JP3962554B2 - ガスタービン燃焼器及びガスタービン - Google Patents
ガスタービン燃焼器及びガスタービン Download PDFInfo
- Publication number
- JP3962554B2 JP3962554B2 JP2001121498A JP2001121498A JP3962554B2 JP 3962554 B2 JP3962554 B2 JP 3962554B2 JP 2001121498 A JP2001121498 A JP 2001121498A JP 2001121498 A JP2001121498 A JP 2001121498A JP 3962554 B2 JP3962554 B2 JP 3962554B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- side wall
- gas turbine
- liner
- turbine combustor
- vibration damping
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
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
- F23R3/02—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
- F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F23M20/00—Details of combustion chambers, not otherwise provided for, e.g. means for storing heat from flames
- F23M20/005—Noise absorbing 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
- 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
- F23D—BURNERS
- F23D2211/00—Thermal dilatation prevention or compensation
-
- 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
- F23R2900/00001—Arrangements using bellows, e.g. to adjust volumes or reduce thermal stresses
-
- 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
- F23R2900/00014—Reducing thermo-acoustic vibrations by passive means, e.g. by Helmholtz resonators
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)
- Gas Burners (AREA)
- Spray-Type Burners (AREA)
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はガスタービンの燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンの燃焼器（本明細書では、単にガスタービン燃焼器と記載する）では、従来から燃焼器の中心軸線に沿って拡散火炎から成るパイロット火炎を形成して、該パイロット火炎を取り巻くように、予混合火炎から成るメイン燃焼を行うようにしている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
従来技術によるガスタービン燃焼器では、予混合火炎はガスタービン燃焼器の軸方向または主流方向に比較的狭い距離で燃焼し短火炎となる、あるいは、壁面近傍で急激に燃焼することがある。このように、燃焼が狭い空間で生じると、燃焼により解放されるエネルギーの空間的な密度、すなわち、燃焼器の燃焼負荷率が高くなり、燃焼器の軸に垂直な断面内で、あるいは、燃焼器周方向に火炎が振動する振動燃焼が生じ易くなる。振動燃焼は、熱エネルギの一部が振動エネルギに変換されて生じる自励振動であり、燃焼器の燃焼負荷率が高くなると起振力が大きくなり、振動燃焼が発生し易くなる。
【０００４】
本発明は、こうした従来技術の問題を解決することを技術課題としており、ガスタービン燃焼器の振動燃焼を低減することを目的としている。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、ガスタービン燃焼器において、燃料と空気との予混合火炎を形成するメインノズルの下流の内側面に沿ってフィルム空気を供給して、前記内側面近傍領域において前記予混合火炎の燃空比を低減し、振動燃焼を抑制するようにしているので、ガスタービン燃焼器の内側面近傍領域において前記予混合火炎の燃空比が低減され、燃焼器の燃焼負荷率が低くなり振動燃焼が抑制される。
【０００６】
また、本発明によれば、ガスタービン燃焼器において、燃料と空気との予混合火炎を形成するメインノズルの下流の側壁に複数の小孔より成る振動減衰孔が形成され、前記側壁の前記振動減衰孔が形成されている領域の外表面に音響ライナーが取り付けられているので、振動減衰孔を混合気が横断して流動する際その圧力が減少されて振動エネルギーが減衰し振動燃焼が抑制される。
また、前記音響ライナーは、前記側壁の外表面に取り付けられた複数のライナー部分を具備しているので、ガスタービン燃焼器の尾筒と音響ライナーの温度差から生じる熱応力が低減される。
また、前記ライナー部分は、前記ガスタービン燃焼器の側壁との温度差による熱変形に基づく熱応力を低減するベローズ部を有していれば、変形自在となる。
また、前記側壁の外表面に係止部材が固定され、前記ライナー部分は前記係止部材に係合する係合部を有しており、前記係止部材と係合部とを係合させることにより前記ライナー部分が前記側壁外表面に取り付けられれば、前記側壁外表面に対しライナー部分は相対移動可能となり、両者間の温度差による熱応力の発生を防止または抑制可能となる。
【０００７】
【発明の実施の形態】
以下、添付図面を参照して本発明の好ましい実施形態を説明する。
本実施形態によるガスタービン１００は、図示しない圧縮機、該圧縮機に一軸で連結された膨張機、該圧縮機および膨張機を包囲するケーシング１０２、１０４、ケーシング１０２、１０４に固定された燃焼器１０を具備している。圧縮機により圧縮された空気は、ケーシング１０２、１０４が形成する圧縮空気室１０６から燃焼器１０へ供給される。
【０００８】
燃焼器１０は、筒状の尾筒１２と内筒３０とを有しており、内筒３０の中心にパイロットノズル１４が配設され、パイロットノズル１４の周囲に複数のメインノズル１６が配設されている。パイロット燃料供給管路２６からパイロット燃料、例えば天然ガスがパイロットノズル１４へ供給され、パイロットノズル１４はこのパイロット燃料を尾筒１２内に噴出して拡散火炎を形成する。メイン燃料供給管路２８からメイン燃料、例えば天然ガスが供給され、このメイン燃料はメインノズル１６の上流側の空間において圧縮空気室１０６からの空気と混合され、この混合気はメインノズル１６から尾筒１２内に噴出し、予混合火炎が形成される。
【０００９】
特に、図２を参照すると、本発明の１つの実施形態において、内筒３０は、尾筒１２の内径よりも小さな外径を有しており、内筒３０と尾筒１２との間には間隙ｄが形成されると共に、その先端部において軸方向に所定の距離Ｌを以て尾筒１２内に突き出している。これにより、圧縮空気室１０６内の高圧の空気が間隙ｄを通過して、尾筒１２の内側面に沿って尾筒１２内にフィルム空気として流入する。このフィルム空気は尾筒１２の内側面に沿って流動する間に、メインノズル１６から噴出されるメイン燃料と空気との混合気または予混合火炎に混合される。従って、予混合火炎の燃空比が尾筒１２の内側面近傍領域において低下し、尾筒１２の内側面近傍領域での急激な燃焼が抑制される。これにより、振動燃焼の原因となる振動エネルギが減少して振動燃焼が抑制される。
【００１０】
また、好ましくは、尾筒１２には、軸方向に延設された複数の蒸気通路１２ａ（図２、３参照）が形成されており、蒸気供給ヘッダ１８を介してガスタービン１００の外部の蒸気源、例えば中圧蒸気タービンの抽気から供給される冷却蒸気により冷却される。蒸気通路１２ａを流通して尾筒１２を冷却した蒸気は、蒸気回収ヘッダ２０、２２を介して蒸気回収装置、例えば低圧蒸気タービンに供給される。
【００１１】
好ましくは、尾筒１２の基端部近傍の外表面を包囲するように音響ライナー２４を取り付け、音響ライナー２４と尾筒１２の外表面の間に音響バッファ室２５を形成すると共に、尾筒１２の内部空間から音響バッファ室２５へ、尾筒１２の側壁を半径方向に貫通して振動減衰孔としての複数の小孔１２ｂを形成する。特に図３を参照すると、本実施形態では、４本の蒸気通路１２ａを一群として蒸気通路１２ａの各群の間に小孔１２ｂが軸方向に蒸気通路１２ａに平行に配列されている。これにより、尾筒１２の基端部近傍に振動燃焼、特に尾筒１２の軸に垂直な断面内の振動、若しくは、半径方向または周方向の振動が発生したときに、尾筒１２内部の基端部近傍領域の混合気または燃焼ガスが小孔１２ｂを横断して流動する際その圧力が減少して振動エネルギーが減衰し振動燃焼が抑制される。
【００１２】
本発明の好ましい実施形態を説明したが本発明がこれに限定されず種々の変形と修正が可能であることは当業者の当然とするところである。
