняя V-образные оболочки образуют камеру повышенного давления, закрытую другим кольцевым элементом, в котором выполнен по меньшей мере один проем, предназначенный для подачи охлаждающего воздуха в указанную камеру.
11. Диффузор по п.10, в котором указанный по меньшей мере один проем ограничен по меньшей мере одним соответствующим полым переходником, предназначенным для подачи забираемого из компрессора воздуха непосредственно в указанную камеру повышенного давления.
12. Камера сгорания турбины, содержащая радиально внутреннюю оболочку и радиально внешний проточный патрубок, причем радиально внутренняя оболочка параллельна устройству типа Вентури, содержащему
диффузор для камеры сгорания турбины, который содержит:
по существу кольцевую внешнюю оболочку,
по существу кольцевую внутреннюю оболочку и
канал Вентури, расположенный между внешней и внутренней оболочками,
причем осевое сечение внешней и внутренней оболочек имеет по существу V-образную форму, ограничивающую область горловины,
при этом по существу кольцевая внешняя оболочка выполнена с группой разбрызгивающих охладительных отверстий, а указанные внутренняя и внешняя V-образные оболочки образуют камеру повышенного давления, закрытую другим кольцевым элементом, в котором выполнен по меньшей мере один проем, предназначенный для подачи охлаждающего воздуха в указанную камеру, причем противоположные концы канала Вентури открыты с обеспечением протекания охлаждающего воздуха, поступающего в канал Вентури через указанный по меньшей мере один проем, в указанной области горловины в противоположных направлениях.
13. Камера сгорания по п.12, в которой указанная внутренняя оболочка выполнена с вихрегенераторами, обращенными к указанной внешней оболочке, и с отверстиями для пленочного охлаждения, расположенными в осевом направлении смежно с указанной областью горловины.
14. Камера сгорания по п.12, в которой указанная внутренняя оболочка содержит отходящие от нее пластины, расположенные в указанной зоне горловины и проходящие в радиальном наружном направлении к указанной внешней оболочке.
15. Камера сгорания по п.12, в которой указанный по меньшей мере один проем ограничен по меньшей мере одним соответствующим полым переходником, проходящим через указанный проточный патрубок с обеспечением подачи воздуха, поступающего в камеру повышенного давления, из области, расположенной снаружи указанного патрубка.
16. Камера сгорания по п.12, в которой указанная группа разбрызгивающих охладительных отверстий и вихрегенераторы смещены друг относительно друга в осевом направлении.
17. Камера сгорания по п.12, в которой охлаждающий воздух, выходящий из противоположных концов канала Вентури, направляется в одном направлении вверх по потоку.
18. Камера сгорания по п.13, в которой указанная внутренняя оболочка содержит отходящие от нее пластины, расположенные в указанной зоне горловины и проходящие в радиальном наружном направлении к указанной внешней оболочке.
19. Камера сгорания по п.12, в которой указанная внутренняя оболочка имеет отверстия для пленочного охлаждения, расположенные в осевом направлении перед областью горловины.
20. Камера сгорания по п.14, в которой указанная внутренняя оболочка имеет отверстия для пленочного охлаждения, расположенные в осевом направлении перед областью горловины.
RU2010107420/06A 2010-03-02 2010-03-02 Диффузор для камеры сгорания турбины (варианты) и камера сгорания турбины RU2519014C2 (ru)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010107420/06A RU2519014C2 (ru) 2010-03-02 2010-03-02 Диффузор для камеры сгорания турбины (варианты) и камера сгорания турбины
US12/917,784 US20110214428A1 (en) 2010-03-02 2010-11-02 Hybrid venturi cooling system
JP2011037747A JP2011179495A (ja) 2010-03-02 2011-02-24 ハイブリッドベンチュリ冷却システム
EP11156488.6A EP2363644A3 (en) 2010-03-02 2011-03-01 Hybrid venturi cooling system
CN2011100596730A CN102192510A (zh) 2010-03-02 2011-03-02 混合文氏管冷却***

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010107420/06A RU2519014C2 (ru) 2010-03-02 2010-03-02 Диффузор для камеры сгорания турбины (варианты) и камера сгорания турбины

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010107420A RU2010107420A (ru) 2011-09-10
RU2519014C2 true RU2519014C2 (ru) 2014-06-10

