JPS5872822A - ガスタ−ビン燃焼器の冷却構造 - Google Patents
ガスタ−ビン燃焼器の冷却構造Info
- Publication number
- JPS5872822A JPS5872822A JP17006381A JP17006381A JPS5872822A JP S5872822 A JPS5872822 A JP S5872822A JP 17006381 A JP17006381 A JP 17006381A JP 17006381 A JP17006381 A JP 17006381A JP S5872822 A JPS5872822 A JP S5872822A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- wall
- cooling
- air
- combustor
- cooling structure
- 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.)
- Pending
Links
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
- F23R3/002—Wall structures
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2260/00—Function
- F05B2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05B2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- 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
- F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies
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
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明はインピンジメント冷却とフィルム冷却とを併用
する冷却構造に係り、特に、ガスタービン燃焼器に好適
な冷却構造に関する。
する冷却構造に係り、特に、ガスタービン燃焼器に好適
な冷却構造に関する。
近年、ガスタービンは効率向上を１指して燃焼ガスの温
度を高くする傾向にある。しかし、燃焼器の温度は使用
する材料の寿命や強度の点から決まる許容限度以下に保
たなければならない。そのため、燃焼器には何らかの方
法で冷却が施されており、これ１でに種々の冷却技術が
開発され、現在も盛んに研究が行われている。燃焼器の
冷却は、圧縮機からケーシングと燃焼器との間に流入し
た空気を用いて、対流冷却、フィルム冷却、インピンジ
メント冷却等の様々な冷却方法によって行われている。
度を高くする傾向にある。しかし、燃焼器の温度は使用
する材料の寿命や強度の点から決まる許容限度以下に保
たなければならない。そのため、燃焼器には何らかの方
法で冷却が施されており、これ１でに種々の冷却技術が
開発され、現在も盛んに研究が行われている。燃焼器の
冷却は、圧縮機からケーシングと燃焼器との間に流入し
た空気を用いて、対流冷却、フィルム冷却、インピンジ
メント冷却等の様々な冷却方法によって行われている。
なかでも、インピンプメント冷却とフィルム冷却とを併
用する冷却構造は燃焼ガス温度の上昇に伴って使用され
る方向にある。
用する冷却構造は燃焼ガス温度の上昇に伴って使用され
る方向にある。
インピンジメント冷却とフィルム冷却とを併用した燃焼
器の構造を第１図に示す。第１図ではライナにのみイン
ピンジメント冷却とフィルム冷却とを併用した冷却構造
を適用しであるが、ｌ・ランジションピースにも同様に
して適用できる。圧縮機１で加圧された空気はティフユ
ーザ２を通ってケーシング３とトランジションピース４
との間に流入する。ここでトランジションピース４のイ
ンピンジメント冷却あるいはフィルム冷却用の空気を除
いて大部分の空気けトランジションピース４の外側を強
制対流冷却し、ケーシング３とライナ５によって形作ら
れる環状空間に流れ込む。ライす５には希釈用空気孔６
．燃焼用空気孔７．冷却用空気孔８が多数あけられてお
り、環状空間の空気はこれらの穴への分岐を繰り返しな
がら燃料ノズル９に到達する。ライナ５内では燃料ノズ
ル９から噴射される燃料と空気とが混合し、燃焼が行な
われる。燃焼ガスは冷却用や希釈用の空気と混合し、所
定の温度、圧力となって；・ランジションピース４から
タービン１０に供給される。インビンジメント冷却とフ
ィルム冷却とを併用する冷却構造を拡大して示したのが
第２図である。外壁１５は階段状に作られており、その
内側に外壁１５と間隔を隔てて、平行に内壁１Ｇが設け
られている。外壁１６とケーシング３から成る空間に流
入した空気は外壁１５にあけられた多数の冷却用空気孔
８から内壁１６に向かって噴流１２となって噴出され、
内壁１６に衝突した後、外ｖ１″ｃ１５と内壁１６の間
を燃オ・１ノズル１則からタービン側に向かって流れ、
タービン側の開放端からライナ内へ放出される。この放
出流１３はフィルム状となって、次の内壁１６に沿って
