JPS58182034A - ガスタ−ビン燃焼器尾筒 - Google Patents
ガスタ−ビン燃焼器尾筒Info
- Publication number
- JPS58182034A JPS58182034A JP6388682A JP6388682A JPS58182034A JP S58182034 A JPS58182034 A JP S58182034A JP 6388682 A JP6388682 A JP 6388682A JP 6388682 A JP6388682 A JP 6388682A JP S58182034 A JPS58182034 A JP S58182034A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- panel
- transition piece
- temperature
- gas
- gas turbine
- 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
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】
不発明はガスタービン用燃焼器に係り、特に、高温ガス
を燃焼器からタービンに供給する燃焼器尾筒の改良に関
する。
を燃焼器からタービンに供給する燃焼器尾筒の改良に関
する。
工業用ガスタービンは普通、圧縮機ケーシングの外周に
円筒形の燃焼器が複数筒同心円状に配置ｄされており、
燃焼器において、発生した高温燃焼ガスは燃焼器尾筒に
よってタービン静翼へ導かれる。この燃焼器は円筒状に
形成されているが、タービン静翼入口部の形状は円筒状
であるため、燃焼器尾筒の形状は燃焼器側が円筒形に、
また、タービン静翼接続側は扉形に形成される。一般に
燃焼器配列の中心径とタービン静翼の中心径は異なり、
このため燃焼器尾筒は軸方向に清めらかに曲つた形状と
なる。従来の燃焼器およびその尾筒の詳細を第１図およ
び第２図を用いて説明する。圧縮機１で圧縮された空気
１００は燃焼器外筒４と燃焼′、！５３の間の円環状空
間を流れながら燃焼器３の内壁に設けられた燃焼用空気
孔、冷却空気孔を通って順次燃焼器３内へ導入され、燃
料ノズル２から噴射された燃料との燃焼により高温作動
ガス１０１を発生する。この高温作動ガス１０１け燃焼
器尾筒５よりタービン静翼８へ導入される。燃焼器尾筒
５の役割と要求性能は、燃焼器３で発生した高温作動ガ
スをタービン設計上好ましいガス温度分布およびガス流
速分布でタービン静翼８へ導入することである。また、
燃焼器尾筒５はガスタービンにおいて燃焼器３とともに
最も高温のガスにさらされる要素部品であり、高温に対
する強度および長寿命化に対する十分な設計的配慮が要
求される。現状の燃焼器尾筒５は耐熱超合金拐料で製作
され、過酷な熱応力を出来る限り軽減するためにタービ
ン静翼８側を固定端と燃焼器との接ぎ部分でスライドす
る構造に形成されている。近年ガスタービンは高効率化
のために増々燃焼ガス温度は−Ｅ昇する傾向にあり、燃
焼器尾筒５の温度はほとんど材料の許容温度近くになっ
ている。これを克服するために現在燃焼器尾筒５の内表
面にセラミックス等をコーティングすることにより相料
温度軽減する技術や第２図に示す如く燃焼器尾筒支持板
７の上流側に局所冷却孔６を設け、局所的な壁面冷却が
採用されている。しかしながら、燃焼ガス温度が１３０
００（”程度以上の高温ガスタービンにおいては、この
ような局所的な冷却または前述したセラミックス等のコ
ーティングでは長時間の信頼性を保征する燃焼器尾筒は
実現不可能である。
円筒形の燃焼器が複数筒同心円状に配置ｄされており、
燃焼器において、発生した高温燃焼ガスは燃焼器尾筒に
よってタービン静翼へ導かれる。この燃焼器は円筒状に
形成されているが、タービン静翼入口部の形状は円筒状
であるため、燃焼器尾筒の形状は燃焼器側が円筒形に、
また、タービン静翼接続側は扉形に形成される。一般に
燃焼器配列の中心径とタービン静翼の中心径は異なり、
このため燃焼器尾筒は軸方向に清めらかに曲つた形状と
なる。従来の燃焼器およびその尾筒の詳細を第１図およ
び第２図を用いて説明する。圧縮機１で圧縮された空気
１００は燃焼器外筒４と燃焼′、！５３の間の円環状空
間を流れながら燃焼器３の内壁に設けられた燃焼用空気
孔、冷却空気孔を通って順次燃焼器３内へ導入され、燃
料ノズル２から噴射された燃料との燃焼により高温作動
ガス１０１を発生する。この高温作動ガス１０１け燃焼
器尾筒５よりタービン静翼８へ導入される。燃焼器尾筒
５の役割と要求性能は、燃焼器３で発生した高温作動ガ
スをタービン設計上好ましいガス温度分布およびガス流
