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EP1983265A2 - Gas turbine reaction chamber wall - Google Patents

Gas turbine reaction chamber wall Download PDF

Info

Publication number
EP1983265A2
EP1983265A2 EP08007322A EP08007322A EP1983265A2 EP 1983265 A2 EP1983265 A2 EP 1983265A2 EP 08007322 A EP08007322 A EP 08007322A EP 08007322 A EP08007322 A EP 08007322A EP 1983265 A2 EP1983265 A2 EP 1983265A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
combustion chamber
gas turbine
chamber wall
wall according
cooling holes
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.)
Withdrawn
Application number
EP08007322A
Other languages
German (de)
French (fr)
Other versions
EP1983265A3 (en
Inventor
Miklós Dr.-Ing. Gerendás
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Original Assignee
Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
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 Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG filed Critical Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Publication of EP1983265A2 publication Critical patent/EP1983265A2/en
Publication of EP1983265A3 publication Critical patent/EP1983265A3/en
Withdrawn legal-status Critical Current

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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
    • 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
    • F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
    • 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
    • F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes
    • 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
    • F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes
    • 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

Definitions

  • the invention relates to a gas turbine combustion chamber wall according to the features of the preamble of claim 1.
  • the GB 9 106 085 A and the WO 92/16798 A describe the construction of a gas turbine combustion chamber by metallic shingles fastened with studs, which by the combination of impingement and effusion cooling leads to a quite effective cooling effect and thus allows the reduction of the cooling air consumption.
  • the pressure loss which exists over the wall, distributed to two throttle points, the shingle support and the shingle itself. To avoid edge leakage usually the greater proportion of the pressure loss is generated via the shingle support, so that the cooling air has less cause, at the Pass the effusion shingles.
  • the GB 2 087 065 A describes an impingement cooling configuration with a shingled shingled piping, with each individual impingement cooling jet being protected from cross flow by an upstream pin or rib on the shingle. Furthermore, the pins or ribs increase the area available for heat transfer.
  • the GB 2 360 086 A describes an impingement cooling configuration with hexagonal ribs and partly additional prisms centrally located within the hexagonal ribs to increase the heat transfer.
  • the GB 9 106 085 A uses only a flat surface as the target of impingement cooling. An attachment of ribs would bring little except the simple increase in the area, since the ribs, such as in the GB 2 360 086 A are shown to require an overflow to take effect. Due to the congruence of impingement cooling air supply and removal of the air through the effusion bores, however, there is no appreciable Speed at the overflow of the ribs. In part, the pressure difference across the shingle is reduced by the torch swirl so that no effective flow through the effusion holes takes place more or even threatens hot gas burglary in the impingement cooling chamber of the shingle.
  • Film cooling is the most effective way to reduce the wall temperature, as the component is protected by the insulating cooling film from transferring heat from the hot gas, instead of removing heat that has already been injected by other methods afterwards.
  • the GB 2 087 065 A and the GB 2 360 086 A contain no technical teaching to renew the cooling film on the hot gas side within the extension of the shingle.
  • the shingle must be made so short in each case in the flow direction that the cooling film produced by the upstream shingle over the entire length of the shingle carries. This forces a multitude of shingles along the combustion chamber wall and does not allow to cover this distance with a single shingle.
  • the invention has for its object to provide a gas turbine combustor wall of the type mentioned, which with a simple structure and easier, cost-effective manufacturability which has a high cooling efficiency and good damping.
  • impact-cooled shingles having a surface structure, e.g. by hexagonal ribs or other polygonal shapes, wherein the spent air is discharged through effusion holes from the baffle cooling gap so that the extension of baffle cooling holes for air supply, and the effusion hole field for air discharge are not congruent.
  • the area which is equipped with a surface structure, can cover the entire shingle, or only an optimized area, in which a considerable overflow of the surface structure takes place and thus increases the noticeable heat transfer.
  • the displacement may be provided in the circumferential direction or in the axial direction or any combination thereof.
