WO2016204534A1 - 가스터빈용 연소 덕트 조립체 - Google Patents

가스터빈용 연소 덕트 조립체 Download PDF

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Definitions

  • the present invention relates to a combustion duct assembly for a gas turbine, and more particularly, a combustion for a gas turbine that can increase the cooling effect of the liner and the transition piece while simplifying the structure without significantly reducing the coupling rigidity of the liner and the transition piece.
  • Duct assembly a combustion duct assembly for a gas turbine, and more particularly, a combustion for a gas turbine that can increase the cooling effect of the liner and the transition piece while simplifying the structure without significantly reducing the coupling rigidity of the liner and the transition piece.
  • a gas turbine is a rotary heat engine that operates a turbine with high temperature and high pressure combustion gases.
  • the compressor consists of a compressor, a combustor, and a turbine, and the compressed air in the compressor is mixed with the fuel to be burned to produce a high-temperature combustion gas, and the power is obtained by rotating the turbine by using the force of the combustion gas.
  • a duct structure is required to deliver the hot combustion gas produced by the combustor to the turbine, which may be called a combustion duct assembly, and typically consists of a liner adjacent to the combustor and a transition piece connected to the liner.
  • a combustor is arranged upstream of the liner, with an annular spring seal convexly curved outwardly on an outer surface downstream of the downstream connection with the transition piece.
  • the transition piece has an inner wall elastically in contact with the convex portion of the spring seal attached to the downstream side of the liner, and a double pipe structure of the outer wall surrounding the inner wall.
  • the liner and the transition piece are interconnected via the elasticity of the spring seal.
  • the combustion duct assembly is a passage through which hot combustion gas flows, proper cooling is required, and for this purpose, a sleeve which fills a portion of the high-pressure compressed air in the compressor in the housing of the gas turbine while enclosing the outer wall of the transition piece and the liner A plurality of through holes are formed in the compressed air to cool the liner and the transition piece.
  • a slit is formed over the entirety of the spring seal (hula seal) to allow compressed air to flow into the inner wall of the transition piece, while a part of the liner where the spring seal is installed is interposed therebetween.
  • a double-walled structure with spaces and compressed air also flows into it, allowing the outer surface of the liner to be covered by the spring seal to be cooled.
  • Patent Document 1 since the configuration of Patent Document 1 forms a long slit in the spring seal connecting the liner and the transition piece, the elasticity of the spring seal is structurally lowered, which significantly reduces the coupling rigidity of the liner and the transition piece, and the liner to which the spring seal is installed Since a part of the hollow double wall structure is made, there is a problem that the production is complicated and it is difficult to obtain sufficient liner cooling effect.
  • the combustion duct assembly for a gas turbine is provided with a combustor disposed on an upstream side and elastically in contact with a convex portion of a spring seal of the liner and an annular spring seal attached to an outer surface of the downstream side.
  • a combustion duct assembly for a gas turbine comprising a transition piece having a double pipe structure of an inner wall and an outer wall surrounding the inner wall, wherein the spring seal is fixed to the liner only at an end of a downstream side of both sides thereof.
  • a plurality of through holes are formed in an area of the upstream half based on a point of contact, and the liner is formed with a plurality of through holes formed in an inner region of the spring seal.
  • the through hole may be formed only inside the spring seal.
  • the through hole may be formed to cut a portion of the upstream side end of the spring seal.
  • vent hole may be formed to be inclined to face the downstream side.
  • the inner surface of the liner may be provided with an annular guide positioned upstream of the vent hole disposed on the most upstream side of the plurality of vent holes.
  • the combustion duct assembly for the gas turbine according to the present invention allows only the end of the downstream side of the spring seal that elastically connects the liner and the transition piece to the liner while being based on the point where the spring seal contacts the inner wall. Therefore, since a plurality of through holes are formed only in the region of the upstream side, the film cooling effect of forming a thin air layer on the inner surface of the inner wall of the liner and the transition piece can be realized while securing sufficient elastic support.
  • FIG. 1 is a view showing the overall configuration of a combustion duct assembly for a gas turbine according to the present invention.
  • FIG. 2 is a partial enlarged view of portion “A” shown in FIG. 1.
  • FIG. 2 is a partial enlarged view of portion “A” shown in FIG. 1.