速分布でタービン静翼８へ導入することである。また、
燃焼器尾筒５はガスタービンにおいて燃焼器３とともに
最も高温のガスにさらされる要素部品であり、高温に対
する強度および長寿命化に対する十分な設計的配慮が要
求される。現状の燃焼器尾筒５は耐熱超合金拐料で製作
され、過酷な熱応力を出来る限り軽減するためにタービ
ン静翼８側を固定端と燃焼器との接ぎ部分でスライドす
る構造に形成されている。近年ガスタービンは高効率化
のために増々燃焼ガス温度は−Ｅ昇する傾向にあり、燃
焼器尾筒５の温度はほとんど材料の許容温度近くになっ
ている。これを克服するために現在燃焼器尾筒５の内表
面にセラミックス等をコーティングすることにより相料
温度軽減する技術や第２図に示す如く燃焼器尾筒支持板
７の上流側に局所冷却孔６を設け、局所的な壁面冷却が
採用されている。しかしながら、燃焼ガス温度が１３０
００（”程度以上の高温ガスタービンにおいては、この
ような局所的な冷却または前述したセラミックス等のコ
ーティングでは長時間の信頼性を保征する燃焼器尾筒は
実現不可能である。
本発明の目的は燃焼ガス温度が１３００°Ｃ程度以上の
高温ガスタービンにおいても信頼性が高く、かつ長寿命
の燃焼器尾筒を提供することにある。
高温ガスタービンにおいても信頼性が高く、かつ長寿命
の燃焼器尾筒を提供することにある。
本発明の目的を達成するガスタービン燃焼器尾筒の特徴
は ガスタービン燃焼器において発生した高温作動ガス
をタービン静翼へ導く燃焼器尾筒において、この燃焼器
尾筒を内側パネルと外側パネルとで二重に形成し、この
両パネルの外周面には圧縮機で圧縮された空気で内側パ
ネルを冷却する複数の孔全おけたことにある。
は ガスタービン燃焼器において発生した高温作動ガス
をタービン静翼へ導く燃焼器尾筒において、この燃焼器
尾筒を内側パネルと外側パネルとで二重に形成し、この
両パネルの外周面には圧縮機で圧縮された空気で内側パ
ネルを冷却する複数の孔全おけたことにある。
以下本発明の一実施例を第３図及び第４図を参照しなが
ら説明する。燃焼器尾筒５は板厚数ミリメートルの耐熱
超合金で作られ、外側の高圧空気側パネル１０と内側の
低圧燃焼ガス側パネル９で二重に構成され、それぞれの
パネル９，１０Ｋｉｌ’複数個の小孔１２．１３があけ
られる。低圧燃焼ガス側パネル９の外表面には丁字形の
リブ１１が取付けられており、またリブ１１の霜彰根元
耶には高圧空気側パネル１０をＵ字形に逆性加工し、と
のリブ］１に圧着して取付けられている。上記低圧燃焼
ガス側パネル９に設けられた小孔１３け高温作動ガス１
０１の流れに沿うようθの傾斜を設けてあけられている
。１４はタービン静翼側の取付フランジである。
ら説明する。燃焼器尾筒５は板厚数ミリメートルの耐熱
超合金で作られ、外側の高圧空気側パネル１０と内側の
低圧燃焼ガス側パネル９で二重に構成され、それぞれの
パネル９，１０Ｋｉｌ’複数個の小孔１２．１３があけ
られる。低圧燃焼ガス側パネル９の外表面には丁字形の
リブ１１が取付けられており、またリブ１１の霜彰根元
耶には高圧空気側パネル１０をＵ字形に逆性加工し、と
のリブ］１に圧着して取付けられている。上記低圧燃焼
ガス側パネル９に設けられた小孔１３け高温作動ガス１
０１の流れに沿うようθの傾斜を設けてあけられている
。１４はタービン静翼側の取付フランジである。
上記構成において、圧縮機（図示しない）からの吐出空
気は高圧空気側パネル１０に設けられた小孔１２からの
高速の噴流として低圧燃焼ガス側パネル９の表面に衝突
し、冷却空気として作用した後、低圧燃焼ガス側パネル
９にあけられた小孔１３から高温作動ガス１０１へ流れ
る。
気は高圧空気側パネル１０に設けられた小孔１２からの
高速の噴流として低圧燃焼ガス側パネル９の表面に衝突
し、冷却空気として作用した後、低圧燃焼ガス側パネル
９にあけられた小孔１３から高温作動ガス１０１へ流れ
る。
本実施例の場合１３００°Ｃ以上の高温ガスにおいても
燃焼器尾筒５の壁面平均温度を７５０°Ｃ以下に保つ
ことができた。この場合燃焼器尾筒５の壁面温度は冷却
空気量によって変るわけであるが、例えば１３００°Ｃ
の場合圧縮機吐出空気量の約５チを冷却空気量として作
用させることにより７５０’Ｃ以下にすることができる
。勿論この温度は耐熱超合金の許容温度以下である。
燃焼器尾筒５の壁面平均温度を７５０°Ｃ以下に保つ
ことができた。この場合燃焼器尾筒５の壁面温度は冷却
空気量によって変るわけであるが、例えば１３００°Ｃ
の場合圧縮機吐出空気量の約５チを冷却空気量として作
用させることにより７５０’Ｃ以下にすることができる
。勿論この温度は耐熱超合金の許容温度以下である。
また、高圧空気側パネル１０をリブ１１のＴ字形根元部