  • the hexagonal ribs may be filled with a prism so that the tip of the prism is at or above the level of the ribs.
  • the surface structure may be formed of tri-, tetra- or other polygonal cells.
  • the surface structure may also consist of circular or droplet-shaped depressions, whereby here too a shift between impact field field, surface structure area and effusion hole field in the axial or / and circumferential direction is decisive. If impingement cooling holes are present in the area of the surface structure, then the impact cooling jets strike the shingle substantially in the middle of the polygonal cell or at the lowest point of the circular or drop-shaped depression.
  • the impingement cooling holes may vary in diameter in the axial and / or circumferential direction, as well as the effusion holes and the dimensions of the surface structure.
  • the impingement cooling holes are substantially perpendicular to the impingement cooling surface, but the effusion holes are at a shallow angle to the hot gas side surface in the range of 10-45 degrees, advantageously in the range of 15-30 degrees.
  • the effusion holes may be purely axially aligned or form a circumferential angle.
  • the effusion hole pattern can be oriented on the surface structure.
  • a defined overflow of the ribs or depressions results in maximizing the rib effect while at the same time minimizing the impairment of the impingement cooling by the transverse flow.
  • the shingles temperature is lowered, thus extending the life of the component.
  • the Fig. 1 shows a schematic representation of a cross section of a gas turbine combustor according to the prior art.
  • compressor outlet blades 1 and a combustion chamber outer housing 2 and a combustion chamber inner housing 3 are shown schematically.
  • the reference numeral 4 denotes a burner with arm and head
  • the reference numeral 5 denotes a combustion chamber head, which is followed by a multilayer combustion chamber wall 6, from which the flow is directed to turbine inlet blades 7.
  • the Fig. 2 shows an embodiment according to the prior art, as for example from the WO 92/16798 A is already known.
  • a combustion chamber wall 9 (shingle support) is shown, in which a plurality of inflow bores 8 (impingement cooling holes) are formed, through which cooling air from the compressor exit air 12 is introduced into a gap 14 between a shingle 10 and the combustion chamber wall 9.
  • the shingle 10 is secured by stud bolts 15 and fastening nuts 16.
  • the shingle comprises several effusion cooling holes 11.
  • the Fig. 3 shows a first embodiment of the combustion chamber wall according to the invention.
  • FIG. 3 shows, in a schematic plan view, the displacement of the region 17 of the impingement cooling holes 8 and the region 18 of the effusion cooling holes 11 and 23. It can be seen that between the regions 17 and 18 with a partial overlap the region of the surface structure 20 is arranged, wherein the individual elements of FIG Surface structure are indicated schematically by the reference numeral 22.
  • the Fig. 5 shows a further modification in an analogous view Fig. 4 with only partially overlapping areas (area 17 for the impingement cooling holes 8, area 18 for the Effusion cooling holes 11 and area 20 for the surface structure 22).
  • Reference numeral 21 schematically shows the projection of an impingement cooling hole 8 in the combustion chamber wall 9 (shingle support) onto the shingle 10.
  • the Fig. 6 shows a schematic side view (cross section) of different embodiments of the surface structure 19, 22.
  • a rib 24 is provided with a rectangular cross-section and a rib 25 with a trapezoidal cross-section.
  • the surface structure 19 may comprise circular depressions 26 as well as drop-shaped depressions 27 (see also FIGS Fig. 7 ).
  • Reference numeral 30 schematically represents a prismatic elevation (prism). The prism may be lower than the ribs 24, 25, higher than the ribs 24, 25 or the same height as the ribs 24, 25.
  • the Fig. 7 shows a schematic plan view, analog Fig. 6 , a further embodiment variant, from which square cells 28 and hexagonal cells 29 result, which may also be provided with a prism 30.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
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  • Mechanical Engineering (AREA)
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  • Ceramic Engineering (AREA)
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Abstract

The combustion chamber wall (9) has multiple shingles (10) forming a space (14), where the shingles are arranged on an inner side of the combustion chamber wall. The cooling air is passed into the space through impact cooling holes (8) and the cooling air is exhausted from the space into a combustion chamber through effusion cooling holes (11), where the impact cooling holes and the effusion cooling holes are formed in the combustion chamber wall and the shingles, respectively. Each shingle is provided with a surface structure (19) at a side that faces the combustion chamber wall.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Gasturbinenbrennkammerwand gemäß den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruchs 1.The invention relates to a gas turbine combustion chamber wall according to the features of the preamble of claim 1.