例えば、既述の実施形態では、燃料として気体燃料である天然ガスを例示したが、本発明はこれに限定されず、燃料は軽油やＡ重油相当の液体燃料であっても良い。
【００１３】
また、音響ライナー２４に冷却空気孔としての複数の小孔２４ａを形成して、圧縮空気室１０６から音響バッファ室２５内へ空気を流入させるようにすることができる。これにより、小孔１２ｂの各列内において隣接する小孔１２ｂの間の尾筒１２の側壁部分が効果的に冷却可能となる。好ましくは、音響ライナー２４の小孔２４ａは、尾筒１２の小孔１２ｂの各列に一致するように配列すると共に、音響ライナー２４の各列の小孔２４ａは、尾筒１２の対応する各列の隣接する小孔１２ｂの中間に位置するように、小孔２４ａを小孔１２ｂに対して軸方向にオフセットして配置する。音響ライナー２４の小孔２４ａをこのように配置することにより、音響ライナー２４の小孔２４ａから音響バッファ室２５内に噴出した空気は、尾筒１２に対して衝突噴流として流動し尾筒１２の隣接する小孔１２ｂの側壁部分を効果的に冷却する。
【００１４】
また、既述の実施形態では、音響ライナー２４は尾筒１２の基端部近傍の外表面を包囲するように形成されていると説明したが、音響ライナー２４は一体物にて形成する必要はない。音響ライナー２４は、図５に示すように、複数のライナー部分１２４を尾筒１２の外表面を包囲するように配設することにより形成してもよい。このように音響ライナー２４を複数のライナー部分１２４から形成することにより、尾筒１２と音響ライナー２４の間の温度差から生じる熱応力が低減される。
【００１５】
更に、ライナー部分には熱応力を低減するためにベロー部を設けても良い。図６（ａ）を参照すると、ライナー部分２４６は尾筒１２の側壁から立ち上がる側壁部分２４６ａと、尾筒１２の側壁に略平行な周側壁部分２４６ｂとの間に横ベロー部２４６ｃを有している。横ベロー部２４６ｃによりライナー部分２４６は主として側壁部分２４６ａと周側壁部分２４６ｂの間で矢印ａで示す尾筒１２の側壁に平行な方向に変形自在となる。
【００１６】
図６（ｂ）の実施形態では、ライナー部分３４６は、図６（ａ）の実施形態とは異なり、尾筒１２の側壁から立ち上がる側壁部分３４６ａと、尾筒１２の側壁に略平行な周側壁部分３４６ｂとの間ではなく、周側壁部分３５６ｂの中内部分に横ベロー部３４６ｃを有している。横ベロー部３４６ｃにより、ライナー部分３４６は矢印ａで示す尾筒１２の側壁に平行な方向に変形自在となる。
【００１７】
図６（ｃ）の実施形態では、ライナー部分４４６は尾筒１２の側壁から立ち上がる側壁部分４４６ａと、尾筒１２の側壁に略平行な周側壁部分４４６ｂとの間に縦ベロー部４４６ｃを有している。縦ベロー部４４６ｃによりライナー部分４４６は主として側壁部分４４６ａと周側壁部分４４６ｂの間で矢印ｒで示す尾筒１２の側壁に垂直な方向に変形自在となる。
【００１８】
更に、図７に示す実施形態では、ライナー部分５４６は尾筒１２の側壁から立ち上がる側壁部分５４６ａの先端が外方に屈曲した係合部５４６ｂが形成されており、尾筒１２の外表面に断面Ｚ字状の係止部材１３が固定されている。係合部５４６ｂを係止部材１３に係合させることにより、ライナー部分５４６は尾筒１２に対して相対移動可能に尾筒１２の外表面に取り付けられる。このように、ライナー部分５４６を尾筒１２に対して移動できるように尾筒１２に取り付けることにより、両者間の温度差による熱応力の発生を防止または抑制可能となる。また、ライナー部分５４６、特に係合部５４６ｂと係止部材１３との間または係合部５４６ｂと尾筒１２との間にシール部材５４８を配設してもよい。シール部材５４８は、耐熱性のＯリング、Ｃリング、Ｅリング、ワイヤメッシュ、ブラシシール等により構成することができる。
【００１９】
【発明の効果】
本発明によれば、前記ガスタービン燃焼器の内側面近傍領域において前記予混合火炎の燃空比が低減されるので、燃焼器の断面燃焼負荷率が低くなり振動燃焼が抑制される。
【００２０】
また、本発明によれば、振動減衰孔を混合気が横断して流動する際その圧力が減少されて振動エネルギーが減衰し振動燃焼が抑制される。
また、複数のライナー部分を具備する音響ライナーは、温度差から生じる熱応力が低減され、ライナー部分がベローズ部を有していれば、変形自在となる。
また、ライナー部分は、係止部材と係合部との係合により、側壁外表面に対し相対移動可能となり、両者間の温度差による熱応力の発生を防止または抑制可能となる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の好ましい実施形態によるガスタービン燃焼器の断面図である。
【図２】 図１においてＡで示す部分の拡大断面図である。
【図３】 図２において矢視線IIIで示す方向に見たガスタービン燃焼器の尾筒の側面図であり、蒸気通路と振動減衰孔たる小孔の配置を示す図である。
【図４】 図１においてＡで示す部分の別の断面で破断した拡大断面図である。
【図５】 ガスタービン燃焼器の尾筒の軸に垂直な断面で破断した半断面図であり、音響ライナーを形成するライナー部分の構成を示す図である。
【図６】 ガスタービン燃焼器の尾筒の軸を含む断面で破断した部分断面図であり、ライナー部分の他の実施形態を示す図である。
【図７】 ガスタービン燃焼器の尾筒の軸を含む断面で破断した部分断面図であり、更に他の実施形態によるライナー部分の他の実施形態を示す図である。
【符号の説明】
１０ 燃焼器
１２ 尾筒
１２ａ 蒸気通路
１２ｂ 振動減衰孔としての小孔
１３ 係止部材
１４ パイロットノズル
１６ メインノズル
１８ 蒸気供給ヘッダ
２０ 蒸気回収ヘッダ
２２ 蒸気回収ヘッダ
２４ 音響ライナー
２４ａ 冷却空気孔としての小孔
２５ 音響バッファ室
２６ パイロット燃料供給管路
２８ メイン燃料供給管路
３０ 内筒
１２４ ライナー部分
２４６ ライナー部分
３４６ ライナー部分
４４６ ライナー部分
５４６ ライナー部分
１００ ガスタービン
１０２ ケーシング
１０４ ケーシング
１０６ 圧縮空気室
【発明の属する技術分野】
本発明はガスタービンの燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンの燃焼器（本明細書では、単にガスタービン燃焼器と記載する）では、従来から燃焼器の中心軸線に沿って拡散火炎から成るパイロット火炎を形成して、該パイロット火炎を取り巻くように、予混合火炎から成るメイン燃焼を行うようにしている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
従来技術によるガスタービン燃焼器では、予混合火炎はガスタービン燃焼器の軸方向または主流方向に比較的狭い距離で燃焼し短火炎となる、あるいは、壁面近傍で急激に燃焼することがある。このように、燃焼が狭い空間で生じると、燃焼により解放されるエネルギーの空間的な密度、すなわち、燃焼器の燃焼負荷率が高くなり、燃焼器の軸に垂直な断面内で、あるいは、燃焼器周方向に火炎が振動する振動燃焼が生じ易くなる。振動燃焼は、熱エネルギの一部が振動エネルギに変換されて生じる自励振動であり、燃焼器の燃焼負荷率が高くなると起振力が大きくなり、振動燃焼が発生し易くなる。
【０００４】
本発明は、こうした従来技術の問題を解決することを技術課題としており、ガスタービン燃焼器の振動燃焼を低減することを目的としている。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、ガスタービン燃焼器において、燃料と空気との予混合火炎を形成するメインノズルの下流の内側面に沿ってフィルム空気を供給して、前記内側面近傍領域において前記予混合火炎の燃空比を低減し、振動燃焼を抑制するようにしているので、ガスタービン燃焼器の内側面近傍領域において前記予混合火炎の燃空比が低減され、燃焼器の燃焼負荷率が低くなり振動燃焼が抑制される。
【０００６】
また、本発明によれば、ガスタービン燃焼器において、燃料と空気との予混合火炎を形成するメインノズルの下流の側壁に複数の小孔より成る振動減衰孔が形成され、前記側壁の前記振動減衰孔が形成されている領域の外表面に音響ライナーが取り付けられているので、振動減衰孔を混合気が横断して流動する際その圧力が減少されて振動エネルギーが減衰し振動燃焼が抑制される。
また、前記音響ライナーは、前記側壁の外表面に取り付けられた複数のライナー部分を具備しているので、ガスタービン燃焼器の尾筒と音響ライナーの温度差から生じる熱応力が低減される。
また、前記ライナー部分は、前記ガスタービン燃焼器の側壁との温度差による熱変形に基づく熱応力を低減するベローズ部を有していれば、変形自在となる。
また、前記側壁の外表面に係止部材が固定され、前記ライナー部分は前記係止部材に係合する係合部を有しており、前記係止部材と係合部とを係合させることにより前記ライナー部分が前記側壁外表面に取り付けられれば、前記側壁外表面に対しライナー部分は相対移動可能となり、両者間の温度差による熱応力の発生を防止または抑制可能となる。
【０００７】
【発明の実施の形態】
以下、添付図面を参照して本発明の好ましい実施形態を説明する。
本実施形態によるガスタービン１００は、図示しない圧縮機、該圧縮機に一軸で連結された膨張機、該圧縮機および膨張機を包囲するケーシング１０２、１０４、ケーシング１０２、１０４に固定された燃焼器１０を具備している。圧縮機により圧縮された空気は、ケーシング１０２、１０４が形成する圧縮空気室１０６から燃焼器１０へ供給される。
【０００８】