  • FIG 3 is a perspective view showing a configuration of a spring seal according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 4 is a perspective view showing a configuration of a spring seal according to another embodiment of the present invention.
  • FIG. 1 is a view showing the overall configuration of the combustion duct assembly 10 for a gas turbine according to the present invention
  • Figure 2 is a partial enlarged view of the "A" portion shown in Figure 1 with reference to this gas turbine of the present invention
  • the combustion duct assembly 10 will be described.
  • the combustion duct assembly 10 for a gas turbine is an assembly including a liner 100 and a transition piece 200 coupled thereto, and introduces a high-pressure, high-temperature combustion gas produced in the combustor 20 into a turbine. Duct structure.
  • the transition side 200 is coupled to the downstream side (D) In the downstream side D of the liner 100, an annular spring seal 120 is fixed to an outer surface thereof.
  • the configuration of the spring seal 120 is shown in more detail in FIGS. 3 and 4, except for the structure of the through hole 125, the common structure of which is convex outward, that is, the cross section of the surface of the liner 100. It is a convex raised U-shaped spring.
  • Both sides of the spring seal 120 is formed with a flat surface extending in contact with the liner 100, the spring seal 120 has only the end of the downstream side (D) side of the two sides by welding or the like method It is fixed to the liner 100.
  • the transition piece 200 has a double tube structure of the inner wall 220 and the outer wall 210 which wraps with the inner wall 220 at a predetermined interval, and the convex portion of the spring seal 120 of the liner 100 is a transition piece. Resilient contact with the inner wall 220 of the 200 is interconnected by its frictional force.
  • the present invention is to ensure that only the end portion of the downstream side (D) side of the two sides of the spring seal 120 is fixed to the liner 100, with the point where the spring seal 120 is in contact with the inner wall 220 A plurality of through holes 125 are formed only in the region of the upstream side U based on the reference.
  • a portion of the high-pressure compressed air in the compressor is filled in the housing of the gas turbine, and a plurality of holes are formed in the sleeve surrounding the outer wall 210 and the liner 100 of the transition piece 200.
  • compressed air for cooling the liner 100 and the transition piece 200 reaches the outer surface of the liner 100 and the inner wall 220 of the transition piece 200.
  • the liner may form the through hole 125 only in the half of the region. There is no problem with the cooling of the 100.
  • the present invention is such that only the end of the downstream side (D) side of the spring seal 120 is fixed to the liner 100
  • the two purposes of both sufficient elastic support and cooling are compatible. It is configured to
  • the compressed air introduced through the through-hole 125 formed in the half region of the spring seal 120 leads to the surface of the spring seal 120.
  • the present invention provides a liner of an inner region that the spring seal 120 surrounds. A plurality of vent holes 110 penetrate through 100 so that compressed air flows through the inner surface of the liner 100 and the inner surface of the inner wall 220 of the transition piece 200 connected thereto.
  • the compressed air is formed on the inner surface of the liner 100 and the inner wall 220 of the transition piece 200 connected thereto. It flows along the inner surface, and thus a thin air layer is formed on the inner surface of the inner wall 220 of the liner 100 and the transition piece 200 to realize a film cooling effect.
  • This film cooling is more effective than the cooling of the heat transfer of the combustion gas itself compared to simply cooling the outer surface of the inner wall 220 of the liner 100 and the transition piece 200 can obtain a better cooling effect.
  • FIG. 3 and 4 illustrate an embodiment of the through hole 125 formed in the spring seal 120.
  • the embodiment of FIG. 3 illustrates an example in which the through hole 125 is formed only inside the spring seal 120.
  • FIG. 4 illustrates an example in which the through hole 125 is formed to cut a portion of an upstream side U side end portion of the spring seal 120.
  • the through-hole 125 cuts the end of the half region which is not fixed to the liner 100 in the spring seal 120, the cut portions are not constrained from each other, so that they are bent or opened freely.
  • the through-hole 125 has an advantage of being able to flow evenly and at the same time as the area of the compressed air passes through as the slits have a longer shape than the embodiment of FIG. 3. have.
  • the embodiment of FIG. 3 has a relatively non-uniformity in terms of flow instead of structurally robust spring seal 120 relative to FIG.
  • the through-holes 110 formed through the liner 100 may be inclined toward the downstream side (D) so that the compressed air passing therethrough is directed toward the transition piece 200.
  • annular guide 130 on the inner surface of the liner 100 on the upstream side U of the vent hole 110 disposed at the most upstream side of the plurality of vent holes 110, compressed air It is also possible to guide it toward the downstream side D without backflowing.