流れ、高４．１１の燃焼ガスと内壁１６とを隔離し、か
つ、内壁１６を冷却する。つまり、高温の燃焼ガスから
多くの熱を受ける内壁１６は外側をインビンジメント冷
却、内側をフィルム冷却されている。
器の構造を第１図に示す。第１図ではライナにのみイン
ピンジメント冷却とフィルム冷却とを併用した冷却構造
を適用しであるが、ｌ・ランジションピースにも同様に
して適用できる。圧縮機１で加圧された空気はティフユ
ーザ２を通ってケーシング３とトランジションピース４
との間に流入する。ここでトランジションピース４のイ
ンピンジメント冷却あるいはフィルム冷却用の空気を除
いて大部分の空気けトランジションピース４の外側を強
制対流冷却し、ケーシング３とライナ５によって形作ら
れる環状空間に流れ込む。ライす５には希釈用空気孔６
．燃焼用空気孔７．冷却用空気孔８が多数あけられてお
り、環状空間の空気はこれらの穴への分岐を繰り返しな
がら燃料ノズル９に到達する。ライナ５内では燃料ノズ
ル９から噴射される燃料と空気とが混合し、燃焼が行な
われる。燃焼ガスは冷却用や希釈用の空気と混合し、所
定の温度、圧力となって；・ランジションピース４から
タービン１０に供給される。インビンジメント冷却とフ
ィルム冷却とを併用する冷却構造を拡大して示したのが
第２図である。外壁１５は階段状に作られており、その
内側に外壁１５と間隔を隔てて、平行に内壁１Ｇが設け
られている。外壁１６とケーシング３から成る空間に流
入した空気は外壁１５にあけられた多数の冷却用空気孔
８から内壁１６に向かって噴流１２となって噴出され、
内壁１６に衝突した後、外ｖ１″ｃ１５と内壁１６の間
を燃オ・１ノズル１則からタービン側に向かって流れ、
タービン側の開放端からライナ内へ放出される。この放
出流１３はフィルム状となって、次の内壁１６に沿って
流れ、高４．１１の燃焼ガスと内壁１６とを隔離し、か
つ、内壁１６を冷却する。つまり、高温の燃焼ガスから
多くの熱を受ける内壁１６は外側をインビンジメント冷
却、内側をフィルム冷却されている。
インビンジメント冷却の一個の空気孔８についてみると
、空気孔８から噴出した冷却空気は噴流１２となって内
壁１６に衝突し、その後、よどみ点を中心に内壁１６に
沿って放射状に広がる。このため、よどみ点の付近では
高速な流れとなり、温度境界層の発達も少ないため高い
熱伝達率が得られるが、よどみ点から遠ざかるにつれて
、流速が遅くなり、熱伝達率も悪くなる。この結果、内
壁１６の冷却は不均一となり、内壁１６の温度は、噴流
１２の衝突部で低く、噴流１２の衝突部と衝突部の間で
高くなる。インピンジメント冷却の空気孔の代表的な配
列である基盤目配列と千鳥目配のときの内壁の温度分布
を第３図と第４図にそれぞれ示す。このような冷却の不
均一に起因する燃焼器の温度の不均一は、燃焼器の最高
温度の部分を材料の許容限度以下に押えるのに必要な冷
却空気量の増大、すなわち、タービンの効率低下を招く
し、熱応力の原因ともなり、ノ、１命や信頼性の低下を
もたらす。
、空気孔８から噴出した冷却空気は噴流１２となって内
壁１６に衝突し、その後、よどみ点を中心に内壁１６に
沿って放射状に広がる。このため、よどみ点の付近では
高速な流れとなり、温度境界層の発達も少ないため高い
熱伝達率が得られるが、よどみ点から遠ざかるにつれて
、流速が遅くなり、熱伝達率も悪くなる。この結果、内
壁１６の冷却は不均一となり、内壁１６の温度は、噴流
１２の衝突部で低く、噴流１２の衝突部と衝突部の間で
高くなる。インピンジメント冷却の空気孔の代表的な配
列である基盤目配列と千鳥目配のときの内壁の温度分布
を第３図と第４図にそれぞれ示す。このような冷却の不
均一に起因する燃焼器の温度の不均一は、燃焼器の最高
温度の部分を材料の許容限度以下に押えるのに必要な冷
却空気量の増大、すなわち、タービンの効率低下を招く
し、熱応力の原因ともなり、ノ、１命や信頼性の低下を
もたらす。
本発明の目的はインピンジメント冷却とフィルム冷却を
併用し、制用孔周辺の流わを義勇し、熱伝達率を高くす
ることにより冷却性能を向上させたガスタービン燃焼器
の冷却構造を提供するにある。
併用し、制用孔周辺の流わを義勇し、熱伝達率を高くす
ることにより冷却性能を向上させたガスタービン燃焼器
の冷却構造を提供するにある。
本発明の特徴は燃焼器の内壁の温度の高くなる噴流の衝
突部と衝突部の真ん中に穴をあけ、ｊｌｆ来タービン側
の開放端から放出していた冷却空気の一部を排出するこ
とにより、流れが遅く、熱伝達率の悪い噴流の衝突部と
衝突部の間の流れをよくし、熱伝達率を高くする点にあ
る。
突部と衝突部の真ん中に穴をあけ、ｊｌｆ来タービン側
の開放端から放出していた冷却空気の一部を排出するこ
とにより、流れが遅く、熱伝達率の悪い噴流の衝突部と
衝突部の間の流れをよくし、熱伝達率を高くする点にあ
る。
本発明の実施例群を沃５ないし第７図により説明する。
第５図でインビンジメント冷却とフィルム冷却とを併用
する冷却４１゛り造の燃焼器の外壁１５は階段状に作ら
れており、その内側に外Ａ１．γ１５と間隔を隔てて平
行に内壁１６が設けられている。
する冷却４１゛り造の燃焼器の外壁１５は階段状に作ら
れており、その内側に外Ａ１．γ１５と間隔を隔てて平
行に内壁１６が設けられている。
外壁１５には適当な間隔で多数の冷却用空気孔８があけ
られ、圧縮機からケーシングと外壁１５の間に流入した