においてＵ字形に塑性加工されているので、両パネル９
，１０間の温度差による熱歪を、前記Ｕ字形部で吸収さ
せることが可能である。
においてＵ字形に塑性加工されているので、両パネル９
，１０間の温度差による熱歪を、前記Ｕ字形部で吸収さ
せることが可能である。
第５図はタービン静翼入口のガス温度分布を示すもので
、一般に点線１０２の如くガス通路の中心部は最も高温
となり、タービン静翼の外周、内周側に向って二次曲線
的温度が低下するような温度分布を示す。タービン静、
動翼の強度的見地かラ好ましいガス温度分布は、同じく
第５図の実線１０３で示すようなタービン翼の内周側が
より低高で、最高温度点がガス通路の中央部よりも外周
側に位置するような温度分布である。この理由は遠心応
力が最も大きくなる翼根元部を余り高温にしたくないた
めである。この要求の温度分布を得るための一実施例を
示したのが第１図である。第６図は燃焼器尾筒の燃焼器
尾筒５の１部分を示すものであるが、ここで低圧燃焼ガ
スパネル９の翼列周側に相当するパネル９には１列の小
孔１３Ａが同じく翼内周側に相当するパネル９には２列
の小孔１３Ｂが設けられている。このようにすることに
より、冷却空気の高温作動ガス１０１への流出混合は翼
内周側が多くなり、より壁面近傍のガス温度は低下し、
第５図の実線１０３で示すような望ましいガス温度分布
とすることか可能となる６本発明によれば、燃焼ガス温
度が１３００°Ｃ以上の高温ガスタービンにおいても信
頼性が高く、かつ長寿命の燃焼器尾筒を得ることができ
る。
、一般に点線１０２の如くガス通路の中心部は最も高温
となり、タービン静翼の外周、内周側に向って二次曲線
的温度が低下するような温度分布を示す。タービン静、
動翼の強度的見地かラ好ましいガス温度分布は、同じく
第５図の実線１０３で示すようなタービン翼の内周側が
より低高で、最高温度点がガス通路の中央部よりも外周
側に位置するような温度分布である。この理由は遠心応
力が最も大きくなる翼根元部を余り高温にしたくないた
めである。この要求の温度分布を得るための一実施例を
示したのが第１図である。第６図は燃焼器尾筒の燃焼器
尾筒５の１部分を示すものであるが、ここで低圧燃焼ガ
スパネル９の翼列周側に相当するパネル９には１列の小
孔１３Ａが同じく翼内周側に相当するパネル９には２列
の小孔１３Ｂが設けられている。このようにすることに
より、冷却空気の高温作動ガス１０１への流出混合は翼
内周側が多くなり、より壁面近傍のガス温度は低下し、
第５図の実線１０３で示すような望ましいガス温度分布
とすることか可能となる６本発明によれば、燃焼ガス温
度が１３００°Ｃ以上の高温ガスタービンにおいても信
頼性が高く、かつ長寿命の燃焼器尾筒を得ることができ
る。
第１図は従来のガスタービンの燃焼器および尾筒まわり
の構造を示す断面図、第２図は従来の燃焼器尾筒の斜視
図、第３図は本発明による燃焼器尾筒の一実施例を示す
上部を断面にした図、第４図は第３図の斜視図、第５図
はタービン静翼入口の燃焼ガス温度分布を示す説明図、
第６図は本発明による燃焼器尾筒の他の実施例を示す断
面図である。 １・・・圧縮器、５・・・燃焼器尾筒、９・・・低圧燃
焼ガス側パネル、１０・・・高圧空気側パネル、１１・
・・リプ、第 ／ 図 第 ２ 町 第 ３ 目 第 、！５ 圀 第 ６ 凪 ２ ムフ １７０−
の構造を示す断面図、第２図は従来の燃焼器尾筒の斜視
図、第３図は本発明による燃焼器尾筒の一実施例を示す
上部を断面にした図、第４図は第３図の斜視図、第５図
はタービン静翼入口の燃焼ガス温度分布を示す説明図、
第６図は本発明による燃焼器尾筒の他の実施例を示す断
面図である。 １・・・圧縮器、５・・・燃焼器尾筒、９・・・低圧燃
焼ガス側パネル、１０・・・高圧空気側パネル、１１・
・・リプ、第 ／ 図 第 ２ 町 第 ３ 目 第 、！５ 圀 第 ６ 凪 ２ ムフ １７０−
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、ガスタービン燃焼器において発生した高温作動ガス
をタービン静翼に導く燃焼器尾筒において、この燃焼器
尾筒を内側パネルと外側パネルとで二重に形成し、この
両パネルの外周面には、圧縮機で圧縮された空気で内側
パネルを冷却する複数の孔をあけたことを特徴とするガ
スタービン燃焼器尾筒。 ２、特許請求の範囲第１項記載において、上記両パネル
の間にリプを介在し、このリプを介して両パネルを固定
したことを特徴とするガスタービン燃焼器尾筒。 ３、特許請求の範囲第１項記載において、内側パネルの
外周にリプを固定し、このリプに外側パネルを塑性圧着
で固定したことを特徴とするガスタービン燃焼器尾筒。 ４、特許請求の範囲第１項記載において、内側パネルに
