RU2622590C2 - Элемент теплозащитного экрана для обвода воздуха компрессора вокруг камеры сгорания - Google Patents

Элемент теплозащитного экрана для обвода воздуха компрессора вокруг камеры сгорания Download PDF

Info

Publication number
RU2622590C2
RU2622590C2 RU2014141355A RU2014141355A RU2622590C2 RU 2622590 C2 RU2622590 C2 RU 2622590C2 RU 2014141355 A RU2014141355 A RU 2014141355A RU 2014141355 A RU2014141355 A RU 2014141355A RU 2622590 C2 RU2622590 C2 RU 2622590C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wall
combustion chamber
heat shield
height
extends
Prior art date
Application number
RU2014141355A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014141355A (ru
Inventor
Франсуа БЕНКЛЕР
Томас БРАНДЕНБУРГ
Ольга ДАЙСС
Томас ГРИБ
Марко ЛИНК
Николас САВИЛИУС
Даниель ФОГТМАНН
Ян ВИЛКЕС
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
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 Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2014141355A publication Critical patent/RU2014141355A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2622590C2 publication Critical patent/RU2622590C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/005—Combined with pressure or heat exchangers
    • 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
    • F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • 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
    • F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • F23R3/08—Arrangement of apertures along the flame tube between annular flame tube sections, e.g. flame tubes with telescopic sections

