[go: up one dir, main page]

RU2013121277A - Система охлаждения для турбоустановки, камера сгорания и способ охлаждения жаровой трубы - Google Patents

Система охлаждения для турбоустановки, камера сгорания и способ охлаждения жаровой трубы Download PDF

Info

Publication number
RU2013121277A
RU2013121277A RU2013121277/06A RU2013121277A RU2013121277A RU 2013121277 A RU2013121277 A RU 2013121277A RU 2013121277/06 A RU2013121277/06 A RU 2013121277/06A RU 2013121277 A RU2013121277 A RU 2013121277A RU 2013121277 A RU2013121277 A RU 2013121277A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
tube
plate
combustion chamber
cold side
gap
Prior art date
Application number
RU2013121277/06A
Other languages
English (en)
Inventor
Кришна Кант АГАРВАЛ
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
Publication of RU2013121277A publication Critical patent/RU2013121277A/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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

Landscapes

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

Abstract

1. Система (50) охлаждения для турбоустановки (10), содержащая:жаровую трубу (60), определяющую температурную границу между горячей стороной (62) и холодной стороной (64), причем жаровая труба (60) имеет поверхность (66) горячей стороны и поверхность (68) холодной стороны и ограничивает отверстие (70), проходящее между поверхностью (66) горячей стороны и поверхностью (68) холодной стороны и ограничивающее периферийную кромку (72), ивставку (80), содержащую:трубку (90), проходящую через отверстие (70) и имеющую наружную поверхность (94), при этом наружная поверхность (94) трубки и периферийная кромка (72) ограничивают между собой в целом непрерывный периферийный зазор (98), ипластину (100), соединенную с трубкой (90) и расположенную на горячей стороне (62), причем пластина (100) проходит в наружном направлении от трубки (90), так что рабочая текучая среда (82), проходящая через зазор (98), перенаправляется пластиной (100) с образованием пленки вблизи поверхности (66) горячей стороны.2. Система (50) по п.1, в которой трубка (90) представляет собой цилиндрическую трубку (90), а пластина (100) проходит в целом в радиальном направлении в наружном направлении от наружной поверхности (94) трубки (90).3. Система (50) по п.1 или 2, в которой пластина (100) представляет собой первую пластину (100), причем система дополнительно содержит вторую пластину (102), присоединенную к трубке (90) и расположенную на холодной стороне (64), при этом вторая пластина (102) проходит в целом в наружном направлении от трубки (90), так что рабочая текучая среда (82) проходит между второй пластиной (102) и поверхностью (68) холодной стороны в зазор (98).4. Система (50) по п.3, дополнительно содержащая стойки (110), каждая из которых проходит

Claims (15)

