燃气轮机发动机用燃烧器及燃气轮机 |
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| 申请号 | CN201280015923.3 | 申请日 | 2012-03-29 | 公开(公告)号 | CN103534531B | 公开(公告)日 | 2015-06-03 |
| 申请人 | 株式会社IHI; | 发明人 | 仲俣千由纪; 大北洋治; 细井润; 广光永兆; 平田淳; 出田武臣; | ||||
| 摘要 | 在 燃气轮机 发动机 用 燃烧器 中，在衬里外壁（35）贯通地形成多个用于将冷却空气（CA）向衬里内壁（37）的外表面喷出的 冲击冷却 孔（39），在衬里内壁（37）贯通地形成多个用于将冷却空气（CA）沿衬里内壁（37）的内表面喷出的多个 发散冷却 孔（41），各导热销（43）的前端面相对于衬里外壁（35）的内表面非 接触 ，导热销（43）的高度尺寸（H）与冲击冷却孔（39）的等价直径（D）的比（H／D）设定为1.0～3.0。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种燃气轮机发动机用燃烧器，其用于燃气轮机发动机，在压缩空气中使燃料燃烧，并产生燃烧气体，该燃气轮机发动机用燃烧器的特征在于， |
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| 说明书全文 | 燃气轮机发动机用燃烧器及燃气轮机技术领域背景技术[0002] 一般的环式燃气轮机用燃烧器具备环状的燃烧器壳体，在该燃烧器壳体的内侧在同心上设有环状的燃烧器衬里，在燃烧器衬里的内侧形成用于使燃料燃烧的环状的燃烧室。另外，在燃烧器衬里的前部在圆周方向上隔着间隔地设有向燃烧室内喷射燃料的多个燃料喷嘴，在燃烧器衬里的前部的各燃料喷嘴的周边设有将压缩空气导入燃烧室内的导入部件。 [0003] 另一方面，为了提高燃烧器衬里的冷却性能，开发了能相对于燃烧器衬里一并使用发散冷却及冲击冷却的燃气轮机发动机用燃烧器（参照专利文献1）。具体地说，现有技术的燃气轮机发动机用燃烧器中的燃烧器衬里构成为具有衬里外壁与衬里内壁的双重壁结构，在衬里外壁贯通地形成有多个用于将压缩空气的一部分作为冷却空气向衬里内壁的外表面（外侧壁面）喷出的多个冲击冷却孔。并且，在衬里内壁贯通地形成有多个用于将冷却空气沿衬里内壁的内表面（内侧壁面）喷出冷却空气的多个发散冷却孔。 [0004] 现有技术文献 [0005] 专利文献 [0006] 专利文献1：日本特开2010-43643号公报 发明内容[0007] 发明所要解决的课题 [0008] 然而，近年来，燃气轮机发动机的高输出化的要求强烈，随此，具有涡轮机的入口侧的温度、换言之燃烧室内的温度非常高的倾向。因此，当务之急将暴漏于燃烧气体的燃烧器衬里的冷却性能提高到更高的水平。 [0009] 因此，本发明的目的在于提供能够将燃烧器衬里的冷却性能提高到更高水平的、新的结构的燃气轮机发动机用燃烧器及燃气轮机。 [0010] 用于解决课题的方法 [0011] 本申请的发明人为了解决上述课题，将模拟了在衬里外壁贯通地形成多个冲击冷却孔，并且在衬里内壁贯通地形成多个发散冷却孔，并且在衬里内壁的外表面形成导热销（散热销）的双重壁结构的燃烧器衬里的试验品一边改变导热销的高度，一边制造多个，分别使高温气体及冷却空气流向试验品的一侧（衬里内壁侧）及另一侧（衬里外壁侧），对多个试验品进行冷却性能试验的结果（参照后述的实施例），能够得到在使各导热销的前端面相对于衬里外壁的内表面非接触的状态下，通过使导热销的高度尺寸与冲击冷却孔的等价直径的比为适当的比例，能够抑制燃烧器衬里的重量增大，并且能够充分地提高燃烧器衬里的冷却效率的新的发现，直至完成本发明。在此，适当的比为1.0～3.0。另外，上述新的发现是考虑充分地发挥导热销的散热作用。 [0012] 本发明的第一方式为用于燃气轮机发动机，在压缩空气中使燃料燃烧，产生燃烧气体的燃气轮机发动机用燃烧器，具备燃烧器壳体、以及设在上述燃烧器壳体的内侧，且在内侧形成用于使上述燃料燃烧的燃烧室的燃烧器衬里，上述燃烧器衬里构成为具有衬里外壁与衬里内壁的双重壁结构，在上述衬里外壁贯通地形成多个用于将压缩空气的一部分作为冷却空气向上述衬里内壁的外表面（外侧壁面）喷出的冲击冷却孔，在上述衬里内壁贯通地形成多个用于将冷却空气沿上述衬里内壁的内表面（内侧壁面）喷出的多个发散冷却孔，在上述衬里内壁的外表面形成多个导热销（散热销），各导热销的前端面相对于上述衬里外壁的内表面非接触，上述导热销的高度尺寸与上述冲击冷却孔的等价直径的比设定为1.0～3.0。 [0013] 本发明的第二方式是具备第一方式的燃气轮机发动机用燃烧器的涡轮机。 [0014] 发明效果 [0015] 根据本发明，能够抑制上述燃烧器衬里的重量增大，并且充分地提高上述燃烧器衬里的冷却效率，因此能够促进上述燃气轮机发动机用燃烧器的轻量化，并且将上述燃烧器衬里的冷却性能提高到更高水平。附图说明 [0016] 图1是本发明的实施方式的航天飞机用燃气轮机发动机的概念图。 [0017] 图2是本发明的实施方式的燃气轮机发动机用燃烧器的正剖视图。 [0018] 图3是沿图2的III-III线的放大剖视图。 [0019] 图4（a）是表示衬里外壁或衬里内壁的主要部分的剖视图，图4（b）是表示将燃烧器衬里展开在平面上的状态的一部分的图。 [0020] 图5（a）是表示导热销的高度尺寸与冲击冷却孔的等价直径的比（H／D）与有效导热面积放大率的关系的图，图5（b）是说明冷却性能试验的图。 具体实施方式[0021] 参照图1至图4说明本发明的一个实施方式。另外，图中，“FF”表示前方（从主流观察为上游方向），“FR”为后方（从主流观察为下游方向）。 [0022] 本实施方式的燃气轮机发动机（燃气轮机）例如用于航天飞机或发电机。如图1所示，本实施方式的燃气轮机发动机（燃气轮机）1具备压缩机3。压缩机3压缩被吸入燃气轮机发动机1内的空气A并产生压缩空气PA。另外，在压缩机3上通过涡轮机轴（旋转轴7）连结有涡轮机5。涡轮机5被膨胀的燃烧气体G驱动，并且，与该驱动同时，通过涡轮机轴7驱动压缩机3。并且，在压缩机3与涡轮机5之间设有燃烧器9。燃烧器9在从压缩机3送来的压缩空气PA中使燃料F燃烧，产生燃烧气体G，并向涡轮机5侧排出。 [0023] 如下那样说明燃烧器9的整体结构。 [0024] 如图2及图3所示，燃烧器9例如是环式燃烧器。在该场合，燃烧器9具备环状（空心环状）的燃烧器壳体11。另外，燃烧器壳体11具备环状的外壳13、设在该外壳13的内侧的环状的内壳15。并且，在燃烧器壳体11的前部形成将来自压缩机3的压缩空气PA导入燃烧器壳体11内的环状的导入口17。 [0025] 在燃烧器壳体11内设有环状（空心环状）的燃烧器衬里19。燃烧器衬里19具备环状的外衬里21和设在该外衬里21的内侧的环状的内衬里23。另外，在燃烧器衬里19内形成用于使燃料F燃烧的环状的燃烧室25。换言之，在外衬里21与内衬里23之间形成环状的燃烧室25。另外，外壳13、内壳15、外衬里21、内衬里23任一个都设在同心上。 [0026] 在燃烧器衬里19的前部沿圆周方向隔着间隔地设有将燃料F向燃烧室25内喷射的多个燃料喷嘴27。在各燃料喷嘴27上连接有用于供给燃料F的燃料配管29。各燃料配管29从燃烧器壳体11向外侧突出。另外，在燃烧器衬里19的前部的各燃料喷嘴27的周边设有离心式喷嘴31。离心式喷嘴31作为将压缩空气PA作为旋转流道入燃烧室25内的导入部件起作用。另外，在燃烧器壳体11上设有对燃料F点火（点火）的多个点火栓33。各点火栓33的前端部向燃烧器壳体11的内侧（燃烧室25内）突出。 [0027] 如下那样说明燃烧器9的特征部分的结构。 [0028] 如图3及图4（a）所示，外衬里21及内衬里23分别具有由衬里外壁35与衬里内壁37构成的双重壁结构。在衬里外壁35上贯通地形成多个用于将压缩空气PA的一部分作为冷却空气CA向衬里内壁37的外表面（外侧壁面）喷出的多个冲击冷却孔39，各冲击冷却孔39的中心线39c与衬里外壁35的厚度方向TP平行。 [0029] 在衬里内壁37上贯通地形成多个用于将冷却空气CA向衬里内壁37的内表面（内侧壁面）喷出的多个发散冷却孔41，各发散冷却孔41的中心线（中心轴）41c以发散冷却孔41的出口部位于比入口部靠下游侧的方式相对于衬里内壁37的厚度方向TP倾斜。在此，与发散冷却孔41的中心线41c垂直的截面的直径（或发散冷却孔41的等价直径）及与冲击冷却孔39的中心线（中心轴）39c垂直的截面的直径（或冲击冷却孔39的等价直径）根据设计分别任意地设定。另外，孔的等价直径在与该孔的中心线垂直的截面是圆形的场合指其截面的直径，在该截面不是圆形的场合指水力直径（4×截面积／周长）。 [0030] 衬里外壁35的内表面与衬里内壁37的外表面的间隔尺寸Z和冲击冷却孔39的等价直径D的比（Z／D）为了充分发挥接触冷却性能，设定为1.0～5.0。 [0031] 在衬里内壁37的外表面形成多个导热销（散热销）43。各导热销43的前端面相对于衬里外壁35的内表面非接触。并且，导热销43的高度尺寸H与冲击冷却孔的等价直径D的比（H／D）设定为1.0～3.0。将比（H／D）设定为1.0以上是因为，当比（H／D）小于1.0时，无法充分地发挥利用导热销43的散热作用。将比（H／D）设定为3.0以下是因为，即使将比（H／D）设定为超过3.0的值，也未发现提高了利用导热销43的散热作用，并导致燃烧器衬里19的重量增大。另外，导热销43的截面形状未限于图4所示的四边形，能设定为任意的形状。 [0032] 如图4（b）所示，在将燃烧器衬里19展开在平面上的状态下，各冲击冷却孔39的出口部（出口侧的开口部）、各发散冷却孔41的入口部（入口侧的开口部）、各导热销43分别配置在不同的位置。 [0033] 根据上述结构，说明本发明的实施方式的作用及效果。 [0034] 将从压缩机3送来的压缩空气PA从导热口17导入燃烧器壳体11内，接下来，从离心式喷嘴31作为旋转流导入燃烧室25内。另一方面，从多个燃料喷嘴27向燃烧室25内喷射燃料F，燃料F利用点火栓33点火。由此，燃料F在燃烧室25内的压缩空气PA中燃烧，产生燃烧气体G。燃烧气体G排出到涡轮机5侧，燃气轮机发动机1继续工作。 [0035] 在燃气轮机发动机的工作中，压缩空气PA流入燃烧器壳体11的内表面与燃烧器衬里19的外表面之间。该压缩空气PA从多个冲击冷却孔39向衬里内壁37的外表面喷出。喷出的冷却空气CA与衬里内壁37的外表面碰撞，相对于衬里内壁37进行接触冷却。有助于接触冷却的冷却空气CA从多个发散冷却孔41沿衬里内壁37的内表面喷出。因此，冷却空气CA以沿衬里内壁37的内表面的方式流动，相对于衬里内壁37进行发散冷却。并且，各导热销43的前端面相对于衬里外壁35的内表面非接触，由于将导热销43的高度尺寸H与冲击冷却孔39的等价直径D的比（H／D）设定为1.0～3.0，因此当应用上述新的发现时，能够抑制燃烧器衬里19的重量增大，抑制燃烧器衬里19的高温化（尤其衬里内壁37的高温化），充分地提高燃烧器衬里19的冷却效率。 [0036] 因此，根据本实施方式，能够相对于燃气轮机发动机用燃烧器9的重量与冷却性能设定最适的结构。 [0038] 实施例 [0039] 参照图5（a）及图5（b）说明本发明的实施例。 [0040] 燃烧器衬里的冷却性能能够根据有效导热面积放大率评价。有效导热面积放大率是相对于没有导热销时的冷却侧导热面积与平均热传导率的乘积的、具有导热销时的冷却侧导热面积与平均热传导率的乘积的比例。有效导热面积放大率高时，冷却效率也高。 [0041] 图5（a）表示相对于有效导热面积放大率的比（H／D）的关系。另外，H是上述导热销的高度尺寸，D是上述冲击冷却孔的等价直径。图5（a）的关系通过利用冷却性能试验的结果修正由CFD（Computational Fluid Dynamics）解析得到的解析结果而得到。在该冷却性能试验中，使用模拟了燃烧器衬里19的试验品59（参照图5（b）），检测高温气体HG在衬里内壁77侧流动，并且，冷却空气CA在试验品59的衬里外壁75侧流动时的试验品19的衬里内壁77侧的表面温度。另外，在衬里外壁75上形成多个冲击冷却孔79，在衬里内壁77上形成多个发散冷却孔81。另外，在衬里内壁77的外表面形成多个导热销83。各导热销83的前端面相对于衬里外壁75的内表面非接触。即，图5（b）的冲击冷却孔79、发散冷却孔81、导热销83分别相当于图4（a）的冲击冷却孔39、发散冷却孔41、导热销43。 [0042] 从上述CFD解析结果等可以看出，在导热销的高度尺寸H与冲击冷却孔的等价直径D的比（H／D）为1.0～3.0的场合，有效导热面积放大率变高。 [0043] 即，在使导热销的前端面相对于衬里外壁的内表面非接触的状态下，通过将导热销的高度尺寸H与冲击冷却孔的等价直径D的比（H／D）设定为1.0以上，充分地提高燃烧器衬里的冷却性能。另外，即使导热销的高度尺寸H与冲击冷却孔的等价直径D的比（H／D）超过3.0，也未发现燃烧器衬里的冷却性能提高。 [0044] 产业上的可利用性 [0045] 能相对于燃气轮机发动机用燃烧器9的重量与冷却性能设定最适的结构。 |
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