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Изобретение относится к энергетике. Элемент (14) теплозащитного экрана, в частности, для облицовки стенки камеры сгорания, включающий в себя первую стенку (17) с горячей стороной (18), на которую может подаваться горячая среда, с противолежащей горячей стороне (18) холодной стороной (19) и с круговой кромкой (24), которая проходит по первой боковой стороне (20), второй боковой стороне (21) и третьей боковой стороне (22) первой стенки (17) за пределы холодной стороны (19), в основном, до первой высоты (25), причем круговая кромка (24) на четвертой боковой стороне (23) проходит до второй высоты (26), которая меньше первой высоты (25) и, что, в основном, на второй высоте (26) вторая стенка (27) противолежит холодной стороне (19) и проходит по ширине четвертой боковой стороны (23) от четвертой боковой стороны (23) через часть длины смежных с четвертой боковой стороной (23) боковых сторон (20, 22), причем вторая стенка (27) на своем обращенном от четвертой боковой стороны (23) конце (28) имеет кромку (29), которая проходит до первой высоты (25). Также представлены камера сгорания и газовая турбина. Изобретение позволяет осуществлять подачу воздуха обвода в поток горячего воздуха без серьезной модификации конструктивных элементов, подающих горячий газ. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Изобретение относится к элементу теплозащитного экрана камеры сгорания, в частности кольцевой камеры сгорания газотурбинной установки, и относится к обводу воздуха компрессора вокруг камеры сгорания при неполной нагрузке. Изобретение относится далее к камере сгорания и к соответствующей газотурбинной установке.
За счёт снижения средней температуры воспламенения при снижении мощности газовой турбины эмиссия окиси углерода постепенно увеличивается до тех пор, пока она за вычетом определённой неполной нагрузки не превысит предписанного значения предельной эмиссии. Вследствие этого, выявляется допустимая минимальная производительность. Однако важным обстоятельством может являться поддержание работоспособности машины при очень большой производительности.
Возможность повышения температуры воспламенения и, тем самым, уменьшения эмиссии окиси углерода состоит в том, чтобы провести часть воздуха компрессора вокруг зоны горения и перед входом в турбину снова отвести поток горячего воздуха назад. Расчёты показали, что эта методика при использовании кольцевой камеры сгорания является перспективной. Проблемой является при этом то, что обвод должен быть активен лишь в актуальных рабочих диапазонах, так как иначе на производительность газовой турбины будет оказываться ненужное воздействие. Он должен быть выполнен, таким образом, с возможностью переключения, причём и при отключенном обводе горячий газ не должен проникать в него.
В противоположность описанному уровню техники задача предложенного на рассмотрение изобретения состоит в том, чтобы посредством обвода увеличить насколько это возможно одинаковый по уровню содержания оксида углерода диапазон хода газовой турбины в направлении малой производительности.
Следующая задача предложенного на рассмотрение изобретения состоит в создании улучшенной камеры сгорания.
И, наконец, задачей изобретения является создание улучшенной газовой турбины.
Первая задача решается посредством элемента теплозащитного экрана согласно пункту 1 формулы изобретения, вторая задача посредством камеры сгорания согласно пункту 7 формулы изобретения и третья задача посредством газовой турбины согласно пункту 12 формулы изобретения.
Последующие зависимые пункты формулы изобретения содержат предпочтительные варианты осуществления изобретения.
Для решения указанных задач в изобретении предусматривается, что у элемента теплозащитного экрана, в частности, для облицовки стенки камеры сгорания, включающего в себя первую стенку с горячей стороной, на которую может подаваться горячая среда, с противолежащей горячей стороне холодной стороной и с круговой кромкой, проходящей по первой, второй и третьей боковым сторонам первой стенки за пределы холодной стороны, в основном, до первой высоты, круговая кромка на четвёртой боковой стороне проходит до второй высоты, которая меньше первой высоты и, что, в основном, на второй высоте вторая стенка противолежит холодной стороне и проходит по ширине четвёртой боковой стороны от четвёртой боковой стороны через часть длины смежных с четвёртой боковой стороной боковых сторон, причём вторая стенка на своём обращенном от четвёртой боковой стороны конце имеет кромку, проходящую до первой высоты.