1. Система (50) охлаждения для турбоустановки (10), содержащая:
жаровую трубу (60), определяющую температурную границу между горячей стороной (62) и холодной стороной (64), причем жаровая труба (60) имеет поверхность (66) горячей стороны и поверхность (68) холодной стороны и ограничивает отверстие (70), проходящее между поверхностью (66) горячей стороны и поверхностью (68) холодной стороны и ограничивающее периферийную кромку (72), и
вставку (80), содержащую:
трубку (90), проходящую через отверстие (70) и имеющую наружную поверхность (94), при этом наружная поверхность (94) трубки и периферийная кромка (72) ограничивают между собой в целом непрерывный периферийный зазор (98), и
пластину (100), соединенную с трубкой (90) и расположенную на горячей стороне (62), причем пластина (100) проходит в наружном направлении от трубки (90), так что рабочая текучая среда (82), проходящая через зазор (98), перенаправляется пластиной (100) с образованием пленки вблизи поверхности (66) горячей стороны.
2. Система (50) по п.1, в которой трубка (90) представляет собой цилиндрическую трубку (90), а пластина (100) проходит в целом в радиальном направлении в наружном направлении от наружной поверхности (94) трубки (90).
3. Система (50) по п.1 или 2, в которой пластина (100) представляет собой первую пластину (100), причем система дополнительно содержит вторую пластину (102), присоединенную к трубке (90) и расположенную на холодной стороне (64), при этом вторая пластина (102) проходит в целом в наружном направлении от трубки (90), так что рабочая текучая среда (82) проходит между второй пластиной (102) и поверхностью (68) холодной стороны в зазор (98).
4. Система (50) по п.3, дополнительно содержащая стойки (110), каждая из которых проходит между второй пластиной (102) и поверхностью (68) холодной стороны.
5. Система (50) по п.1, дополнительно содержащая ребра (120), которые расположены на холодной стороне (64) и каждое из которых соединяет трубку (90) и поверхность (68) холодной стороны.
6. Система (50) по п.1, дополнительно содержащая распорки (130), каждая из которых проходит через зазор (98) и ориентирует трубку (90) в отверстии (70).
7. Система (50) по п.6, в которой каждая из указанных распорок (130) присоединена к наружной поверхности (94) трубки (90).
8. Система (50) по п.6 или 7, в которой каждая из указанных распорок (130) присоединена к наружной поверхности (94) трубки (90) и к периферийной кромке (72) и ограничивает проходящее через нее отверстие (132).
9. Система (50) по п.1, в которой жаровая труба (60) представляет собой жаровую трубу (22) камеры сгорания, а ограниченное ею отверстие (70) представляет собой отверстие (42) для охлаждения камеры сгорания.
10. Камера (15) сгорания для турбоустановки (10), содержащая:
жаровую трубу (22), определяющую температурную границу между зоной (24) горения и проточным трактом (36), причем жаровая труба (60) имеет поверхность (66) горячей стороны и поверхность (68) холодной стороны и ограничивает отверстие (42) для охлаждения камеры сгорания, проходящее между поверхностью (66) горячей стороны и поверхностью (68) холодной стороны, причем отверстие (42) для охлаждения камеры сгорания ограничивает периферийную кромку (72), и
вставку (80), содержащую:
трубку (90), проходящую через отверстие (42) для охлаждения камеры сгорания и имеющую наружную поверхность (94), при этом наружная поверхность (94) трубки и периферийная кромка (72) ограничивают между собой в целом непрерывный периферийный зазор (98), и
пластину (100), присоединенную к трубке (90) и расположенную в зоне (24) горения, причем пластина (100) проходит в наружном направлении от трубки (90), так что рабочая текучая среда (82), проходящая через зазор (98), перенаправляется пластиной (100) для образования пленки вблизи поверхности (66) горячей стороны.
11. Камера (15) сгорания по п.10, в которой трубка (90) представляет собой цилиндрическую трубу (90), а пластина (100) проходит в целом в радиальном наружном направлении от наружной поверхности (94) трубки (90).
12. Камера (15) сгорания по п.10, в которой пластина (100) представляет собой первую пластину (100), причем камера дополнительно содержит вторую пластину (102), присоединенную к трубке (90) и расположенную в проточном тракте (36), при этом вторая пластина (102) проходит в наружном направлении от трубки (90), так что рабочая текучая среда (82) проходит между второй пластиной (102) и поверхностью (68) холодной стороны в зазор (98).
13. Камера (15) сгорания по п.10, дополнительно содержащая ребра (120), которые расположены в проточном тракте (36) и каждое из которых соединяет трубку (90) и поверхность (68) холодной стороны.
14. Камера (15) сгорания по п.10, дополнительно содержащая распорки (130), каждая из которых проходит через зазор (98) и ориентирует трубку (90) в отверстии (42) для охлаждения камеры сгорания.
15. Способ охлаждения жаровой трубы (60) в турбоустановке (10), включающий:
пропускание рабочей текучей среды (82) через в целом непрерывный периферийный зазор (98), образованный в жаровой трубе (60) между наружной поверхностью (94) трубки (90), расположенной в отверстии (70), и периферийной кромкой отверстия (72),
перенаправление рабочей текучей среды (82), протекающей через зазор (98), с образованием пленки вблизи поверхности (66) горячей стороны жаровой трубы (60).
RU2013121277/06A 2012-05-14 2013-05-13 Система охлаждения для турбоустановки, камера сгорания и способ охлаждения жаровой трубы RU2013121277A (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/470,556 2012-05-14
US13/470,556 US20130298564A1 (en) 2012-05-14 2012-05-14 Cooling system and method for turbine system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2013121277A true RU2013121277A (ru) 2014-11-20

Family

ID=48446100

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013121277/06A RU2013121277A (ru) 2012-05-14 2013-05-13 Система охлаждения для турбоустановки, камера сгорания и способ охлаждения жаровой трубы

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20130298564A1 (ru)
EP (1) EP2664748A2 (ru)
JP (1) JP2013238389A (ru)
CN (1) CN103422990A (ru)
RU (1) RU2013121277A (ru)