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Abstract

본 발명에 따른 가스터빈용 연소 덕트 조립체는, 상류측에 연소기가 배치되고 하류측의 외면에 외측으로 볼록한 환형의 스프링 실이 부착된 라이너와, 상기 라이너의 스프링 실의 볼록한 부분과 탄력적으로 접촉하는 내벽 및 상기 내벽을 감싸는 외벽의 이중관 구조를 갖는 트랜지션 피스를 포함하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체에 관한 것으로서, 상기 스프링 실은 그 양 측면 중 하류측 측면의 단부만이 상기 라이너에 고정되고, 상기 내벽과 접촉하는 지점을 기준으로 상류측 절반의 영역에 복수 개의 관통홀이 형성되며, 상기 라이너는 상기 스프링 실이 감싸는 내부 영역에 복수 개의 통기홀이 관통 형성되어 있는 것을 특징으로 한다.

Description

가스터빈용 연소 덕트 조립체
본 발명은 가스터빈용 연소 덕트 조립체에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 라이너와 트랜지션 피스의 결합 강성을 크게 떨어뜨리지 않으며 구조를 단순하게 하면서도 라이너와 트랜지션 피스의 냉각 효과를 증대시킬 수 있는 가스터빈용 연소 덕트 조립체에 관한 것이다.
가스터빈은 고온, 고압의 연소가스로 터빈을 가동시키는 회전형 열기관이다. 일반적으로 압축기, 연소기, 터빈으로 이루어져 있으며, 압축기에서 압축된 공기가 연료와 혼합되어 연소됨으로써 팽창하는 고온의 연소 가스가 만들어지고, 이 연소 가스의 힘을 이용하여 터빈을 회전시킴으로써 동력을 얻게 된다.
연소기에서 만들어진 고온의 연소 가스를 터빈까지 전달하기 위해서는 덕트 구조물이 필요한데, 이러한 덕트 구조물은 연소 덕트 조립체라 불릴 수 있으며, 통상적으로 연소기에 인접한 라이너와 상기 라이너와 연결되는 트랜지션 피스로 이루어진다.
연소 덕트 조립체의 일 실시형태를 좀더 상세히 설명하면, 라이너의 상류측에는 연소기가 배치되는데, 트랜지션 피스와 연결되는 하류측의 외면에는 외측으로 볼록하게 만곡된 환형의 스프링 실이 부착되어 있다. 그리고, 트랜지션 피스는 라이너의 하류측에 부착된 스프링 실의 볼록한 부분과 탄력적으로 접촉하는 내벽과, 상기 내벽을 감싸는 외벽의 이중관 구조를 갖는다. 따라서, 라이너와 트랜지션 피스는 스프링 실의 탄성을 매개로 상호 연결된다.
그런데, 연소 덕트 조립체는 고온의 연소 가스가 흐르는 통로이기 때문에 적절한 냉각이 요구되며, 이를 위해 압축기에서 고압으로 압축된 공기의 일부를 가스터빈의 하우징 안에 충만시키는 한편 트랜지션 피스의 외벽과 라이너를 감싸는 슬리브에 다수의 통공을 뚫어 압축공기가 라이너와 트랜지션 피스를 냉각시키도록 구성되어 있다.
또한, 특허문헌 1에 의하면, 스프링 실(훌라 실)의 거의 전체에 걸쳐 길게 슬릿을 형성하여 트랜지션 피스의 내벽 안쪽으로도 압축공기가 흐르도록 하는 한편 스프링 실이 설치되는 라이너의 일부분을 그 사이에 공간이 있는 이중벽 구조로 하고 그 안으로도 압축공기가 흐르도록 함으로써 스프링 실에 의해 가려지는 라이너의 외면도 냉각될 수 있게 하기도 한다.