Изобретение основывается на идее о том, что у кольцевой камеры сгорания, которая по большей части облицована керамическими элементами теплозащитного экрана и лишь вход в турбину облицован металлическими элементами теплозащитного экрана, подача воздуха обвода должна происходить в зоне металлических элементов теплозащитного экрана стенки камеры сгорания, поскольку подача должна происходить как можно дальше от зоны воспламенения для предотвращения охлаждения пламени, однако, перед турбиной, для достижения максимально высокого кпд газовой турбины. Для этого необходим новый дизайн металлических элементов теплозащитного экрана. Этот дизайн является предметом настоящей заявки.
Элемент теплозащитного экрана разделятся на две расположенные друг над другом герметичные относительно друг друга зоны, которые в смонтированном состоянии, то есть со стенкой камеры сгорания, образуют камеры. Первая камера проходит по всей поверхности элемента теплозащитного экрана и используется для нормального охлаждения металлического защитного экрана.
Вторая камера находится в обращенной к турбине части элемента теплозащитного экрана над первой камерой.
В предпочтительном варианте элемент теплозащитного экрана состоит из устойчивого к высоким температурам металла или из устойчивого к высоким температурам металлического сплава, так как эти материалы обладают меньшей ломкостью, чем, к примеру, керамика, и имеют сравнительно хорошую тепло- и температуропроводность.
В предпочтительном варианте осуществления изобретения предусмотрено большое количество расположенных по круговой кромке отверстий для охлаждающего воздуха, из которых предназначенный для охлаждения элемента теплозащитного экрана воздух компрессора может выходить в камеру сгорания.
При этом целесообразно располагать отверстия для охлаждающего воздуха, по меньшей мере, в зоне второй стенки между первой стенкой и второй стенкой. Таким образом, отверстия для охлаждающего воздуха находятся в зоне первой камеры для охлаждения элемента теплозащитного экрана.
В предпочтительном варианте элемент теплозащитного экрана включает в себя далее крепёжное отверстие, окантовка которого проходит от первой стенки до первой высоты. Тем самым, гарантируется, что обе камеры герметичны относительно друг друга, и воздух через необходимое для закрепления элемента защитного экрана отверстие не может пройти из одной в другую камеру.
Элемент теплозащитного экрана используется для защиты от перегрева проводящих горячий газ компонентов, в частности, камеры сгорания, предпочтительно кольцеобразной камеры сгорания газовой турбины, которая имеет стенку камеры сгорания, с концом со стороны горелки и с концом со стороны турбины, причём стенка камеры сгорания имеет направление по периферии. Некоторое количество элементов теплозащитного экрана расположено при этом предпочтительно на конце со стороны турбины стенки камеры сгорания с образованием двух камер в направлении периферии, причём четвёртая боковая сторона ориентирована к концу со стороны турбины.
Элементы теплозащитного экрана при этом предпочтительно посредством крепёжных болтов закреплены на стенке камеры сгорания.
В предпочтительном варианте в стенке камеры сгорания сформированы отверстия, так что к элементам теплозащитного экрана может подаваться охлаждающее средство.
В предпочтительном варианте осуществления камеры сгорания в стенке камеры сгорания расположен, по меньшей мере, один подводящий канал для каждого элемента теплозащитного экрана в зоне, соответственно, второй стенки, который входит в, по меньшей мере, частично окружающую камеру сгорания сборную ёмкость.
Камера сгорания, на которой установлены элементы теплозащитного экрана, является в предпочтительном варианте частью газовой турбины. Эта газовая турбина включает в себя, по меньшей мере, один заборный элемент для воздуха компрессора, который, по меньшей мере, через один трубопровод с клапаном входит в сборную ёмкость.
Изобретение позволяет осуществлять подачу воздуха обвода в поток горячего воздуха без серьёзной модификации конструктивных элементов, подающих горячий газ.
Поэтому перемещение воздуха может быть осуществлено сравнительно экономичным образом. При этом гарантируется, что и при отключенном обводе не происходит втягивания горячего воздуха, так как вторая камера постоянно продувается и её выход располагается благоприятно в отношении прохождения потока между элементом защитного экрана и лопаткой 10 турбины.
Изобретение поясняется в качестве примера более детально на основании чертежей, на которых схематично и не в масштабе изображены:
фиг. 1 - разрез кольцевой камеры сгорания в соответствии с уровнем техники,
фиг. 2 - металлический элемент теплозащитного экрана в соответствии с изобретением,
фиг. 3 - разрез кольцевой камеры сгорания в соответствии с изобретением с системой забора для обвода воздуха компрессора.