燃焼器１０は、筒状の尾筒１２と内筒３０とを有しており、内筒３０の中心にパイロットノズル１４が配設され、パイロットノズル１４の周囲に複数のメインノズル１６が配設されている。パイロット燃料供給管路２６からパイロット燃料、例えば天然ガスがパイロットノズル１４へ供給され、パイロットノズル１４はこのパイロット燃料を尾筒１２内に噴出して拡散火炎を形成する。メイン燃料供給管路２８からメイン燃料、例えば天然ガスが供給され、このメイン燃料はメインノズル１６の上流側の空間において圧縮空気室１０６からの空気と混合され、この混合気はメインノズル１６から尾筒１２内に噴出し、予混合火炎が形成される。
【０００９】
特に、図２を参照すると、本発明の１つの実施形態において、内筒３０は、尾筒１２の内径よりも小さな外径を有しており、内筒３０と尾筒１２との間には間隙ｄが形成されると共に、その先端部において軸方向に所定の距離Ｌを以て尾筒１２内に突き出している。これにより、圧縮空気室１０６内の高圧の空気が間隙ｄを通過して、尾筒１２の内側面に沿って尾筒１２内にフィルム空気として流入する。このフィルム空気は尾筒１２の内側面に沿って流動する間に、メインノズル１６から噴出されるメイン燃料と空気との混合気または予混合火炎に混合される。従って、予混合火炎の燃空比が尾筒１２の内側面近傍領域において低下し、尾筒１２の内側面近傍領域での急激な燃焼が抑制される。これにより、振動燃焼の原因となる振動エネルギが減少して振動燃焼が抑制される。
【００１０】
また、好ましくは、尾筒１２には、軸方向に延設された複数の蒸気通路１２ａ（図２、３参照）が形成されており、蒸気供給ヘッダ１８を介してガスタービン１００の外部の蒸気源、例えば中圧蒸気タービンの抽気から供給される冷却蒸気により冷却される。蒸気通路１２ａを流通して尾筒１２を冷却した蒸気は、蒸気回収ヘッダ２０、２２を介して蒸気回収装置、例えば低圧蒸気タービンに供給される。
【００１１】
好ましくは、尾筒１２の基端部近傍の外表面を包囲するように音響ライナー２４を取り付け、音響ライナー２４と尾筒１２の外表面の間に音響バッファ室２５を形成すると共に、尾筒１２の内部空間から音響バッファ室２５へ、尾筒１２の側壁を半径方向に貫通して振動減衰孔としての複数の小孔１２ｂを形成する。特に図３を参照すると、本実施形態では、４本の蒸気通路１２ａを一群として蒸気通路１２ａの各群の間に小孔１２ｂが軸方向に蒸気通路１２ａに平行に配列されている。これにより、尾筒１２の基端部近傍に振動燃焼、特に尾筒１２の軸に垂直な断面内の振動、若しくは、半径方向または周方向の振動が発生したときに、尾筒１２内部の基端部近傍領域の混合気または燃焼ガスが小孔１２ｂを横断して流動する際その圧力が減少して振動エネルギーが減衰し振動燃焼が抑制される。
【００１２】
本発明の好ましい実施形態を説明したが本発明がこれに限定されず種々の変形と修正が可能であることは当業者の当然とするところである。
例えば、既述の実施形態では、燃料として気体燃料である天然ガスを例示したが、本発明はこれに限定されず、燃料は軽油やＡ重油相当の液体燃料であっても良い。
【００１３】
また、音響ライナー２４に冷却空気孔としての複数の小孔２４ａを形成して、圧縮空気室１０６から音響バッファ室２５内へ空気を流入させるようにすることができる。これにより、小孔１２ｂの各列内において隣接する小孔１２ｂの間の尾筒１２の側壁部分が効果的に冷却可能となる。好ましくは、音響ライナー２４の小孔２４ａは、尾筒１２の小孔１２ｂの各列に一致するように配列すると共に、音響ライナー２４の各列の小孔２４ａは、尾筒１２の対応する各列の隣接する小孔１２ｂの中間に位置するように、小孔２４ａを小孔１２ｂに対して軸方向にオフセットして配置する。音響ライナー２４の小孔２４ａをこのように配置することにより、音響ライナー２４の小孔２４ａから音響バッファ室２５内に噴出した空気は、尾筒１２に対して衝突噴流として流動し尾筒１２の隣接する小孔１２ｂの側壁部分を効果的に冷却する。
【００１４】
また、既述の実施形態では、音響ライナー２４は尾筒１２の基端部近傍の外表面を包囲するように形成されていると説明したが、音響ライナー２４は一体物にて形成する必要はない。音響ライナー２４は、図５に示すように、複数のライナー部分１２４を尾筒１２の外表面を包囲するように配設することにより形成してもよい。このように音響ライナー２４を複数のライナー部分１２４から形成することにより、尾筒１２と音響ライナー２４の間の温度差から生じる熱応力が低減される。
【００１５】
更に、ライナー部分には熱応力を低減するためにベロー部を設けても良い。図６（ａ）を参照すると、ライナー部分２４６は尾筒１２の側壁から立ち上がる側壁部分２４６ａと、尾筒１２の側壁に略平行な周側壁部分２４６ｂとの間に横ベロー部２４６ｃを有している。横ベロー部２４６ｃによりライナー部分２４６は主として側壁部分２４６ａと周側壁部分２４６ｂの間で矢印ａで示す尾筒１２の側壁に平行な方向に変形自在となる。
【００１６】
図６（ｂ）の実施形態では、ライナー部分３４６は、図６（ａ）の実施形態とは異なり、尾筒１２の側壁から立ち上がる側壁部分３４６ａと、尾筒１２の側壁に略平行な周側壁部分３４６ｂとの間ではなく、周側壁部分３５６ｂの中内部分に横ベロー部３４６ｃを有している。横ベロー部３４６ｃにより、ライナー部分３４６は矢印ａで示す尾筒１２の側壁に平行な方向に変形自在となる。
【００１７】
図６（ｃ）の実施形態では、ライナー部分４４６は尾筒１２の側壁から立ち上がる側壁部分４４６ａと、尾筒１２の側壁に略平行な周側壁部分４４６ｂとの間に縦ベロー部４４６ｃを有している。縦ベロー部４４６ｃによりライナー部分４４６は主として側壁部分４４６ａと周側壁部分４４６ｂの間で矢印ｒで示す尾筒１２の側壁に垂直な方向に変形自在となる。
【００１８】
更に、図７に示す実施形態では、ライナー部分５４６は尾筒１２の側壁から立ち上がる側壁部分５４６ａの先端が外方に屈曲した係合部５４６ｂが形成されており、尾筒１２の外表面に断面Ｚ字状の係止部材１３が固定されている。係合部５４６ｂを係止部材１３に係合させることにより、ライナー部分５４６は尾筒１２に対して相対移動可能に尾筒１２の外表面に取り付けられる。このように、ライナー部分５４６を尾筒１２に対して移動できるように尾筒１２に取り付けることにより、両者間の温度差による熱応力の発生を防止または抑制可能となる。また、ライナー部分５４６、特に係合部５４６ｂと係止部材１３との間または係合部５４６ｂと尾筒１２との間にシール部材５４８を配設してもよい。シール部材５４８は、耐熱性のＯリング、Ｃリング、Ｅリング、ワイヤメッシュ、ブラシシール等により構成することができる。
【００１９】
【発明の効果】
本発明によれば、前記ガスタービン燃焼器の内側面近傍領域において前記予混合火炎の燃空比が低減されるので、燃焼器の断面燃焼負荷率が低くなり振動燃焼が抑制される。
【００２０】
また、本発明によれば、振動減衰孔を混合気が横断して流動する際その圧力が減少されて振動エネルギーが減衰し振動燃焼が抑制される。
また、複数のライナー部分を具備する音響ライナーは、温度差から生じる熱応力が低減され、ライナー部分がベローズ部を有していれば、変形自在となる。
また、ライナー部分は、係止部材と係合部との係合により、側壁外表面に対し相対移動可能となり、両者間の温度差による熱応力の発生を防止または抑制可能となる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の好ましい実施形態によるガスタービン燃焼器の断面図である。
【図２】 図１においてＡで示す部分の拡大断面図である。
【図３】 図２において矢視線IIIで示す方向に見たガスタービン燃焼器の尾筒の側面図であり、蒸気通路と振動減衰孔たる小孔の配置を示す図である。
【図４】 図１においてＡで示す部分の別の断面で破断した拡大断面図である。
【図５】 ガスタービン燃焼器の尾筒の軸に垂直な断面で破断した半断面図であり、音響ライナーを形成するライナー部分の構成を示す図である。
【図６】 ガスタービン燃焼器の尾筒の軸を含む断面で破断した部分断面図であり、ライナー部分の他の実施形態を示す図である。
【図７】 ガスタービン燃焼器の尾筒の軸を含む断面で破断した部分断面図であり、更に他の実施形態によるライナー部分の他の実施形態を示す図である。
【符号の説明】
１０ 燃焼器
１２ 尾筒
１２ａ 蒸気通路
１２ｂ 振動減衰孔としての小孔
１３ 係止部材
１４ パイロットノズル
１６ メインノズル
１８ 蒸気供給ヘッダ
２０ 蒸気回収ヘッダ
２２ 蒸気回収ヘッダ
２４ 音響ライナー
２４ａ 冷却空気孔としての小孔
２５ 音響バッファ室
２６ パイロット燃料供給管路
２８ メイン燃料供給管路
３０ 内筒
１２４ ライナー部分
２４６ ライナー部分
３４６ ライナー部分
４４６ ライナー部分
５４６ ライナー部分
１００ ガスタービン
１０２ ケーシング
１０４ ケーシング
１０６ 圧縮空気室
Claims (15)
- ガスタービン燃焼器において、燃料と空気との予混合火炎を形成するメインノズルの下流の内側面に沿ってフィルム空気を供給して、前記内側面近傍領域において前記予混合火炎の燃空比を低減し、振動燃焼を抑制すると共に、前記ガスタービン燃焼器は、前記メインノズルの下流の側壁に複数の小孔より成る振動減衰孔が形成され、前記側壁の前記振動減衰孔が形成されている領域の外表面に音響ライナーが取り付けられ、前記音響ライナーは、前記側壁の外表面に取り付けられた複数のライナー部分を具備し、前記ライナー部分は、前記ガスタービン燃焼器の側壁との温度差による熱変形に基づく熱応力を低減するベローズ部を有しているガスタービン燃焼器。