그러나, 특허문헌 1의 구성은 라이너와 트랜지션 피스를 연결시키는 스프링 실에 긴 슬릿을 형성하기 때문에 구조적으로 스프링 실의 탄성이 낮아져 라이너와 트랜지션 피스의 결합 강성을 상당히 떨어뜨리며, 스프링 실이 설치되는 라이너의 일부분을 중공의 이중벽 구조로 만들기 때문에 제작이 복잡하고 충분한 라이너 냉각 효과를 얻기 힘들다는 문제점이 있다.
본 발명은 라이너와 트랜지션 피스의 결합 강성을 크게 떨어뜨리지 않으며 구조를 단순하게 하면서도 라이너와 트랜지션 피스의 냉각 효과를 증대시킬 수 있는 가스터빈용 연소 덕트 조립체를 제공하는 것에 그 목적이 있는 것이다.
본 발명에 따른 가스터빈용 연소 덕트 조립체는, 상류측에 연소기가 배치되고 하류측의 외면에 외측으로 볼록한 환형의 스프링 실이 부착된 라이너와, 상기 라이너의 스프링 실의 볼록한 부분과 탄력적으로 접촉하는 내벽 및 상기 내벽을 감싸는 외벽의 이중관 구조를 갖는 트랜지션 피스를 포함하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체에 관한 것으로서, 상기 스프링 실은 그 양 측면 중 하류측 측면의 단부만이 상기 라이너에 고정되고, 상기 내벽과 접촉하는 지점을 기준으로 상류측 절반의 영역에 복수 개의 관통홀이 형성되며, 상기 라이너는 상기 스프링 실이 감싸는 내부 영역에 복수 개의 통기홀이 관통 형성되어 있는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 일 실시형태에 따르면, 상기 관통홀은 상기 스프링 실의 안쪽에만 형성될 수 있다.
그리고, 본 발명의 다른 실시형태에 따르면, 상기 관통홀은 상기 스프링 실의 상류측 측면 단부의 일부를 절개하도록 형성될 수 있다.
그리고, 상기 통기홀은 하류측을 향하도록 경사지게 관통 형성될 수 있다.
그리고, 상기 라이너의 내면에는 상기 복수 개의 통기홀 중 최상류측에 배치된 통기홀의 상류측에 위치하는 환형의 가이드가 설치될 수 있다.
본 발명에 따른 가스터빈용 연소 덕트 조립체는 라이너와 트랜지션 피스를 탄력적으로 연결하는 스프링 실의 양 측면 중 하류측 측면의 단부만이 라이너에 고정되도록 하는 한편 스프링 실이 내벽과 접촉하는 지점을 기준으로 하여 상류측 절반의 영역에만 복수 개의 관통홀이 형성되어 있기 때문에 충분한 탄성 지지를 확보하는 한편 라이너와 트랜지션 피스 내벽의 내면에 얇은 공기층을 형성하는 필름 냉각 효과를 구현할 수 있다는 장점이 있다.
도 1은 본 발명에 따른 가스터빈용 연소 덕트 조립체의 전체적인 구성을 도시한 도면.
도 2는 도 1에 표시된 "A" 부분에 대한 부분 확대도.
도 3은 본 발명의 일 실시형태에 따른 스프링 실의 구성을 도시한 사시도.
도 4는 본 발명의 다른 실시형태에 따른 스프링 실의 구성을 도시한 사시도.
이하 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시형태에 대하여 상세히 설명한다.
본 발명의 실시형태를 설명함에 있어서 당업자라면 자명하게 이해할 수 있는 공지의 구성에 대한 설명은 본 발명의 요지를 흐리지 않도록 생략될 것이다. 또한 도면을 참조할 때에는 도면에 도시된 선들의 두께나 구성요소의 크기 등이 설명의 명료성과 편의상 과장되게 도시되어 있을 수 있음을 고려하여야 한다.
도 1은 본 발명에 따른 가스터빈용 연소 덕트 조립체(10)의 전체적인 구성을 도시한 도면이고, 도 2는 도 1에 표시된 "A" 부분에 대한 부분 확대도로서 이를 참조하여 본 발명의 가스터빈용 연소 덕트 조립체(10)에 대해 설명한다.