Фиг. 1 схематично и в качестве примера представляет систему сжигания кольцевой камеры 1 сгорания в соответствии с уровнем техники, в корпусе 2. Кольцевая камера 1 сгорания состоит из закрытого кольца, расположенного вокруг оси 3 ротора. Горелки 4 располагаются в верхней зоне камеры 1 сгорания во впускных отверстиях 5. Здесь происходит смешивание горючего материала 6 с воздухом 7 компрессора. В камере 1 сгорания происходит собственно сжигание. Через выпуск на конце 8 со стороны турбины кольцевой камеры 1 сгорания горячие отработавшие газы попадают в турбину 9, где они встречаются с первой вертикально ориентированной лопаткой 10 турбины. Для защиты от образования окалины кольцевая камера 1 сгорания облицована керамическими элементами 11 теплозащитного экрана и металлическими элементами 12 теплозащитного экрана, которые закреплены на стенке 13 камеры сгорания.
В соответствии с изобретением подача воздуха обвода должна производиться в зоне металлических элементов 12 теплозащитного экрана, поскольку подача должна происходить максимально удалённо от зоны сжигания и, таким образом, предотвращается охлаждение пламени, однако, ещё перед турбиной 9, для достижения максимально высокого кпд газовой турбины.
Фиг. 2 демонстрирует металлический элемент 14 теплозащитного экрана в соответствии с изобретением, который крепится на стенке 13 камеры сгорания и образует с ней первую камеру 15 и открытую в направлении турбины вторую камеру 16, которые герметичны относительно друг друга.
Сам металлический элемент 14 теплозащитного экрана включает в себя первую стенку 17 с горячей стороной 18, на которую подаётся горячая среда, с противолежащей горячей стороне 18 холодной стороной 19 и с четырьмя расположенными между ними боковыми сторонами 20, 21, 22, 23. Круговая кромка 24 проходит от каждой боковой стороны 20, 21, 22, 23 за пределы холодной стороны 19. На первой боковой стороне 20, на второй боковой стороне 21 и на третьей боковой стороне 22 кромка 24 распространяется, в основном, до первой высоты 25 относительно холодной стороны 19 первой стенки 17, а на четвёртой боковой стороне 23 лишь до меньшей второй высоты 26. Благодаря этому, встроенный металлический элемент 14 теплозащитного экрана лежит на кромках трёх боковых сторон 20, 21, 22 на стенке 13 камеры сгорания.
Вторая стенка 27 располагается, в основном, на второй высоте 26 напротив холодной стороны 19. Она проходит по ширине четвёртой боковой стороны 23 и от четвёртой боковой стороны 23 по части длины смежных с четвёртой боковой стороной 23 боковых сторон 20, 22. Вторая стенка 27 имеет далее на своём обращённом от четвёртой боковой стороны 23 конце 28 кромку 29, проходящую от второй высоты 26 до первой высоты 25.
Для охлаждения металлического элемента 14 теплозащитного экрана в круговой кромке 24 в зоне первой камеры 15 предусмотрено большое количество отверстий 30 для охлаждающего воздуха.
Первая камера 15, как и у элементов 12 теплозащитного экрана из уровня техники, через отверстия в стенке 13 камеры сгорания для охлаждения снабжается воздухом компрессора, выходящим из металлического элемента 14 теплозащитного экрана через эти отверстия 30 для охлаждающего воздуха.
Металлический элемент 14 теплозащитного экрана имеет крепёжное отверстие 31, окантовка 32 которого проходит от первой стенки 17 до первой высоты 25. Через это крепёжное отверстие 31 элемент 14 теплозащитного экрана посредством крепёжного болта закрепляется на стенке 13 камеры сгорания.
Система обеспечения открытой в направлении турбины 9 второй камеры 16 воздухом компрессора состоит из двух компонентов. С одной стороны, вторая камера 16 постоянно через несколько отверстий в стенке 13 камеры сгорания снабжается небольшим количеством воздуха компрессора для продувки, чтобы горячий газ не смог проникнуть во вторую камеру 16 при отключенном обводе.
С другой стороны, во вторую камеру 16 с возможностью переключения может подаваться поток обводной массы. Он через сравнительно большие отверстия, то есть в сравнении с отверстиями для продувки, подаётся в стенку 13 камеры сгорания. Поток обводной массы проходит затем через отверстие на задней кромке, то есть на обращённой к камере сгорания стороне элемента 14 теплозащитного экрана, на которой круговая кромка 24 доходит лишь до второй высоты 26, в зазор между металлическим элементом 14 теплозащитного экрана и первой вертикально расположенной лопаткой 10 турбины.
Фиг. 3 демонстрирует, как для обвода сначала воздух компрессора выводится через заборный элемент 33 из газовой турбины. Вне газовой турбины производится управление посредством клапана 34. Затем воздух по трубопроводу 35 отводится обратно в газовую турбину и подаётся в расположенную вокруг кольцевой камеры 1 сгорания сборную ёмкость 36. Выпускные каналы 37 или выпускные отверстия ведут от неё к соответствующей второй камере 16 соответствующего металлического элемента 14 теплозащитного экрана.
В примере осуществления изобретения на фиг. 3 представлены, соответственно, лишь заборный элемент 33, клапан 34, трубопровод 35 и сборная ёмкость 36. Также возможны решения с большим количеством заборных элементов, клапанов, трубопроводов и сборных ёмкостей.