- ガスタービン燃焼器において、燃料と空気との予混合火炎を形成するメインノズルの下流の内側面に沿ってフィルム空気を供給して、前記内側面近傍領域において前記予混合火炎の燃空比を低減し、振動燃焼を抑制すると共に、前記ガスタービン燃焼器は、前記メインノズルの下流の側壁に複数の小孔より成る振動減衰孔が形成され、前記側壁の前記振動減衰孔が形成されている領域の外表面に音響ライナーが取り付けられ、前記音響ライナーは、前記側壁の外表面に取り付けられた複数のライナー部分を具備し、前記側壁の外表面に係止部材が固定され、前記ライナー部分は前記係止部材に係合する係合部を有しており、前記係止部材と係合部とを係合させることにより前記ライナー部分が前記側壁外表面に取り付けられるガスタービン燃焼器。
- 前記側壁の外表面に係止部材が固定され、前記ライナー部分は前記係止部材に係合する係合部を有しており、前記係止部材と係合部とを係合させることにより前記ライナー部分が前記側壁外表面に取り付けられる請求項１に記載のガスタービン燃焼器。
- 前記係止部材と前記係合部との間または前記係合部と前記側壁との間にシール部材が配設されている請求項２または３に記載のガスタービン燃焼器。
- 前記側壁には冷却蒸気を流通させる蒸気通路が形成されており、前記振動減衰孔の小孔が前記蒸気通路と平行に列状に配設されている請求項１から４の何れか１項に記載のガスタービン燃焼器。
- 前記音響ライナーは、前記側壁の外表面に対面する周側面に振動減衰孔の小孔の各列に対応させた列状に配設された複数の小孔より成る冷却空気孔が形成されている請求項５に記載のガスタービン燃焼器。
- 冷却空気孔を形成する複数の小孔の各々は、前記振動減衰孔を形成する複数の小孔の各間の側壁部分に対面するように配置されている請求項６に記載のガスタービン燃焼器。
- ガスタービン燃焼器において、燃料と空気との予混合火炎を形成するメインノズルの下流の側壁に複数の小孔より成る振動減衰孔が形成され、前記側壁の前記振動減衰孔が形成されている領域の外表面に音響ライナーが取り付けられ、前記音響ライナーは、前記側壁の外表面に取り付けられた複数のライナー部分を具備し、前記ライナー部分は、前記ガスタービン燃焼器の側壁との温度差による熱変形に基づく熱応力を低減するベローズ部を有しているガスタービン燃焼器。
- ガスタービン燃焼器において、燃料と空気との予混合火炎を形成するメインノズルの下流の側壁に複数の小孔より成る振動減衰孔が形成され、前記側壁の前記振動減衰孔が形成されている領域の外表面に音響ライナーが取り付けられ、前記音響ライナーは、前記側壁の外表面に取り付けられた複数のライナー部分を具備し、前記側壁の外表面に係止部材が固定され、前記ライナー部分は前記係止部材に係合する係合部を有しており、前記係止部材と係合部とを係合させることにより前記ライナー部分が前記側壁外表面に取り付けられるガスタービン燃焼器。
- 前記側壁の外表面に係止部材が固定され、前記ライナー部分は前記係止部材に係合する係合部を有しており、前記係止部材と係合部とを係合させることにより前記ライナー部分が前記側壁外表面に取り付けられる請求項８に記載のガスタービン燃焼器。
- 前記係止部材と前記係合部との間または前記係合部と前記側壁との間にシール部材が配設されている請求項９または１０に記載のガスタービン燃焼器。
- 前記側壁には冷却蒸気を流通させる蒸気通路が形成されており、前記振動減衰孔の小孔が前記蒸気通路と平行に列状に配設されている請求項８から１１の何れか１項に記載のガスタービン燃焼器。
- 前記音響ライナーは、前記側壁の外表面に対面する周側面に振動減衰孔の小孔の各列に対応させた列状に配設された複数の小孔より成る冷却空気孔が形成されている請求項１２に記載のガスタービン燃焼器。
- 冷却空気孔を形成する複数の小孔の各々は、前記振動減衰孔を形成する複数の小孔の各間の側壁部分に対面するように配置されている請求項１３に記載のガスタービン燃焼器。
- 請求項１から１４の何れか１項に記載のガスタービン燃焼器を具備するガスタービン。
Priority Applications (6)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001121498A JP3962554B2 (ja) | 2001-04-19 | 2001-04-19 | ガスタービン燃焼器及びガスタービン |
| CA002381603A CA2381603A1 (en) | 2001-04-19 | 2002-04-12 | A gas turbine combustor |
| EP02008510.6A EP1251313B1 (en) | 2001-04-19 | 2002-04-15 | A gas turbine combustor |
| US10/124,413 US6837050B2 (en) | 2001-04-19 | 2002-04-18 | Gas turbine combustor |
| ARP020101430A AR033236A1 (es) | 2001-04-19 | 2002-04-18 | Quemador de dos etapas de turbina de gas |
| US10/671,472 US6837051B2 (en) | 2001-04-19 | 2003-09-29 | Gas turbine combustor |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001121498A JP3962554B2 (ja) | 2001-04-19 | 2001-04-19 | ガスタービン燃焼器及びガスタービン |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2002317933A JP2002317933A (ja) | 2002-10-31 |
| JP3962554B2 true JP3962554B2 (ja) | 2007-08-22 |
Family
ID=18971357
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2001121498A Expired - Lifetime JP3962554B2 (ja) | 2001-04-19 | 2001-04-19 | ガスタービン燃焼器及びガスタービン |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (2) | US6837050B2 (ja) |
| EP (1) | EP1251313B1 (ja) |
| JP (1) | JP3962554B2 (ja) |
| AR (1) | AR033236A1 (ja) |
| CA (1) | CA2381603A1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9933162B2 (en) | 2013-02-01 | 2018-04-03 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Combustor and gas turbine |
Families Citing this family (89)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6530221B1 (en) * | 2000-09-21 | 2003-03-11 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Modular resonators for suppressing combustion instabilities in gas turbine power plants |
| JP3986348B2 (ja) * | 2001-06-29 | 2007-10-03 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器の燃料供給ノズルおよびガスタービン燃焼器並びにガスタービン |
| JP3831638B2 (ja) * | 2001-08-09 | 2006-10-11 | 三菱重工業株式会社 | 板状体接合方法、接合体、ガスタービン燃焼器用の尾筒、及び、ガスタービン燃焼器 |
| DE50212871D1 (de) * | 2001-09-07 | 2008-11-20 | Alstom Technology Ltd | Dämpfungsanordnung zur reduzierung von brennkammerpulsationen in einer gasturbinenanlage |
| US7117675B2 (en) * | 2002-12-03 | 2006-10-10 | General Electric Company | Cooling of liquid fuel components to eliminate coking |
| US6964170B2 (en) * | 2003-04-28 | 2005-11-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Noise reducing combustor |
| US7043921B2 (en) * | 2003-08-26 | 2006-05-16 | Honeywell International, Inc. | Tube cooled combustor |
| US7104068B2 (en) * | 2003-08-28 | 2006-09-12 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine component with enhanced stagnation prevention and corner heat distribution |