본 발명에 따른 가스터빈용 연소 덕트 조립체(10)는, 라이너(100) 및 이와 결합되는 트랜지션 피스(200)를 포함하는 조립체이며, 연소기(20)에서 만들어진 고압 고온의 연소가스를 터빈으로 도입하는 덕트 구조물이다.
라이너(100)의 상류측(U)에는 압축기에서 공급되는 고압의 공기와 연료의 혼합물을 연소시켜 연소가스를 만드는 연소기(20)가 배치되며, 하류측(D)에는 트랜지션 피스(200)가 결합되는데, 이러한 라이너(100)의 하류측(D)에는 그 외면에 환형의 스프링 실(120)이 고정되어 있다.
스프링 실(120)의 구성은 도 3 및 도 4에 좀더 자세히 도시되어 있는데, 관통홀(125)의 구조를 제외한다면 그 공통적인 구조는 외측으로 볼록한, 즉 단면이 라이너(100)의 표면에 대해 볼록하게 솟아오른 ∩자형의 환형 스프링인 것이다.
스프링 실(120)의 양 측면에는 라이너(100)와 넓게 접촉하는 평평한 면이 연장 형성되어 있는데, 스프링 실(120)은 그 양 측면 중 하류측(D) 측면의 단부만이 용접 등의 방식으로 라이너(100)에 고정된다.
트랜지션 피스(200)는 내벽(220) 및 내벽(220)과 소정의 간격을 가지면서 감싸는 외벽(210)의 이중관 구조를 가지고 있으며, 라이너(100)의 스프링 실(120)의 볼록한 부분이 트랜지션 피스(200)의 내벽(220)과 탄력적으로 접촉하여 그 마찰력에 의해 상호 연결된다.
여기서, 스프링 실(120)은 그 양 측면 중 어느 일 측면만이 라이너(100)에 고정되는데, 이는 스프링 실(120)이 트랜지션 피스(200)의 내벽(220) 안쪽으로 삽입되면서 탄성 변형할 때 양 측면이 모두 고정되어 있으면 스프링 실(120)의 볼록한 부분이 과도하게 변형되어 탄성 한계를 넘어설 수 있기 때문에 어느 일 측면은 자유롭게 움직이도록 하는 것이 바람직하기 때문이다.
특히, 본 발명은 스프링 실(120)의 양 측면 중 하류측(D) 측면의 단부만이 라이너(100)에 고정되도록 하고 있으며, 이와 함께 스프링 실(120)이 내벽(220)과 접촉하는 지점을 기준으로 하여 상류측(U) 절반의 영역에만 복수 개의 관통홀(125)을 형성하고 있다.
종래기술에서 설명한 바와 같이, 압축기에서 고압으로 압축된 공기의 일부는 가스터빈의 하우징 안에 충만되어 있고, 트랜지션 피스(200)의 외벽(210)과 라이너(100)를 감싸는 슬리브에 다수의 통공이 뚫려 있기 때문에 라이너(100)와 트랜지션 피스(200)를 냉각시키기 위한 압축공기는 라이너(100)의 외면과 트랜지션 피스(200)의 내벽(220)까지 도달하게 된다.
따라서, 스프링 실(120)은 내벽(220)과 접촉하는 지점을 기준으로 하여 상류측(U) 절반의 영역이 압축공기에 노출되기 때문에 이 절반의 영역에만 관통홀(125)을 형성하여도 라이너(100)의 냉각에 문제가 없다.
또한, 스프링 실(120)의 탄성 지지 구조를 본다면, 스프링 실(120)의 양 측면 중 어느 일 측면만이 라이너(100)에 고정되기 때문에 이 고정된 측면으로부터 내벽(220)과 접촉하는 볼록한 부분까지가 거의 대부분의 탄성 지지를 담당하게 되고, 나머지 절반은 탄성 지지 부분의 탄성 변형에 따라 단지 움직이게 될 뿐이다. 따라서, 라이너(100)에 고정되지 않는 절반의 영역에 관통홀(125)을 형성하여도 스프링 실(120)에 구조적으로 미치는 영향은 아주 적다.