空気が、この冷却用空気孔８から内壁１６に向かって噴
出する。内壁１６には外壁１５にあけられた冷却用空気
孔８に対応して噴流１２の衝突部と衝突部の真ん中に排
出孔１７があけられている。外壁１５の冷却用空気孔８
が基盤目配置、千鳥目配置のときの排出孔１７の配置ｄ
をそれぞれ第６図、第７図に示す。
られ、圧縮機からケーシングと外壁１５の間に流入した
空気が、この冷却用空気孔８から内壁１６に向かって噴
出する。内壁１６には外壁１５にあけられた冷却用空気
孔８に対応して噴流１２の衝突部と衝突部の真ん中に排
出孔１７があけられている。外壁１５の冷却用空気孔８
が基盤目配置、千鳥目配置のときの排出孔１７の配置ｄ
をそれぞれ第６図、第７図に示す。
この冷却構造において、圧縮機からケーシングと燃焼器
の外壁１５の間に流入した空気は、外壁１５にあけられ
た多数の冷却用空気孔８から内壁１６に向かって噴出さ
れる。内壁１６の外側の冷却は、噴流１２が内壁１６に
衝突し、よどみ点を中心に内壁１６に沿って放射状に広
がる過程で行われる。内壁１６の噴流１２の衝突部と衝
突部の真ん中に排出孔１７をあけただめ、冷却空気の一
部がこの排出孔１７からライナ内へ排出されることにな
り、噴流１２の衝突部と衝突部の間の流れが改善され、
熱伝達率が高くなる。このため、内壁１６の外側の冷却
性能は、噴流１２の衝突部と衝突部の間の熱伝達率が高
くなった分だけ良好となる。内壁１６の内側の今回ｊは
、外壁１５と内壁１６のタービン側の開放端からインピ
ンジメンＩ・冷却を終えた冷却空気がフィルム状の放出
流１３となって、次の内壁１６に沿って流れ、高温の燃
焼ガスと内壁１６とを隔離するとともに、内壁１６から
熱を奪うことによって行われる。ＪＪＩ出孔１７から排
出流１８となってライナ内へ排出された一部を除き、大
部分の冷却空気Ｈ１、従来と同様に、開放端からフィル
ム状の放出流１３となって次の内壁１６に沿って流れ、
捷た制用孔１７から１ノ１出流１８となってライナ内へ
出た空気もフィルム冷却に使用されるので、冷却性能に
はほとんど悪影響を与えない。この結果、本発明の冷却
構造では少ない冷却空気量で温度分布が一様分布に近い
冷却性能のよい冷却効果が得られる。
の外壁１５の間に流入した空気は、外壁１５にあけられ
た多数の冷却用空気孔８から内壁１６に向かって噴出さ
れる。内壁１６の外側の冷却は、噴流１２が内壁１６に
衝突し、よどみ点を中心に内壁１６に沿って放射状に広
がる過程で行われる。内壁１６の噴流１２の衝突部と衝
突部の真ん中に排出孔１７をあけただめ、冷却空気の一
部がこの排出孔１７からライナ内へ排出されることにな
り、噴流１２の衝突部と衝突部の間の流れが改善され、
熱伝達率が高くなる。このため、内壁１６の外側の冷却
性能は、噴流１２の衝突部と衝突部の間の熱伝達率が高
くなった分だけ良好となる。内壁１６の内側の今回ｊは
、外壁１５と内壁１６のタービン側の開放端からインピ
ンジメンＩ・冷却を終えた冷却空気がフィルム状の放出
流１３となって、次の内壁１６に沿って流れ、高温の燃
焼ガスと内壁１６とを隔離するとともに、内壁１６から
熱を奪うことによって行われる。ＪＪＩ出孔１７から排
出流１８となってライナ内へ排出された一部を除き、大
部分の冷却空気Ｈ１、従来と同様に、開放端からフィル
ム状の放出流１３となって次の内壁１６に沿って流れ、
捷た制用孔１７から１ノ１出流１８となってライナ内へ
出た空気もフィルム冷却に使用されるので、冷却性能に
はほとんど悪影響を与えない。この結果、本発明の冷却
構造では少ない冷却空気量で温度分布が一様分布に近い
冷却性能のよい冷却効果が得られる。
第８図、第９図は内壁１６において、噴流１２の衝突部
と衝突部の真ん中に中空の円柱１９を設けたものである
。この構造では、円柱の中空部からライナ内へ冷却空気
を１ノ１出し、流Ｊ′１．を良くし、熱伝達率を高くす
るとともに、伝熱面積の増大による冷却性能の向上が行
われ良好な冷却性能が得られる。
と衝突部の真ん中に中空の円柱１９を設けたものである
。この構造では、円柱の中空部からライナ内へ冷却空気
を１ノ１出し、流Ｊ′１．を良くし、熱伝達率を高くす
るとともに、伝熱面積の増大による冷却性能の向上が行
われ良好な冷却性能が得られる。
本発明によれば噴流の衝突部と衝突部の間の流れを改善
することによって、高い熱伝達率を得て、冷却性能が良
くなり、少ない空気流量で高い冷却性能が得られ、その
結果ガスタービンの効率を向上させることができる。
することによって、高い熱伝達率を得て、冷却性能が良
くなり、少ない空気流量で高い冷却性能が得られ、その
結果ガスタービンの効率を向上させることができる。
第１図はガスタービンの圧縮機と燃焼器とタービンの系
統図、第２図は従来の冷却構造を拡大した斜視図、第３
図、第４図は従来構造の燃焼器内壁の温度分布図、第５
図は本発明の一実施例である。冷却構造の斜視図、第６
図、第７図、第８図。 第９図は本発明の他の笑施例である冷却構造の鵬面図で
ある。 １・・・圧縮機％２・・・ディフューザ、３・・・ケー
シング、４・・・トランジションピース、５・・・ライ
ナ、６・・・希釈用空気孔、７・・・燃焼用空気孔、８
・・・冷却用空気孔、９・・・燃焼ノズル、１０・・・
タービン、１２・・・噴流、１３・・・放出流、１４・
・燃焼器外壁にあけられた冷却用空気孔の位置、１５・