| JP2005076982A (ja) * | 2003-08-29 | 2005-03-24 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン燃焼器 |
| DE10341515A1 (de) * | 2003-09-04 | 2005-03-31 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Anordnung zur Kühlung hoch wärmebelasteter Bauteile |
| JP2005171795A (ja) * | 2003-12-09 | 2005-06-30 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン燃焼装置 |
| US7093444B2 (en) * | 2003-12-20 | 2006-08-22 | Yeungnam Educational Foundation | Simultaneous combustion with premixed and non-premixed fuels and fuel injector for such combustion |
| KR100436601B1 (ko) * | 2003-12-20 | 2004-06-18 | 학교법인 영남학원 | 저 질소산화물 배출 및 고부하 연소용 예혼합 연료분출장치 |
| DE102004018725B4 (de) * | 2004-04-17 | 2015-02-12 | Astrium Gmbh | Dämpfung von Schwingungen einer Brennkammer durch Resonatoren |
| US7464554B2 (en) * | 2004-09-09 | 2008-12-16 | United Technologies Corporation | Gas turbine combustor heat shield panel or exhaust panel including a cooling device |
| US7219498B2 (en) * | 2004-09-10 | 2007-05-22 | Honeywell International, Inc. | Waffled impingement effusion method |
| US7574865B2 (en) * | 2004-11-18 | 2009-08-18 | Siemens Energy, Inc. | Combustor flow sleeve with optimized cooling and airflow distribution |
| GB0425794D0 (en) * | 2004-11-24 | 2004-12-22 | Rolls Royce Plc | Acoustic damper |
| US7461719B2 (en) * | 2005-11-10 | 2008-12-09 | Siemens Energy, Inc. | Resonator performance by local reduction of component thickness |
| US7413053B2 (en) * | 2006-01-25 | 2008-08-19 | Siemens Power Generation, Inc. | Acoustic resonator with impingement cooling tubes |
| US8109098B2 (en) * | 2006-05-04 | 2012-02-07 | Siemens Energy, Inc. | Combustor liner for gas turbine engine |
| US7628020B2 (en) * | 2006-05-26 | 2009-12-08 | Pratt & Whitney Canada Cororation | Combustor with improved swirl |
| US7856830B2 (en) * | 2006-05-26 | 2010-12-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Noise reducing combustor |
| DE102006026969A1 (de) * | 2006-06-09 | 2007-12-13 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenbrennkammerwand für eine mager-brennende Gasturbinenbrennkammer |
| US7802431B2 (en) | 2006-07-27 | 2010-09-28 | Siemens Energy, Inc. | Combustor liner with reverse flow for gas turbine engine |
| US7788926B2 (en) * | 2006-08-18 | 2010-09-07 | Siemens Energy, Inc. | Resonator device at junction of combustor and combustion chamber |
| US7886517B2 (en) * | 2007-05-09 | 2011-02-15 | Siemens Energy, Inc. | Impingement jets coupled to cooling channels for transition cooling |
| US8146364B2 (en) * | 2007-09-14 | 2012-04-03 | Siemens Energy, Inc. | Non-rectangular resonator devices providing enhanced liner cooling for combustion chamber |
| JP4823186B2 (ja) * | 2007-09-25 | 2011-11-24 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器 |
| US7578369B2 (en) * | 2007-09-25 | 2009-08-25 | Hamilton Sundstrand Corporation | Mixed-flow exhaust silencer assembly |
| JP4969384B2 (ja) * | 2007-09-25 | 2012-07-04 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器の冷却構造 |
| US8061141B2 (en) * | 2007-09-27 | 2011-11-22 | Siemens Energy, Inc. | Combustor assembly including one or more resonator assemblies and process for forming same |
| US8028512B2 (en) | 2007-11-28 | 2011-10-04 | Solar Turbines Inc. | Active combustion control for a turbine engine |
| GB0820598D0 (en) * | 2008-11-11 | 2008-12-17 | Rolls Royce Plc | A noise reduction device |
| US8413443B2 (en) * | 2009-12-15 | 2013-04-09 | Siemens Energy, Inc. | Flow control through a resonator system of gas turbine combustor |
| US8322140B2 (en) * | 2010-01-04 | 2012-12-04 | General Electric Company | Fuel system acoustic feature to mitigate combustion dynamics for multi-nozzle dry low NOx combustion system and method |
| EP2362147B1 (en) * | 2010-02-22 | 2012-12-26 | Alstom Technology Ltd | Combustion device for a gas turbine |
| US9546558B2 (en) * | 2010-07-08 | 2017-01-17 | Siemens Energy, Inc. | Damping resonator with impingement cooling |
| US8647053B2 (en) | 2010-08-09 | 2014-02-11 | Siemens Energy, Inc. | Cooling arrangement for a turbine component |
| US8973365B2 (en) | 2010-10-29 | 2015-03-10 | Solar Turbines Incorporated | Gas turbine combustor with mounting for Helmholtz resonators |