Family

ID=44064889

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010107420/06A RU2519014C2 (ru) 2010-03-02 2010-03-02 Диффузор для камеры сгорания турбины (варианты) и камера сгорания турбины

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20110214428A1 (ru)
EP (1) EP2363644A3 (ru)
JP (1) JP2011179495A (ru)
CN (1) CN102192510A (ru)
RU (1) RU2519014C2 (ru)

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2519014C2 (ru) 2010-03-02 2014-06-10 Дженерал Электрик Компани Диффузор для камеры сгорания турбины (варианты) и камера сгорания турбины
US20120047895A1 (en) * 2010-08-26 2012-03-01 General Electric Company Systems and apparatus relating to combustor cooling and operation in gas turbine engines
US8904802B2 (en) * 2011-06-30 2014-12-09 General Electric Company Turbomachine combustor assembly including a vortex modification system
US9267687B2 (en) * 2011-11-04 2016-02-23 General Electric Company Combustion system having a venturi for reducing wakes in an airflow
US9181813B2 (en) * 2012-07-05 2015-11-10 Siemens Aktiengesellschaft Air regulation for film cooling and emission control of combustion gas structure
EP2728255A1 (en) * 2012-10-31 2014-05-07 Alstom Technology Ltd Hot gas segment arrangement
US9476429B2 (en) * 2012-12-19 2016-10-25 United Technologies Corporation Flow feed diffuser
EP2946092B1 (en) * 2013-01-17 2019-04-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor liner assembly with convergent hyperbolic profile
US20150082794A1 (en) * 2013-09-26 2015-03-26 Reinhard Schilp Apparatus for acoustic damping and operational control of damping, cooling, and emissions in a gas turbine engine
US20150159878A1 (en) * 2013-12-11 2015-06-11 Kai-Uwe Schildmacher Combustion system for a gas turbine engine
CN104807042A (zh) * 2015-05-15 2015-07-29 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种燃烧室
DE102016201452A1 (de) * 2016-02-01 2017-08-03 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammer mit Wandkonturierung
FR3081211B1 (fr) * 2018-05-16 2021-02-26 Safran Aircraft Engines Ensemble pour une chambre de combustion de turbomachine
US11828226B2 (en) * 2022-04-13 2023-11-28 General Electric Company Compressor bleed air channels having a pattern of vortex generators

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4292801A (en) * 1979-07-11 1981-10-06 General Electric Company Dual stage-dual mode low nox combustor
US5127221A (en) * 1990-05-03 1992-07-07 General Electric Company Transpiration cooled throat section for low nox combustor and related process
RU2111416C1 (ru) * 1995-09-12 1998-05-20 Акционерное общество "Авиадвигатель" Камера сгорания газовой турбины энергетической установки
RU2138738C1 (ru) * 1997-04-10 1999-09-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Камера сгорания газовой турбины
US6427446B1 (en) * 2000-09-19 2002-08-06 Power Systems Mfg., Llc Low NOx emission combustion liner with circumferentially angled film cooling holes
RU2195565C2 (ru) * 1997-08-12 2002-12-27 Спейс Аксесс, Ллс Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (варианты)