Claims (12)

1. Элемент (14) теплозащитного экрана, предназначенный преимущественно для облицовки стенки (13) камеры сгорания, включающий в себя первую стенку (17) с горячей стороной (18), расположенной с возможностью подачи на нее горячей среды, с противолежащей горячей стороне (18) холодной стороной (19) и с круговой кромкой (24), которая проходит по первой боковой стороне (20), второй боковой стороне (21) и третьей боковой стороне (22) первой стенки (17) за пределы холодной стороны (19), в основном до первой высоты (25), отличающийся тем, что круговая кромка (24) проходит на четвертой боковой стороне (23) до второй высоты (26), которая меньше первой высоты (25), при этом в основном, на второй высоте (26) вторая стенка (27) противолежит холодной стороне (19) и проходит по ширине четвертой боковой стороны (23) от четвертой боковой стороны (23) через часть длины смежных с четвертой боковой стороной (23) боковых сторон (20, 22), причем вторая стенка (27) на своем обращенном от четвертой боковой стороны (23) конце (28) имеет кромку (29), проходящую до первой высоты (25).
2. Элемент (14) по п. 1, отличающийся тем, что он состоит из устойчивого к высоким температурам металла или из устойчивого к высоким температурам металлического сплава.
3. Элемент (14) по п. 1 или 2, отличающийся тем, что он имеет большое количество расположенных по круговой кромке (24) отверстий (30) для охлаждающего воздуха.
4. Элемент (14) по п. 3, отличающийся тем, что отверстия (30) для охлаждающего воздуха расположены по меньшей мере в зоне второй стенки (27) между первой стенкой (26) и второй стенкой (27).
5. Элемент (14) по любому из пп. 1, 2 или 4, отличающийся тем, что он включает в себя дополнительно крепежное отверстие (31), окантовка (32) которого проходит от первой стенки (17) до первой высоты (25).
6. Элемент (14) по п. 3, отличающийся тем, что он включает в себя дополнительно крепежное отверстие (31), окантовка (32) которого проходит от первой стенки (17) до первой высоты (25).
7. Камера (1) сгорания, имеющая стенку с одним концом со стороны горелки и с одним концом (8) со стороны турбины, причем стенка (13) камеры сгорания имеет окружное направление, включающая в себя большое количество элементов (14) теплозащитного экрана согласно любому из пп. 1-5, которые расположены на конце (8) со стороны турбины стенки (13) камеры сгорания с образованием двух камер (15, 16) в окружном направлении, причем четвертая боковая сторона (23) ориентирована к концу (8) со стороны турбины.
8. Камера (1) сгорания по п. 7, причем элементы (14) теплозащитного экрана закреплены на стенке (13) камеры сгорания посредством крепежных болтов.
9. Камера (1) сгорания по п. 7 или 8, причем в стенке (13) камеры сгорания выполнены отверстия, с возможностью подачи охлаждающего средства к элементам (14) теплозащитного экрана.
10. Камера (1) сгорания по п. 7 или 8, причем в стенке (13) камеры сгорания расположен по меньшей мере один подводящий канал для каждого элемента (14) теплозащитного экрана в зоне соответственно второй стенки (27), который входит в по меньшей мере частично окружающую камеру (1) сгорания сборную емкость (36).
11. Камера (1) сгорания по п. 9, причем в стенке (13) камеры сгорания расположен по меньшей мере один подводящий канал для каждого элемента (14) теплозащитного экрана в зоне соответственно второй стенки (27), который входит в по меньшей мере частично окружающую камеру (1) сгорания сборную емкость (36).
12. Газовая турбина с камерой (1) сгорания по любому из пп. 7-11, причем газовая турбина включает в себя по меньшей мере один заборный элемент (33) для воздуха компрессора, который по меньшей мере через один трубопровод (35) с клапаном (34) входит в сборную емкость (36).
RU2014141355A 2012-03-15 2013-03-12 Элемент теплозащитного экрана для обвода воздуха компрессора вокруг камеры сгорания RU2622590C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102012204103.6 2012-03-15
DE102012204103A DE102012204103A1 (de) 2012-03-15 2012-03-15 Hitzeschildelement für einen Verdichterluftbypass um die Brennkammer
PCT/EP2013/055007 WO2013135702A2 (de) 2012-03-15 2013-03-12 Hitzeschildelement für einen verdichterluftbypass um die brennkammer