위와 같은 냉각(압축공기의 도입)과 탄성 지지의 특성을 종합적으로 고려함에 따라, 본 발명은 스프링 실(120)의 양 측면 중 하류측(D) 측면의 단부만이 라이너(100)에 고정되도록 하는 한편 스프링 실(120)이 내벽(220)과 접촉하는 지점을 기준으로 하여 상류측(U) 절반의 영역에만 복수 개의 관통홀(125)을 형성함으로써 충분한 탄성 지지와 냉각이라는 두 가지 목적이 양립하도록 구성한 것이다.
그리고, 스프링 실(120)의 절반 영역에 형성된 관통홀(125)을 통해 도입된 압축공기는 스프링 실(120)의 표면까지 이르게 되는데, 본 발명은 스프링 실(120)이 감싸는 내부 영역의 라이너(100)에 복수 개의 통기홀(110)이 관통 형성하여 압축공기가 라이너(100)의 내면 및 이와 연결된 트랜지션 피스(200) 내벽(220)의 내면을 흐르도록 구성하였다.
즉, 스프링 실(120)에 형성된 관통홀(125) 및 라이너(100)에 형성된 통기홀(110)을 통해 압축공기는 라이너(100)의 내면 및 이와 연결된 트랜지션 피스(200) 내벽(220)의 내면을 따라 흐르게 되며, 이에 따라 라이너(100)와 트랜지션 피스(200) 내벽(220)의 내면에는 얇은 공기층이 형성되어 필름 냉각 효과를 구현하게 된다. 이러한 필름 냉각은 단순히 라이너(100)와 트랜지션 피스(200) 내벽(220)의 외면을 냉각하는 것에 비해 보다 적극적으로 연소가스의 열전달 자체를 차단하는 것이기 때문에 보다 우수한 냉각 효과를 얻을 수 있게 된다.
도 3 및 도 4는 스프링 실(120)에 형성되는 관통홀(125)의 실시형태를 도시한 것인데, 도 3의 실시형태는 관통홀(125)이 스프링 실(120)의 안쪽에만 형성된 예를 도시한 것이고, 도 4는 관통홀(125)이 스프링 실(120)의 상류측(U) 측면 단부의 일부를 절개하도록 형성된 예를 도시한 것이다.
도 4의 실시형태는 스프링 실(120)에서 라이너(100)에 고정되지 않는 절반 영역의 단부를 관통홀(125)이 절개하는 형태이기 때문에 절개된 각 부분이 서로 구속되어 있지 않아 자유롭게 굽혀지거나 벌어질 수 있어 탄성 지지에는 아무런 역할을 하지 못하지만, 관통홀(125)이 도 3의 실시형태에 비해 기다란 슬릿의 형태를 가짐에 따라 압축공기가 통과하는 면적이 넓어지는 동시에 고르게 유동될 수 있다는 이점이 있다. 반대로 도 3의 실시형태는 도 4에 비해 상대적으로 스프링 실(120)이 구조적으로 튼튼한 대신 유동의 측면에서는 다소 균일하지 못하다는 면이 있다.
한편, 도 2에 도시된 바와 같이, 라이너(100)에 관통 형성된 통기홀(110)은 이를 통과하는 압축공기가 트렌지션 피스(200) 쪽으로 유도되도록 하류측(D)을 향해 경사지게 만들 수 있다.
또한, 복수 개의 통기홀(110) 중 최상류측에 배치된 통기홀(110)의 상류측(U)에 환형의 가이드(130)를 라이너(100)의 내면에 설치함으로써, 좀더 적극적으로 압축공기가 역류하지 않고 하류측(D)을 향해 나아가도록 유도하는 것도 가능하다.
이상 본 발명의 바람직한 실시예 및 실시형태가 도시되고 설명되었지만, 본 발명이 속하는 기술분야의 통상의 지식을 가진 당업자라면 본 발명의 원칙이나 정신에서 벗어나지 않으면서 본 실시예를 변형할 수 있음을 알 수 있을 것이다. 따라서 본 발명의 권리범위는 첨부된 청구항과 그 균등물에 의해 정해질 것이다.