Die GB 9 106 085 A und die WO 92/16798 A beschreiben den Aufbau einer Gasturbinenbrennkammer durch mit Stehbolzen befestigten, metallischen Schindeln, welche durch die Kombination von Prall- und Effusionskühlung zu einer recht effektiven Kühlwirkung führt und somit die Reduktion des Kühlluftverbrauchs erlaubt. Allerdings wird der Druckverlust, welcher über die Wand hinweg existiert, auf zwei Drosselstellen verteilt, den Schindelträger und die Schindel selbst. Zur Vermeidung von Randleckagen wird meist der größere Anteil des Druckverlustes über den Schindelträger erzeugt, so dass die Kühlluft weniger Veranlassung hat, an der Effusionsschindel vorbeizufließen.The GB 9 106 085 A and the WO 92/16798 A describe the construction of a gas turbine combustion chamber by metallic shingles fastened with studs, which by the combination of impingement and effusion cooling leads to a quite effective cooling effect and thus allows the reduction of the cooling air consumption. However, the pressure loss, which exists over the wall, distributed to two throttle points, the shingle support and the shingle itself. To avoid edge leakage usually the greater proportion of the pressure loss is generated via the shingle support, so that the cooling air has less cause, at the Pass the effusion shingles.

Die GB 2 087 065 A beschreibt eine Prallkühlkonfiguration mit einer bestifteten bzw. berippten Schindel, wobei jeder einzelne Prallkühlstrahl von einem stromauf liegenden Stift bzw. einer Rippe auf der Schindel vor der Querströmung geschützt wird. Desweiteren erhöhen die Stifte bzw. Rippen die zur Wärmeübertragung zur Verfügung stehende Fläche.The GB 2 087 065 A describes an impingement cooling configuration with a shingled shingled piping, with each individual impingement cooling jet being protected from cross flow by an upstream pin or rib on the shingle. Furthermore, the pins or ribs increase the area available for heat transfer.

Die GB 2 360 086 A beschreibt eine Prallkühlkonfiguration mit hexagonalen Rippen und zum Teil zusätzlichen zentral innerhalb der hexagonalen Rippen angelegten Prismen zur Erhöhung des Wärmeübergangs.The GB 2 360 086 A describes an impingement cooling configuration with hexagonal ribs and partly additional prisms centrally located within the hexagonal ribs to increase the heat transfer.

Die GB 9 106 085 A nutzt nur eine ebene Fläche als Ziel der Prallkühlung. Eine Anbringung von Rippen würde außer der einfachen Erhöhung der Fläche wenig bringen, da die Rippen, wie sie z.B. in der GB 2 360 086 A gezeigt sind, eine Überströmung benötigen, um wirksam zu werden. Durch die Deckungsgleichheit von Prallkühlluftzuführung und Abführung der Luft durch die Effusionsbohrungen ergibt sich allerdings keine nennenswerte Geschwindigkeit bei der Überströmung der Rippen. Zum Teil wird die Druckdifferenz über die Schindel durch den Brennerdrall so vermindert, dass keine effektive Durchströmung der Effusionslöcher mehr stattfindet oder sogar Heißgaseinbruch in die Prallkühlkammer der Schindel droht.The GB 9 106 085 A uses only a flat surface as the target of impingement cooling. An attachment of ribs would bring little except the simple increase in the area, since the ribs, such as in the GB 2 360 086 A are shown to require an overflow to take effect. Due to the congruence of impingement cooling air supply and removal of the air through the effusion bores, however, there is no appreciable Speed at the overflow of the ribs. In part, the pressure difference across the shingle is reduced by the torch swirl so that no effective flow through the effusion holes takes place more or even threatens hot gas burglary in the impingement cooling chamber of the shingle.