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160201908A1 (en) * 2013-08-30 2016-07-14 United Technologies Corporation Vena contracta swirling dilution passages for gas turbine engine combustor
WO2015039074A1 (en) * 2013-09-16 2015-03-19 United Technologies Corporation Controlled variation of pressure drop through effusion cooling in a double walled combustor of a gas turbine engine
EP3066387B1 (en) 2013-11-04 2019-10-02 United Technologies Corporation Assembly for a turbine engine with acombustor comprising a quench air aperture
EP3090209B1 (en) * 2014-01-03 2019-09-04 United Technologies Corporation A cooled grommet for a combustor wall assembly of a gas turbine
US9915428B2 (en) * 2014-08-20 2018-03-13 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Cylinder of combustor, method of manufacturing of cylinder of combustor, and pressure vessel
JP6521283B2 (ja) * 2014-09-25 2019-05-29 三菱日立パワーシステムズ株式会社 燃焼器、ガスタービン
US10451281B2 (en) * 2014-11-04 2019-10-22 United Technologies Corporation Low lump mass combustor wall with quench aperture(s)
EP3064837B1 (en) * 2015-03-05 2019-05-08 Ansaldo Energia Switzerland AG Liner for a gas turbine combustor
CN107795383B (zh) * 2016-08-29 2019-08-06 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种燃气轮机冷却气分配系统
US20190024895A1 (en) * 2017-07-18 2019-01-24 General Electric Company Combustor dilution structure for gas turbine engine
US10408453B2 (en) * 2017-07-19 2019-09-10 United Technologies Corporation Dilution holes for gas turbine engines
US11137140B2 (en) 2017-10-04 2021-10-05 Raytheon Technologies Corporation Dilution holes with ridge feature for gas turbine engines
US11255543B2 (en) * 2018-08-07 2022-02-22 General Electric Company Dilution structure for gas turbine engine combustor
US11774098B2 (en) * 2021-06-07 2023-10-03 General Electric Company Combustor for a gas turbine engine
CN115899765A (zh) 2021-09-30 2023-04-04 通用电气公司 用于降低排放的带有旋流轮叶的环形燃烧器稀释
CN114135901A (zh) * 2021-11-08 2022-03-04 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种防烧蚀的火焰筒大孔射流套筒

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1552132A (en) * 1975-11-29 1979-09-12 Rolls Royce Combustion chambers for gas turbine engines
US4365470A (en) * 1980-04-02 1982-12-28 United Technologies Corporation Fuel nozzle guide and seal for a gas turbine engine
FR2585770B1 (fr) * 1985-08-02 1989-07-13 Snecma Dispositif d'injection a bol elargi pour chambre de combustion de turbomachine
EP0224817B1 (de) * 1985-12-02 1989-07-12 Siemens Aktiengesellschaft Hitzeschildanordnung, insbesondere für Strukturteile von Gasturbinenanlagen
FR2599821B1 (fr) * 1986-06-04 1988-09-02 Snecma Chambre de combustion pour turbomachines a orifices de melange assurant le positionnement de la paroi chaude sur la paroi froide
US4875339A (en) * 1987-11-27 1989-10-24 General Electric Company Combustion chamber liner insert
US6711900B1 (en) * 2003-02-04 2004-03-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor liner V-band design
US7861530B2 (en) * 2007-03-30 2011-01-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor floating collar with louver

Also Published As

Publication number Publication date
US20130298564A1 (en) 2013-11-14
CN103422990A (zh) 2013-12-04
EP2664748A2 (en) 2013-11-20
JP2013238389A (ja) 2013-11-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2013121277A (ru) Система охлаждения для турбоустановки, камера сгорания и способ охлаждения жаровой трубы
RU2014141355A (ru) Элемент теплозащитного экрана для обвода воздуха компрессора вокруг камеры сгорания
WO2014178731A3 (en) A rotor assembly for an open cycle engine, and an open cycle engine
RU2013102015A (ru) Камера сгорания, переходный элемент камеры сгорания и способ увеличения теплоотдачи в переходном элементе камеры сгорания
WO2015112215A3 (en) Cooled fuel injector system for a gas turbine engine
GB2535072A (en) Fluid heat exchanger and energy recycling device
RU2012151011A (ru) Полая внутренняя направляющая для турбинных лопаток
MX2014010812A (es) Cambiador de calor, metodo para su produccion y diferentes instalaciones con un cambiador de calor de este tipo.
BR112018003360A2 (pt) aparelho de ar condicionado
RU2016142744A (ru) Теплообменник с интегрированным расширительным баком и включающий их в себя бойлер
WO2016127937A3 (zh) 余热锅炉
RU2011140812A (ru) Проточный испаритель
BR112015014675A2 (pt) permutador de calor contendo canais de derivação
JP2016108964A5 (ru)
RU2012157161A (ru) Камера сгорания (варианты) и способ прочистки камеры сгорания
WO2014182255A3 (en) Heat exchange equipment combustion products - water
RU2013125361A (ru) Труба предварительного смешивания топлива с обработанной поверхностью
JP6203958B2 (ja) ツーパスボイラ構造を備える連続流動蒸気発生器
RU2012158336A (ru) Узел турбины и способ уменьшения потока текучей среды между элементами турбины
RU2017108764A (ru) Соединительное устройство, содержащее несколько изогнутых концентрических труб
RU2011136942A (ru) Элемент охдаждаемой лопатки турбомашины
RU2011143497A (ru) Радиатор отопления из тепловой трубы
CN204787970U (zh) 一种高效热管式空气换热器
CL2018002481A1 (es) Intercambiador de calor
RU2013104943A (ru) Корпус турбины и газовая турбина (варианты)

Legal Events

Date Code Title Description
FA93 Acknowledgement of application withdrawn (no request for examination)

Effective date: 20160516