Claims (5)

  1. 상류측에 연소기가 배치되고 하류측의 외면에 외측으로 볼록한 환형의 스프링 실이 부착된 라이너와, 상기 라이너의 스프링 실의 볼록한 부분과 탄력적으로 접촉하는 내벽 및 상기 내벽을 감싸는 외벽의 이중관 구조를 갖는 트랜지션 피스를 포함하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체에 있어서,
    상기 스프링 실은 그 양 측면 중 하류측 측면의 단부만이 상기 라이너에 고정되고, 상기 내벽과 접촉하는 지점을 기준으로 상류측 절반의 영역에 복수 개의 관통홀이 형성되며,
    상기 라이너는 상기 스프링 실이 감싸는 내부 영역에 복수 개의 통기홀이 관통 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 관통홀은 상기 스프링 실의 안쪽에만 형성된 것을 특징으로 하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 관통홀은 상기 스프링 실의 상류측 측면 단부의 일부를 절개하도록 형성된 것을 특징으로 하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 통기홀은 하류측을 향하도록 경사지게 관통 형성된 것을 특징으로 하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체.
  5. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 라이너의 내면에는 상기 복수 개의 통기홀 중 최상류측에 배치된 통기홀의 상류측에 위치하는 환형의 가이드가 설치된 것을 특징으로 하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112197296A (zh) * 2020-09-21 2021-01-08 中国航发沈阳发动机研究所 一种火焰筒壁板

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE112016005084B4 (de) * 2015-11-05 2022-09-22 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Verbrennungszylinder, Gasturbinenbrennkammer und Gasturbine
GB201603166D0 (en) * 2016-02-24 2016-04-06 Rolls Royce Plc A combustion chamber
US10563671B2 (en) * 2016-08-18 2020-02-18 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling thrust reverser seal
KR102038112B1 (ko) 2017-10-13 2019-10-29 두산중공업 주식회사 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈
JP7149909B2 (ja) * 2019-09-17 2022-10-07 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
US12085283B2 (en) * 2021-06-07 2024-09-10 General Electric Company Combustor for a gas turbine engine
WO2025259263A1 (en) * 2024-06-11 2025-12-18 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Combustor having an axial fuel staging subsystem in a gas turbine engine