・・燃頬：器外壁、１６・・・燃焼器内壁、１７・・・
制用孔、１８・・・１．１１出流、５１Ｊボ ロｇ マ ｌ ４９Ｇ ■暫 第 ろ 麿 ｏｏｏ。 ｏ、ｏｏ。 ■ ■ ＠ ■ Ｏ早
７ 国 ／４ ０ ■ ＯＯＯ ＯＯＯ○ ■ 茶 ３ 国 ／４ ◎ ◎ ◎ ◎ Ｏ■ ■ Ｏｏ 早 ９ 閃 ／４ ◎ Ｏ◎ ＠ ■ ０ ◎ ＠＠＠
統図、第２図は従来の冷却構造を拡大した斜視図、第３
図、第４図は従来構造の燃焼器内壁の温度分布図、第５
図は本発明の一実施例である。冷却構造の斜視図、第６
図、第７図、第８図。 第９図は本発明の他の笑施例である冷却構造の鵬面図で
ある。 １・・・圧縮機％２・・・ディフューザ、３・・・ケー
シング、４・・・トランジションピース、５・・・ライ
ナ、６・・・希釈用空気孔、７・・・燃焼用空気孔、８
・・・冷却用空気孔、９・・・燃焼ノズル、１０・・・
タービン、１２・・・噴流、１３・・・放出流、１４・
・燃焼器外壁にあけられた冷却用空気孔の位置、１５・
・・燃頬：器外壁、１６・・・燃焼器内壁、１７・・・
制用孔、１８・・・１．１１出流、５１Ｊボ ロｇ マ ｌ ４９Ｇ ■暫 第 ろ 麿 ｏｏｏ。 ｏ、ｏｏ。 ■ ■ ＠ ■ Ｏ早
７ 国 ／４ ０ ■ ＯＯＯ ＯＯＯ○ ■ 茶 ３ 国 ／４ ◎ ◎ ◎ ◎ Ｏ■ ■ Ｏｏ 早 ９ 閃 ／４ ◎ Ｏ◎ ＠ ■ ０ ◎ ＠＠＠
Claims (1)
- １、多数の冷却用空気孔をもった外壁と、その外壁に平
行に設けられ、高温の燃焼ガスと接する内壁とからなる
燃焼器で、圧縮機からケーシングと前記外壁の間に流入
した空気を空気孔から前記内壁に向かって噴出させる冷
却構造で、前記内壁の噴流の衝突部とその衝突部の真ん
中に前記空気の一部をライナ内へ排出する排出孔を設け
たことを特徴とするガスタービン燃焼器の冷却構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17006381A JPS5872822A (ja) | 1981-10-26 | 1981-10-26 | ガスタ−ビン燃焼器の冷却構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17006381A JPS5872822A (ja) | 1981-10-26 | 1981-10-26 | ガスタ−ビン燃焼器の冷却構造 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5872822A true JPS5872822A (ja) | 1983-04-30 |
Family
ID=15897937
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP17006381A Pending JPS5872822A (ja) | 1981-10-26 | 1981-10-26 | ガスタ−ビン燃焼器の冷却構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5872822A (ja) |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH01200025A (ja) * | 1988-02-05 | 1989-08-11 | Hitachi Ltd | ガスタービン燃焼器 |
| EP0589520A1 (en) * | 1992-09-24 | 1994-03-30 | NUOVOPIGNONE INDUSTRIE MECCANICHE E FONDERIA S.p.A. | Combustion system with low pollutant emission for gas turbines |
| US5435139A (en) * | 1991-03-22 | 1995-07-25 | Rolls-Royce Plc | Removable combustor liner for gas turbine engine combustor |
| US6106278A (en) * | 1997-05-17 | 2000-08-22 | Abb Research Ltd. | Combustion chamber |
| EP1104871A1 (en) * | 1999-12-01 | 2001-06-06 | Alstom Power UK Ltd. | Combustion chamber for a gas turbine engine |
| US7900459B2 (en) | 2004-12-29 | 2011-03-08 | United Technologies Corporation | Inner plenum dual wall liner |
| CH703657A1 (de) * | 2010-08-27 | 2012-02-29 | Alstom Technology Ltd | Verfahren zum betrieb einer brenneranordnung sowie brenneranordnung zur durchführung des verfahrens. |
| WO2014055887A2 (en) | 2012-10-04 | 2014-04-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine combustor liner |