あけられた孔は燃焼ガスの流れ方向に傾けて設けたこと
を特徴とするガスタービン燃焼器尾筒。 ５、特許請求の範囲第１項記載において、内側パネルに
設けられた孔はタービン静翼内周側パネル面に数多く設
けたことを特徴とするガスタービン燃焼器尾筒。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6388682A JPS58182034A (ja) | 1982-04-19 | 1982-04-19 | ガスタ−ビン燃焼器尾筒 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6388682A JPS58182034A (ja) | 1982-04-19 | 1982-04-19 | ガスタ−ビン燃焼器尾筒 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS58182034A true JPS58182034A (ja) | 1983-10-24 |
Family
ID=13242212
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6388682A Pending JPS58182034A (ja) | 1982-04-19 | 1982-04-19 | ガスタ−ビン燃焼器尾筒 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS58182034A (ja) |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6139275U (ja) * | 1984-08-14 | 1986-03-12 | 三菱重工業株式会社 | 燃焼器 |
| JPS61231330A (ja) * | 1985-04-05 | 1986-10-15 | Agency Of Ind Science & Technol | ガスタ−ビンの燃焼器 |
| US4719748A (en) * | 1985-05-14 | 1988-01-19 | General Electric Company | Impingement cooled transition duct |
| US4903477A (en) * | 1987-04-01 | 1990-02-27 | Westinghouse Electric Corp. | Gas turbine combustor transition duct forced convection cooling |
| US4916906A (en) * | 1988-03-25 | 1990-04-17 | General Electric Company | Breach-cooled structure |
| US5083422A (en) * | 1988-03-25 | 1992-01-28 | General Electric Company | Method of breach cooling |
| US5435139A (en) * | 1991-03-22 | 1995-07-25 | Rolls-Royce Plc | Removable combustor liner for gas turbine engine combustor |
| US6105371A (en) * | 1997-01-16 | 2000-08-22 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Control of cooling flows for high-temperature combustion chambers having increased permeability in the downstream direction |
| WO2012148675A1 (en) * | 2011-04-27 | 2012-11-01 | Siemens Energy, Inc. | A method of forming a multi-panel outer wall of a component for use in a gas turbine engine |
| EP2216510A3 (en) * | 2009-02-10 | 2014-03-05 | United Technologies Corporation | Transition duct assemblies and gas turbine engine systems involving such assemblies |