| US9958093B2 (en) | 2010-12-08 | 2018-05-01 | Parker-Hannifin Corporation | Flexible hose assembly with multiple flow passages |
| US9194297B2 (en) | 2010-12-08 | 2015-11-24 | Parker-Hannifin Corporation | Multiple circuit fuel manifold |
| US8720204B2 (en) | 2011-02-09 | 2014-05-13 | Siemens Energy, Inc. | Resonator system with enhanced combustor liner cooling |
| EP2500648B1 (de) * | 2011-03-15 | 2013-09-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbinenbrennkammer |
| US8667682B2 (en) | 2011-04-27 | 2014-03-11 | Siemens Energy, Inc. | Method of fabricating a nearwall nozzle impingement cooled component for an internal combustion engine |
| JP5804808B2 (ja) | 2011-07-07 | 2015-11-04 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン燃焼器及びその燃焼振動減衰方法 |
| EP2732215A2 (de) * | 2011-09-01 | 2014-05-21 | Siemens Aktiengesellschaft | Brennkammer für eine gasturbinenanlage |
| DE102011081962A1 (de) * | 2011-09-01 | 2013-03-07 | Siemens Aktiengesellschaft | Brennkammer für eine Gasturbinenanlage |
| US9395082B2 (en) | 2011-09-23 | 2016-07-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustor resonator section with an internal thermal barrier coating and method of fabricating the same |
| US20130081397A1 (en) * | 2011-10-04 | 2013-04-04 | Brandon Taylor Overby | Forward casing with a circumferential sloped surface and a combustor assembly including same |
| US9163839B2 (en) * | 2012-03-19 | 2015-10-20 | General Electric Company | Micromixer combustion head end assembly |
| DE102012213637A1 (de) * | 2012-08-02 | 2014-02-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Brennkammerkühlung |
| US9677766B2 (en) * | 2012-11-28 | 2017-06-13 | General Electric Company | Fuel nozzle for use in a turbine engine and method of assembly |
| US9151503B2 (en) * | 2013-01-04 | 2015-10-06 | General Electric Company | Coaxial fuel supply for a micromixer |
| US9772054B2 (en) | 2013-03-15 | 2017-09-26 | Parker-Hannifin Corporation | Concentric flexible hose assembly |
| US9410484B2 (en) * | 2013-07-19 | 2016-08-09 | Siemens Aktiengesellschaft | Cooling chamber for upstream weld of damping resonator on turbine component |
| EP2860451A1 (en) * | 2013-10-11 | 2015-04-15 | Alstom Technology Ltd | Combustion chamber of a gas turbine with improved acoustic damping |
| US10197285B2 (en) * | 2013-12-06 | 2019-02-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine wall assembly interface |
| JP6229232B2 (ja) | 2014-03-31 | 2017-11-15 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 燃焼器、これを備えるガスタービン、及び燃焼器の補修方法 |
| CN107076416B (zh) * | 2014-08-26 | 2020-05-19 | 西门子能源公司 | 用于燃气涡轮发动机中的声共振器的薄膜冷却孔装置 |
| EP3194850B1 (en) * | 2014-09-09 | 2019-12-11 | Siemens Aktiengesellschaft | Acoustic damping system for a combustor of a gas turbine engine |
| US10101032B2 (en) | 2015-04-01 | 2018-10-16 | General Electric Company | Micromixer system for a turbine system and an associated method thereof |
| US20170138595A1 (en) * | 2015-11-18 | 2017-05-18 | General Electric Company | Combustor Wall Channel Cooling System |
| EP3465008B1 (en) * | 2016-07-25 | 2021-08-25 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Resonator rings for a gas turbine engine |
| US10393382B2 (en) | 2016-11-04 | 2019-08-27 | General Electric Company | Multi-point injection mini mixing fuel nozzle assembly |
| US10295190B2 (en) | 2016-11-04 | 2019-05-21 | General Electric Company | Centerbody injector mini mixer fuel nozzle assembly |
| US10465909B2 (en) | 2016-11-04 | 2019-11-05 | General Electric Company | Mini mixing fuel nozzle assembly with mixing sleeve |
| US10352569B2 (en) | 2016-11-04 | 2019-07-16 | General Electric Company | Multi-point centerbody injector mini mixing fuel nozzle assembly |
| US10724740B2 (en) | 2016-11-04 | 2020-07-28 | General Electric Company | Fuel nozzle assembly with impingement purge |
| US10634353B2 (en) | 2017-01-12 | 2020-04-28 | General Electric Company | Fuel nozzle assembly with micro channel cooling |
| US10612464B2 (en) | 2017-03-07 | 2020-04-07 | United Technologies Corporation | Flutter inhibiting intake for gas turbine propulsion system |
| US10619566B2 (en) | 2017-03-07 | 2020-04-14 | United Technologies Corporation | Flutter damper for a turbofan engine |