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1550368A (en) * 1975-07-16 1979-08-15 Rolls Royce Laminated materials
US4984429A (en) * 1986-11-25 1991-01-15 General Electric Company Impingement cooled liner for dry low NOx venturi combustor
US4875339A (en) * 1987-11-27 1989-10-24 General Electric Company Combustion chamber liner insert
US4887432A (en) * 1988-10-07 1989-12-19 Westinghouse Electric Corp. Gas turbine combustion chamber with air scoops
WO2003093664A1 (en) * 2000-06-28 2003-11-13 Power Systems Mfg. Llc Combustion chamber/venturi cooling for a low nox emission combustor
US6446438B1 (en) * 2000-06-28 2002-09-10 Power Systems Mfg., Llc Combustion chamber/venturi cooling for a low NOx emission combustor
US6832482B2 (en) * 2002-06-25 2004-12-21 Power Systems Mfg, Llc Pressure ram device on a gas turbine combustor
US6772595B2 (en) * 2002-06-25 2004-08-10 Power Systems Mfg., Llc Advanced cooling configuration for a low emissions combustor venturi
US6865892B2 (en) * 2002-12-17 2005-03-15 Power Systems Mfg, Llc Combustion chamber/venturi configuration and assembly method
US6951109B2 (en) * 2004-01-06 2005-10-04 General Electric Company Apparatus and methods for minimizing and/or eliminating dilution air leakage in a combustion liner assembly
US7389643B2 (en) * 2005-01-31 2008-06-24 General Electric Company Inboard radial dump venturi for combustion chamber of a gas turbine
US20090053054A1 (en) * 2007-08-20 2009-02-26 General Electric Company LEAKAGE REDUCING VENTURI FOR DRY LOW NITRIC OXIDES (NOx) COMBUSTORS
US7712314B1 (en) * 2009-01-21 2010-05-11 Gas Turbine Efficiency Sweden Ab Venturi cooling system
RU2519014C2 (ru) 2010-03-02 2014-06-10 Дженерал Электрик Компани Диффузор для камеры сгорания турбины (варианты) и камера сгорания турбины

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4292801A (en) * 1979-07-11 1981-10-06 General Electric Company Dual stage-dual mode low nox combustor
US5127221A (en) * 1990-05-03 1992-07-07 General Electric Company Transpiration cooled throat section for low nox combustor and related process
RU2111416C1 (ru) * 1995-09-12 1998-05-20 Акционерное общество "Авиадвигатель" Камера сгорания газовой турбины энергетической установки
RU2138738C1 (ru) * 1997-04-10 1999-09-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Камера сгорания газовой турбины
RU2195565C2 (ru) * 1997-08-12 2002-12-27 Спейс Аксесс, Ллс Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (варианты)
US6427446B1 (en) * 2000-09-19 2002-08-06 Power Systems Mfg., Llc Low NOx emission combustion liner with circumferentially angled film cooling holes

Also Published As

Publication number Publication date
JP2011179495A (ja) 2011-09-15
US20110214428A1 (en) 2011-09-08
CN102192510A (zh) 2011-09-21
EP2363644A2 (en) 2011-09-07
RU2010107420A (ru) 2011-09-10
EP2363644A3 (en) 2014-10-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2519014C2 (ru) Диффузор для камеры сгорания турбины (варианты) и камера сгорания турбины
CN103185353B (zh) 用于涡轮发动机中的燃烧器组件及其组装方法
JP2008286199A (ja) タービンエンジンを冷却する方法及び装置
US9879605B2 (en) Combustor cooling structure
US7624577B2 (en) Gas turbine engine combustor with improved cooling
CN104061594B (zh) 涡轮机中带有改进的冷却的过渡管道
EP2921779B1 (en) Combustion chamber with cooling sleeve
US9970355B2 (en) Impingement cooling arrangement
US9046269B2 (en) Impingement cooling device
RU2665199C2 (ru) Горелочное устройство и способ работы горелочного устройства
EP2378200A2 (en) Combustor liner cooling at transition duct interface and related method
US9810081B2 (en) Cooled conduit for conveying combustion gases
US20090019854A1 (en) APPARATUS/METHOD FOR COOLING COMBUSTION CHAMBER/VENTURI IN A LOW NOx COMBUSTOR
CN102844622B (zh) 一种多燃料燃烧***
CA2831232C (en) Turbine combustion system cooling scoop
JP2001289062A (ja) ガスタービン燃焼器の壁面冷却構造
CA2545618C (en) Cooled support boss for a combustor in a gas turbine engine
KR102373726B1 (ko) 로터 샤프트 냉각을 위한 공기 바이패스 시스템
CN102644935A (zh) 用于涡轮发动机中的燃烧器组件及其制造方法
JP2008274774A (ja) ガスタービン燃焼器およびガスタービン
RU2382279C2 (ru) Камера сгорания газотурбинного двигателя
JP5281685B2 (ja) ガスタービン燃焼器およびガスタービン
JP2011241824A (ja) タービン燃焼器トランジションピースを冷却するためのシステム
US10648667B2 (en) Combustion chamber with double wall
JP7008722B2 (ja) ガスタービンエンジンの燃焼器セクションにおける冷却流体の二重利用のための導管配置を備えたシステム

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20150303