| CN107178792A (zh) * | 2017-06-13 | 2017-09-19 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 一种燃气轮机及航空发动机燃烧器尾筒结构 |
-
1982
- 1982-04-19 JP JP6388682A patent/JPS58182034A/ja active Pending
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6139275U (ja) * | 1984-08-14 | 1986-03-12 | 三菱重工業株式会社 | 燃焼器 |
| JPS61231330A (ja) * | 1985-04-05 | 1986-10-15 | Agency Of Ind Science & Technol | ガスタ−ビンの燃焼器 |
| US4719748A (en) * | 1985-05-14 | 1988-01-19 | General Electric Company | Impingement cooled transition duct |
| US4903477A (en) * | 1987-04-01 | 1990-02-27 | Westinghouse Electric Corp. | Gas turbine combustor transition duct forced convection cooling |
| US4916906A (en) * | 1988-03-25 | 1990-04-17 | General Electric Company | Breach-cooled structure |
| US5083422A (en) * | 1988-03-25 | 1992-01-28 | General Electric Company | Method of breach cooling |
| US5435139A (en) * | 1991-03-22 | 1995-07-25 | Rolls-Royce Plc | Removable combustor liner for gas turbine engine combustor |
| US6105371A (en) * | 1997-01-16 | 2000-08-22 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Control of cooling flows for high-temperature combustion chambers having increased permeability in the downstream direction |
| EP2216510A3 (en) * | 2009-02-10 | 2014-03-05 | United Technologies Corporation | Transition duct assemblies and gas turbine engine systems involving such assemblies |
| WO2012148675A1 (en) * | 2011-04-27 | 2012-11-01 | Siemens Energy, Inc. | A method of forming a multi-panel outer wall of a component for use in a gas turbine engine |
| CN103502576A (zh) * | 2011-04-27 | 2014-01-08 | 西门子能源有限公司 | 形成在燃气涡轮发动机中使用的部件的多层面板外壁的方法 |
| US8727714B2 (en) | 2011-04-27 | 2014-05-20 | Siemens Energy, Inc. | Method of forming a multi-panel outer wall of a component for use in a gas turbine engine |
| CN103502576B (zh) * | 2011-04-27 | 2015-11-25 | 西门子能源有限公司 | 形成在燃气涡轮发动机中使用的部件的多层面板外壁的方法 |
| CN107178792A (zh) * | 2017-06-13 | 2017-09-19 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 一种燃气轮机及航空发动机燃烧器尾筒结构 |
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