| US10941708B2 (en) * | 2017-03-07 | 2021-03-09 | Raytheon Technologies Corporation | Acoustically damped gas turbine engine |
| US20190203940A1 (en) * | 2018-01-03 | 2019-07-04 | General Electric Company | Combustor Assembly for a Turbine Engine |
| US10890329B2 (en) | 2018-03-01 | 2021-01-12 | General Electric Company | Fuel injector assembly for gas turbine engine |
| US10935245B2 (en) | 2018-11-20 | 2021-03-02 | General Electric Company | Annular concentric fuel nozzle assembly with annular depression and radial inlet ports |
| US11073114B2 (en) | 2018-12-12 | 2021-07-27 | General Electric Company | Fuel injector assembly for a heat engine |
| US11286884B2 (en) | 2018-12-12 | 2022-03-29 | General Electric Company | Combustion section and fuel injector assembly for a heat engine |
| US11156360B2 (en) | 2019-02-18 | 2021-10-26 | General Electric Company | Fuel nozzle assembly |
| JP7289752B2 (ja) | 2019-08-01 | 2023-06-12 | 三菱重工業株式会社 | 音響減衰器、筒アッセンブリ、燃焼器、ガスタービン及び筒アッセンブリの製造方法 |
| US11994293B2 (en) | 2020-08-31 | 2024-05-28 | General Electric Company | Impingement cooling apparatus support structure and method of manufacture |
| US11460191B2 (en) | 2020-08-31 | 2022-10-04 | General Electric Company | Cooling insert for a turbomachine |
| US11614233B2 (en) | 2020-08-31 | 2023-03-28 | General Electric Company | Impingement panel support structure and method of manufacture |
| US11371702B2 (en) | 2020-08-31 | 2022-06-28 | General Electric Company | Impingement panel for a turbomachine |
| US11994292B2 (en) | 2020-08-31 | 2024-05-28 | General Electric Company | Impingement cooling apparatus for turbomachine |
| US11255545B1 (en) | 2020-10-26 | 2022-02-22 | General Electric Company | Integrated combustion nozzle having a unified head end |
| US12215866B2 (en) | 2022-02-18 | 2025-02-04 | General Electric Company | Combustor for a turbine engine having a fuel-air mixer including a set of mixing passages |
| US11767766B1 (en) | 2022-07-29 | 2023-09-26 | General Electric Company | Turbomachine airfoil having impingement cooling passages |
| US12092023B1 (en) * | 2023-03-14 | 2024-09-17 | Rtx Corporation | Steam cooling turbine engine combustor wall |
Family Cites Families (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CH284190A (de) * | 1950-09-04 | 1952-07-15 | Bbc Brown Boveri & Cie | Metallene Brennkammer zur Erzeugung heisser Gase, insbesondere Treibgase für Gasturbinenanlagen. |
| US4292801A (en) * | 1979-07-11 | 1981-10-06 | General Electric Company | Dual stage-dual mode low nox combustor |
| US4389848A (en) * | 1981-01-12 | 1983-06-28 | United Technologies Corporation | Burner construction for gas turbines |
| DE3663847D1 (en) | 1985-06-07 | 1989-07-13 | Ruston Gas Turbines Ltd | Combustor for gas turbine engine |
| US4984429A (en) * | 1986-11-25 | 1991-01-15 | General Electric Company | Impingement cooled liner for dry low NOx venturi combustor |
| EP0597138B1 (de) * | 1992-11-09 | 1997-07-16 | Asea Brown Boveri AG | Gasturbinen-Brennkammer |
| US5454221A (en) * | 1994-03-14 | 1995-10-03 | General Electric Company | Dilution flow sleeve for reducing emissions in a gas turbine combustor |
| CH692095A5 (de) * | 1995-03-23 | 2002-01-31 | Vaillant Gmbh | Brennstoffbeheiztes Heizgerät. |
| US5685157A (en) * | 1995-05-26 | 1997-11-11 | General Electric Company | Acoustic damper for a gas turbine engine combustor |
| GB2309296B (en) * | 1995-10-11 | 2000-02-09 | Europ Gas Turbines Ltd | Gas turbine engine combuster |
| ATE232287T1 (de) * | 1997-07-15 | 2003-02-15 | Alstom Switzerland Ltd | Schwingungsdämpfende brennkammerwandstruktur |
| JPH1183017A (ja) * | 1997-09-08 | 1999-03-26 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン用燃焼器 |
| US6082111A (en) * | 1998-06-11 | 2000-07-04 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Annular premix section for dry low-NOx combustors |
| JP3930252B2 (ja) * | 2000-01-07 | 2007-06-13 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器 |
| US6530221B1 (en) * | 2000-09-21 | 2003-03-11 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Modular resonators for suppressing combustion instabilities in gas turbine power plants |
| JP3676228B2 (ja) * | 2000-12-06 | 2005-07-27 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器およびガスタービン並びにジェットエンジン |