Die Filmkühlung ist die effektivste Möglichkeit, die Wandtemperatur zu senken, da das Bauteil durch den isolierenden Kühlfilm vor der Übertragung von Wärme aus dem Heißgas geschützt wird, statt bereits eingekoppelte Wärme durch andere Methoden im Nachhinein wieder zu entfernen. Die GB 2 087 065 A und die GB 2 360 086 A enthalten keine technische Lehre zur Erneuerung des Kühlfilms auf der Heißgasseite innerhalb der Erstreckung der Schindel. Die Schindel muss jeweils in Strömungsrichtung so kurz ausgeführt werden, dass der von der stromauf liegenden Schindel erzeugte Kühlfilm über die gesamte Länge der Schindel trägt. Dies erzwingt eine Vielzahl von Schindeln entlang der Brennkammerwand und erlaubt nicht, diese Strecke mit einer einzigen Schindel abzudecken.Film cooling is the most effective way to reduce the wall temperature, as the component is protected by the insulating cooling film from transferring heat from the hot gas, instead of removing heat that has already been injected by other methods afterwards. The GB 2 087 065 A and the GB 2 360 086 A contain no technical teaching to renew the cooling film on the hot gas side within the extension of the shingle. The shingle must be made so short in each case in the flow direction that the cooling film produced by the upstream shingle over the entire length of the shingle carries. This forces a multitude of shingles along the combustion chamber wall and does not allow to cover this distance with a single shingle.

Bei der GB 2 087 065 A strömt die Luft als geschichtete Strömung entlang eines durchgehenden geraden Kanals, was die Grenzschicht schnell wachsen lässt und somit den Wärmeübergang trotz des Aufwandes schnell vermindert.In the GB 2 087 065 A the air flows as a stratified flow along a continuous straight channel, which makes the boundary layer grow quickly and thus rapidly reduces the heat transfer despite the expense.

Eine technische Lehre zur Abführung der verbrauchten Luft wird in der GB 2 360 086 A nicht gegeben. Somit ist auch diese Anordnung nur für kleine Schindeln geeignet. Bei größeren Schindeln würde die Querströmung zu stark und die Wirkung der Prallkühlung würde durch die Ablenkung des Prallkühlstrahls vermindert.A technical teaching for the removal of the spent air is in the GB 2 360 086 A not given. Thus, this arrangement is only suitable for small shingles. For larger shingles, the cross flow would be too strong and the effect of impingement cooling would be reduced by the deflection of the impingement cooling jet.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Gasturbinenbrennkammerwand der eingangs genannten Art zu schaffen, welche bei einfachem Aufbau und einfacher, kostengünstiger Herstellbarkeit die eine hohe Kühleffizienz und eine gute Dämpfung aufweist.The invention has for its object to provide a gas turbine combustor wall of the type mentioned, which with a simple structure and easier, cost-effective manufacturability which has a high cooling efficiency and good damping.

Erfindungsgemäß wird die Aufgabe durch die Merkmalskombination des Anspruchs 1 gelöst, die Unteransprüche zeigen weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.According to the invention the object is achieved by the combination of features of claim 1, the dependent claims show further advantageous embodiments of the invention.

Erfindungsgemäß werden prall-effusionsgekühlte Schindeln mit einer Oberflächenstruktur, z.B. durch hexagonale Rippen oder andere mehreckige Formen, ausgestattet, wobei die verbrauchte Luft durch Effusionsbohrungen aus dem Prallkühlspalt so abgeführt wird, dass die Erstreckung von Prallkühllöchern zur Luftzufuhr, und das Effusionslochfeld zur Luftabfuhr nicht deckungsgleich sind. Der Bereich, der mit einer Oberflächenstruktur ausgestattet ist, kann die gesamte Schindel abdecken, oder nur einen optimierten Bereich, in welchem eine nennenswerte Überströmung der Oberflächenstruktur stattfindet und somit den merklichen Wärmeübergang erhöht. Die Verschiebung kann in Umfangsrichtung oder in axialer Richtung oder einer beliebigen Kombination dieser vorgesehen werden.According to the invention, impact-cooled shingles having a surface structure, e.g. by hexagonal ribs or other polygonal shapes, wherein the spent air is discharged through effusion holes from the baffle cooling gap so that the extension of baffle cooling holes for air supply, and the effusion hole field for air discharge are not congruent. The area, which is equipped with a surface structure, can cover the entire shingle, or only an optimized area, in which a considerable overflow of the surface structure takes place and thus increases the noticeable heat transfer. The displacement may be provided in the circumferential direction or in the axial direction or any combination thereof.