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050144953A1 (en) * 2003-12-24 2005-07-07 Martling Vincent C. Flow sleeve for a law NOx combustor
US20090120096A1 (en) * 2007-11-09 2009-05-14 United Technologies Corp. Gas Turbine Engine Systems Involving Cooling of Combustion Section Liners
US20090255267A1 (en) * 2008-04-10 2009-10-15 General Electric Company Comubstor seal having multiple cooling fluid pathways
JP2011226481A (ja) * 2010-04-19 2011-11-10 General Electric Co <Ge> トランジションダクト界面における燃焼器ライナ冷却及びその関連する方法
KR20140012183A (ko) * 2011-07-07 2014-01-29 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 가스 터빈 연소기

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3995422A (en) * 1975-05-21 1976-12-07 General Electric Company Combustor liner structure
JPH08135968A (ja) * 1994-11-08 1996-05-31 Toshiba Corp ガスタービン燃焼器
JP3590666B2 (ja) * 1995-03-30 2004-11-17 株式会社東芝 ガスタービン燃焼器
JPH08284688A (ja) * 1995-04-18 1996-10-29 Hitachi Ltd ガスタービンおよびガスタービン燃焼装置
US7269957B2 (en) * 2004-05-28 2007-09-18 Martling Vincent C Combustion liner having improved cooling and sealing
JP2008135968A (ja) 2006-11-28 2008-06-12 Ricoh Co Ltd 画像形成装置、ファクス通信方法、及びファクス通信プログラム
JP5019938B2 (ja) 2007-04-17 2012-09-05 京セラ株式会社 バンドパスフィルタおよびそれを用いた高周波モジュールならびにそれを用いた無線通信機器
US8245514B2 (en) 2008-07-10 2012-08-21 United Technologies Corporation Combustion liner for a gas turbine engine including heat transfer columns to increase cooling of a hula seal at the transition duct region
JP4979647B2 (ja) 2008-07-18 2012-07-18 Ｔｏｗａ株式会社 加工装置及び加工方法
US8079219B2 (en) * 2008-09-30 2011-12-20 General Electric Company Impingement cooled combustor seal
US7926283B2 (en) * 2009-02-26 2011-04-19 General Electric Company Gas turbine combustion system cooling arrangement
US8307657B2 (en) * 2009-03-10 2012-11-13 General Electric Company Combustor liner cooling system
US8359867B2 (en) * 2010-04-08 2013-01-29 General Electric Company Combustor having a flow sleeve
US8499566B2 (en) * 2010-08-12 2013-08-06 General Electric Company Combustor liner cooling system
US20130086915A1 (en) 2011-10-07 2013-04-11 General Electric Company Film cooled combustion liner assembly
US9285121B2 (en) * 2012-08-23 2016-03-15 General Electric Company Gas turbine cooling circuit including a seal for a perforated plate
US9316397B2 (en) * 2013-03-15 2016-04-19 General Electric Company System and method for sealing a fuel nozzle

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050144953A1 (en) * 2003-12-24 2005-07-07 Martling Vincent C. Flow sleeve for a law NOx combustor
US20090120096A1 (en) * 2007-11-09 2009-05-14 United Technologies Corp. Gas Turbine Engine Systems Involving Cooling of Combustion Section Liners
US20090255267A1 (en) * 2008-04-10 2009-10-15 General Electric Company Comubstor seal having multiple cooling fluid pathways
JP2011226481A (ja) * 2010-04-19 2011-11-10 General Electric Co <Ge> トランジションダクト界面における燃焼器ライナ冷却及びその関連する方法
KR20140012183A (ko) * 2011-07-07 2014-01-29 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 가스 터빈 연소기

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112197296A (zh) * 2020-09-21 2021-01-08 中国航发沈阳发动机研究所 一种火焰筒壁板

Also Published As

Publication number Publication date
US20160370009A1 (en) 2016-12-22
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US10782024B2 (en) 2020-09-22
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KR20160148275A (ko) 2016-12-26
EP3106755B1 (en) 2019-10-09

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