| EP2770260A3 (de) * | 2013-02-26 | 2015-09-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Prall-effusionsgekühlte Schindel einer Gasturbinenbrennkammer mit verlängerten Effusionsbohrungen |
| US9249977B2 (en) | 2011-11-22 | 2016-02-02 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Combustor with acoustic liner |
| EP2292977A3 (en) * | 2009-07-22 | 2016-05-18 | Rolls-Royce plc | Cooling arrangement for a combustion chamber |
-
1981
- 1981-10-26 JP JP17006381A patent/JPS5872822A/ja active Pending
Cited By (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH01200025A (ja) * | 1988-02-05 | 1989-08-11 | Hitachi Ltd | ガスタービン燃焼器 |
| US5435139A (en) * | 1991-03-22 | 1995-07-25 | Rolls-Royce Plc | Removable combustor liner for gas turbine engine combustor |
| EP0589520A1 (en) * | 1992-09-24 | 1994-03-30 | NUOVOPIGNONE INDUSTRIE MECCANICHE E FONDERIA S.p.A. | Combustion system with low pollutant emission for gas turbines |
| US5381652A (en) * | 1992-09-24 | 1995-01-17 | Nuovopignone | Combustion system with low pollutant emission for gas turbines |
| US6106278A (en) * | 1997-05-17 | 2000-08-22 | Abb Research Ltd. | Combustion chamber |
| EP1104871A1 (en) * | 1999-12-01 | 2001-06-06 | Alstom Power UK Ltd. | Combustion chamber for a gas turbine engine |
| JP2001227359A (ja) * | 1999-12-01 | 2001-08-24 | Alstom Power Uk Ltd | ガスタービンエンジンのための燃焼チャンバー |
| US7900459B2 (en) | 2004-12-29 | 2011-03-08 | United Technologies Corporation | Inner plenum dual wall liner |
| EP2292977A3 (en) * | 2009-07-22 | 2016-05-18 | Rolls-Royce plc | Cooling arrangement for a combustion chamber |
| CH703657A1 (de) * | 2010-08-27 | 2012-02-29 | Alstom Technology Ltd | Verfahren zum betrieb einer brenneranordnung sowie brenneranordnung zur durchführung des verfahrens. |
| EP2423599A3 (de) * | 2010-08-27 | 2013-07-31 | Alstom Technology Ltd | Verfahren zum Betrieb einer Brenneranordnung sowie Brenneranordnung der Durchführung des Verfahrens |
| US9157637B2 (en) | 2010-08-27 | 2015-10-13 | Alstom Technology Ltd. | Burner arrangement with deflection elements for deflecting cooling air flow |
| JP2012047443A (ja) * | 2010-08-27 | 2012-03-08 | Alstom Technology Ltd | バーナ装置を稼働させる方法及びこの方法を実施するバーナ装置 |
| US9249977B2 (en) | 2011-11-22 | 2016-02-02 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Combustor with acoustic liner |