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014141355A RU2014141355A (ru) 2016-05-10
RU2622590C2 true RU2622590C2 (ru) 2017-06-16

Family

ID=48013936

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014141355A RU2622590C2 (ru) 2012-03-15 2013-03-12 Элемент теплозащитного экрана для обвода воздуха компрессора вокруг камеры сгорания

Country Status (6)

Country Link
US (1) US20150027128A1 (ru)
EP (1) EP2809994B1 (ru)
CN (1) CN104169648B (ru)
DE (1) DE102012204103A1 (ru)
RU (1) RU2622590C2 (ru)
WO (1) WO2013135702A2 (ru)

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102012204162A1 (de) * 2012-03-16 2013-09-19 Siemens Aktiengesellschaft Ringbrennkammer-Bypass
US10408451B2 (en) 2013-09-11 2019-09-10 Siemens Aktiengesellschaft Wedge-shaped ceramic heat shield of a gas turbine combustion chamber
EP3084310A4 (en) * 2013-12-19 2017-01-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine wall assembly with circumferential rail stud architecture
US10645404B2 (en) 2014-03-24 2020-05-05 Qualcomm Incorporated Generic use of HEVC SEI messages for multi-layer codecs
DE102014206018A1 (de) * 2014-03-31 2015-10-01 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbinenanlage
DE102014214981B3 (de) * 2014-07-30 2015-12-24 Siemens Aktiengesellschaft Seitenbeschichtetes Hitzeschildelement mit Prallkühlung an Freiflächen
DE102014221225A1 (de) * 2014-10-20 2016-04-21 Siemens Aktiengesellschaft Hitzeschildelement und Verfahren zu seiner Herstellung
DE102015202097A1 (de) * 2015-02-06 2016-08-11 Siemens Aktiengesellschaft Ringbrennkammer mit Bypasssegment
CN104654358B (zh) * 2015-02-13 2017-09-15 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种带有引流结构的燃烧室预混合燃料喷嘴
CN104654359B (zh) * 2015-02-13 2017-12-19 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种燃烧室预混合燃料喷嘴的引流结构
DE102015205975A1 (de) 2015-04-02 2016-10-06 Siemens Aktiengesellschaft Umführungs-Hitzeschildelement
DE102015215207A1 (de) * 2015-08-10 2017-02-16 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammer für eine Gasturbine und Hitzeschildelement zum Auskleiden einer derartigen Brennkammer
CN107923616B (zh) * 2015-08-27 2019-12-13 西门子股份公司 冷却空气优化的金属隔热元件
DE102015224524A1 (de) * 2015-12-08 2017-06-08 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammer mit Resonatoren
US10237339B2 (en) * 2016-08-19 2019-03-19 Microsoft Technology Licensing, Llc Statistical resource balancing of constrained microservices in cloud PAAS environments
DE102018204453B4 (de) * 2018-03-22 2024-01-18 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerbaugruppe mit unterschiedlichen Krümmungen für eine Brennkammerwand und eine hieran fixierte Brennkammerschindel
DE102020116245B4 (de) * 2020-06-19 2024-03-07 Man Energy Solutions Se Baugruppe einer Gasturbine mit Brennkammerluftbypass

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1409046A (zh) * 2001-06-27 2003-04-09 西门子公司 用于热烟气导引件、特别是燃气轮机结构件的热屏蔽装置
EP1482246A1 (de) * 2003-05-30 2004-12-01 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammer
RU2243448C2 (ru) * 2002-12-18 2004-12-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Камера сгорания
US20120036858A1 (en) * 2010-08-12 2012-02-16 General Electric Company Combustor liner cooling system

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2312654A1 (fr) * 1975-05-28 1976-12-24 Snecma Perfectionnements aux chambres de combustion pour moteurs a turbine a gaz
US4573865A (en) * 1981-08-31 1986-03-04 General Electric Company Multiple-impingement cooled structure
US4896510A (en) * 1987-02-06 1990-01-30 General Electric Company Combustor liner cooling arrangement
GB9018014D0 (en) * 1990-08-16 1990-10-03 Rolls Royce Plc Gas turbine engine combustor
DE19730751A1 (de) * 1996-07-24 1998-01-29 Siemens Ag Keramisches Bauteil für eine Wärmeschutzschicht sowie Wärmeschutzschicht
FR2752916B1 (fr) * 1996-09-05 1998-10-02 Snecma Chemise de protection thermique pour chambre de combustion de turboreacteur
US6358041B1 (en) * 2000-04-21 2002-03-19 Eastman Chemical Company Threaded heat shield for burner nozzle face
JP2002317650A (ja) * 2001-04-24 2002-10-31 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器
JP2003201863A (ja) * 2001-10-29 2003-07-18 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃焼器及びこれを備えたガスタービン
EP1486730A1 (de) * 2003-06-11 2004-12-15 Siemens Aktiengesellschaft Hitzeschildelement
EP1507116A1 (de) * 2003-08-13 2005-02-16 Siemens Aktiengesellschaft Hitzeschildanordnung für eine ein Heissgas führende Komponente, insbesondere für eine Brennkammer einer Gasturbine
US7363763B2 (en) * 2003-10-23 2008-04-29 United Technologies Corporation Combustor
GB0425794D0 (en) * 2004-11-24 2004-12-22 Rolls Royce Plc Acoustic damper
EP1715249A1 (de) * 2005-04-19 2006-10-25 Siemens Aktiengesellschaft Hitzeschildelement und Brennkammer mit einem Hitzeschild
ATE509236T1 (de) * 2007-10-26 2011-05-15 Siemens Ag Stützring für hitzeschildelemente eines flammenrohrs und eine brennkammeranordnung mit einem derartigen stützring
EP2182285A1 (de) * 2008-10-29 2010-05-05 Siemens Aktiengesellschaft Brennereinsatz für eine Gasturbinenbrennkammer und Gasturbine
US8281601B2 (en) * 2009-03-20 2012-10-09 General Electric Company Systems and methods for reintroducing gas turbine combustion bypass flow
US9416970B2 (en) * 2009-11-30 2016-08-16 United Technologies Corporation Combustor heat panel arrangement having holes offset from seams of a radially opposing heat panel
EP2960436B1 (en) * 2014-06-27 2017-08-09 Ansaldo Energia Switzerland AG Cooling structure for a transition piece of a gas turbine
DE102015205975A1 (de) * 2015-04-02 2016-10-06 Siemens Aktiengesellschaft Umführungs-Hitzeschildelement