| DE60135436D1 (de) * | 2001-01-09 | 2008-10-02 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gasturbinenbrennkammer |
-
2001
- 2001-04-19 JP JP2001121498A patent/JP3962554B2/ja not_active Expired - Lifetime
-
2002
- 2002-04-12 CA CA002381603A patent/CA2381603A1/en not_active Abandoned
- 2002-04-15 EP EP02008510.6A patent/EP1251313B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-04-18 US US10/124,413 patent/US6837050B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-04-18 AR ARP020101430A patent/AR033236A1/es not_active Application Discontinuation
-
2003
- 2003-09-29 US US10/671,472 patent/US6837051B2/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9933162B2 (en) | 2013-02-01 | 2018-04-03 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Combustor and gas turbine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2381603A1 (en) | 2002-10-19 |
| EP1251313A2 (en) | 2002-10-23 |
| EP1251313B1 (en) | 2013-12-11 |
| JP2002317933A (ja) | 2002-10-31 |
| US6837051B2 (en) | 2005-01-04 |
| EP1251313A3 (en) | 2002-11-20 |
| US20040060295A1 (en) | 2004-04-01 |
| AR033236A1 (es) | 2003-12-10 |
| US6837050B2 (en) | 2005-01-04 |
| US20020152751A1 (en) | 2002-10-24 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP3962554B2 (ja) | ガスタービン燃焼器及びガスタービン | |
| US6732528B2 (en) | Gas turbine combustor | |
| US7032386B2 (en) | Gas turbine combustor | |
| JP4818895B2 (ja) | 燃料混合気の噴射装置と、このような装置を備えた燃焼室およびタービンエンジン | |
| JP2011064200A (ja) | インピンジメント冷却式クロスファイア管組立体 | |
| JP2011163752A (ja) | 燃焼器のヘッド端部に高圧空気を供給するシステム及び方法 | |
| US10145561B2 (en) | Fuel nozzle assembly with resonator | |
| JP2006220410A (ja) | ターボ機械燃焼室のためのシュラウド | |
| JP2009156542A (ja) | ガスタービンの燃焼器 | |
| US11536455B2 (en) | Combustor component, combustor, gas turbine, and manufacturing method for combustor component | |
| JP2004093125A (ja) | ガスタービンエンジンを作動させるための方法及び装置 | |
| US7827777B2 (en) | Combustor with reduced carbon monoxide emissions | |
| JP5537895B2 (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
| US6705088B2 (en) | Advanced crossfire tube cooling scheme for gas turbine combustors | |
| JP6239938B2 (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
| JP2012097641A (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
| US20250060104A1 (en) | Combustor panel and gas turbine combustor including same | |
| JPH1114056A (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
| JP2015090073A (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
| US20230064335A1 (en) | Cooling for continuous ignition devices | |
| EP4459188A1 (en) | Combustor panel, and gas turbine combustor comprising same | |
| JP2024091024A (ja) | ガスタービンの燃焼器 | |
| JP2022125942A (ja) | ガスタービンエンジンの燃焼器 | |
| CN115812135A (zh) | 用于飞行器涡轮机的环形燃烧室 | |
| JP2000346362A (ja) | ガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の燃焼方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| RD03 | Notification of appointment of power of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7423 Effective date: 20060217 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20060314 |
|
| A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20060330 |
|
| RD04 | Notification of resignation of power of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7424 Effective date: 20060315 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20061226 |
|
| A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20070129 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20070501 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20070521 |
|
| R151 | Written notification of patent or utility model registration |
Ref document number: 3962554 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R151 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110525 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120525 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130525 Year of fee payment: 6 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140525 Year of fee payment: 7 |
|
| S111 | Request for change of ownership or part of ownership |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313111 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| EXPY | Cancellation because of completion of term |