| WO2014055887A2 (en) | 2012-10-04 | 2014-04-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine combustor liner |
| EP2904236A4 (en) * | 2012-10-04 | 2015-12-09 | United Technologies Corp | INTERIOR COVERING FOR A GAS TURBINE FIRE CHAMBER |
| US10107497B2 (en) | 2012-10-04 | 2018-10-23 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine combustor liner |
| EP2770260A3 (de) * | 2013-02-26 | 2015-09-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Prall-effusionsgekühlte Schindel einer Gasturbinenbrennkammer mit verlängerten Effusionsbohrungen |
| US9518738B2 (en) | 2013-02-26 | 2016-12-13 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Impingement-effusion cooled tile of a gas-turbine combustion chamber with elongated effusion holes |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6607355B2 (en) | Turbine airfoil with enhanced heat transfer | |
| JP4540973B2 (ja) | ベンチュリ出口を有するタービン翼形部 | |
| KR930003077B1 (ko) | 개스터빈 연소기 | |
| US6428273B1 (en) | Truncated rib turbine nozzle | |
| US4573865A (en) | Multiple-impingement cooled structure | |
| US4293275A (en) | Gas turbine blade cooling structure | |
| US4526226A (en) | Multiple-impingement cooled structure | |
| US6287075B1 (en) | Spanwise fan diffusion hole airfoil | |
| US6609884B2 (en) | Cooling of gas turbine engine aerofoils | |
| RU2179245C2 (ru) | Газотурбинный двигатель с системой воздушного охлаждения лопаток турбины и способ охлаждения полой профильной части лопатки | |
| US7452184B2 (en) | Airfoil platform impingement cooling | |
| EP3124746B1 (en) | Method for cooling a turbo-engine component and turbo-engine component | |
| JPS58126402A (ja) | 冷却可能なエ−ロフオイル | |
| US6629817B2 (en) | System and method for airfoil film cooling | |
| US20050025623A1 (en) | Cooling circuits for a gas turbine blade | |
| US11773729B2 (en) | Component for a gas turbine engine with a film hole | |
| CN101328814A (zh) | 相互冷却的涡轮喷嘴 | |
| JP2006292362A (ja) | 遮熱パネル | |
| CN106014645A (zh) | 发动机构件 | |
| JP2001214707A (ja) | 勾配付きフイルム冷却を備えるタービンノズル | |
| WO2007099895A1 (ja) | インピンジメント冷却構造 | |
| CN103161513A (zh) | 改进的用于燃气涡轮发动机的喷嘴叶片 | |
| JPS5872822A (ja) | ガスタ−ビン燃焼器の冷却構造 | |
| US20040208748A1 (en) | Turbine vane cooled by a reduced cooling air leak | |
| US20060039786A1 (en) | Airfoil cooling passage trailing edge flow restriction |