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1409046A (zh) * 2001-06-27 2003-04-09 西门子公司 用于热烟气导引件、特别是燃气轮机结构件的热屏蔽装置
RU2243448C2 (ru) * 2002-12-18 2004-12-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Камера сгорания
EP1482246A1 (de) * 2003-05-30 2004-12-01 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammer
US20120036858A1 (en) * 2010-08-12 2012-02-16 General Electric Company Combustor liner cooling system

Also Published As

Publication number Publication date
WO2013135702A2 (de) 2013-09-19
RU2014141355A (ru) 2016-05-10
US20150027128A1 (en) 2015-01-29
CN104169648A (zh) 2014-11-26
WO2013135702A3 (de) 2013-11-14
EP2809994A2 (de) 2014-12-10
DE102012204103A1 (de) 2013-09-19
EP2809994B1 (de) 2016-05-04
CN104169648B (zh) 2016-03-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2622590C2 (ru) Элемент теплозащитного экрана для обвода воздуха компрессора вокруг камеры сгорания
US9376961B2 (en) System for controlling a flow rate of a compressed working fluid to a combustor fuel injector
EP2604926B1 (en) System of integrating baffles for enhanced cooling of CMC liners
US7870738B2 (en) Gas turbine: seal between adjacent can annular combustors
CN1829879A (zh) 用在引导热气的组件,尤其是一种燃气轮机燃烧室上的热屏蔽配置
EP1911937B1 (en) A flow cavity arrangement for gas turbine engine
EP2846097B1 (en) A gas turbine combustion chamber with tiles having film cooling apertures
EP2551467B1 (en) Gas turbine engine active clearance control system and corresponding method
GB2450391A (en) Heat Shields for use in a Combustor
US20150007573A1 (en) Annular-combustion-chamber bypass
KR20090028721A (ko) 터보차저 터빈을 위한 2차 환기 시스템
KR20150058383A (ko) 열차폐물의 지지구조물을 냉각시키기 위한 장치 및 열차폐물
US8979482B2 (en) Gas turbine of the axial flow type
CN105371302A (zh) 燃烧器罩盖组件及对应的燃烧器和燃气涡轮机
CN107076418A (zh) 旁通式热屏蔽元件
CN107143385A (zh) 一种燃气涡轮导向器前缘安装边结构及具有其的燃气轮机
US9657948B2 (en) Retaining element for retaining a heat shield tile and method for cooling the supporting structure of a heat shield
RU2563424C2 (ru) Камера сгорания турбомашины с центробежным компрессором без дефлектора
KR101918878B1 (ko) 연소기 및 가스 터빈
CN104937221A (zh) 具有与外壳环境外部冷却***结合操作的多个部件排气扩压器的燃气轮机发动机
US20140230440A1 (en) Combustion chamber
CN104919143A (zh) 包括进入排气流的亚环境区域中的排气的燃气轮机外壳主动环境冷却
US9228450B2 (en) Nozzle particle deflector for a gas turbine engine
RU101087U1 (ru) Статор газовой турбины
WO1999061840A1 (en) Combustion chamber for gas turbine

Legal Events

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

Effective date: 20200313