Die hexagonalen Rippen können mit einem Prisma gefüllt sein, so dass die Spitze des Prismas auf dem Niveau der Rippen oder darüber bzw. darunter liegt. Die Oberflächenstruktur kann aus drei-, vier- oder anderen mehreckigen Zellen gebildet werden. Die Oberflächenstruktur kann auch aus kreis- bzw. tropfenförmige Vertiefungen bestehen, wobei auch hier eine Verschiebung zwischen Pralllochfeld, Oberflächenstrukturbereich und Effusionslochfeld in Axial- oder/und Umfangsrichtung entscheidend ist. Sofern Prallkühlbohrungen im Bereich der Oberflächenstruktur vorhanden sind, so treffen die Prallkühlstrahlen im Wesentlichen in der Mitte der mehreckigen Zelle bzw. am tiefsten Punkt der kreis- oder tropfenförmigen Vertiefung auf die Schindel.The hexagonal ribs may be filled with a prism so that the tip of the prism is at or above the level of the ribs. The surface structure may be formed of tri-, tetra- or other polygonal cells. The surface structure may also consist of circular or droplet-shaped depressions, whereby here too a shift between impact field field, surface structure area and effusion hole field in the axial or / and circumferential direction is decisive. If impingement cooling holes are present in the area of the surface structure, then the impact cooling jets strike the shingle substantially in the middle of the polygonal cell or at the lowest point of the circular or drop-shaped depression.

Auf der heißgaszugewandten Seite kann die Schindel eine Wärmedämmschicht aus keramischem Material erhalten.On the hot gas side facing the shingle can get a thermal barrier coating of ceramic material.

Die Prallkühllöcher können in Axial- und/oder Umfangsrichtung im Durchmesser variieren, ebenso wie die Effusionslöcher und die Dimensionen der Oberflächenstruktur.The impingement cooling holes may vary in diameter in the axial and / or circumferential direction, as well as the effusion holes and the dimensions of the surface structure.

Die Prallkühllöcher sind im Wesentlichen senkrecht zur Prallkühlfläche ausgerichtet, die Effusionslöcher hingegen in einem flachen Winkel zur heißgasseitigen Oberfläche im Bereich von 10-45 Grad, vorteilhafterweise im Bereich von 15-30 Grad. Die Effusionslöcher können rein axial ausgerichtet sein, oder einen Umfangswinkel bilden. Das Effusionslochmuster kann sich an der Oberflächenstruktur orientieren.The impingement cooling holes are substantially perpendicular to the impingement cooling surface, but the effusion holes are at a shallow angle to the hot gas side surface in the range of 10-45 degrees, advantageously in the range of 15-30 degrees. The effusion holes may be purely axially aligned or form a circumferential angle. The effusion hole pattern can be oriented on the surface structure.

Erfindungsgemäß entsteht eine definierte Überströmung der Rippen bzw. Vertiefungen zur Maximierung der Rippenwirkung bei gleichzeitiger Minimierung der Beeinträchtigung der Prallkühlung durch die Querströmung. Durch eine stromab Verschiebung der Durchtritte der Effusionslöcher auf der Heißgasseite wird ein druckgradientbedingter Heißgasseinbruch in der unmittelbaren Nähe zum Brenner sicher verhindert. Durch die optimierte Überströmung der Rippen/Vertiefungen und eventuell Prismen wird genügend Kühlwirkung in diesem Bereich erzeugt.According to the invention, a defined overflow of the ribs or depressions results in maximizing the rib effect while at the same time minimizing the impairment of the impingement cooling by the transverse flow. By a downstream displacement of the passages of the effusion holes on the hot gas side, a pressure gradient-induced hot gas break in the immediate vicinity of the burner is reliably prevented. Due to the optimized overflow of the ribs / depressions and possibly prisms sufficient cooling effect is generated in this area.

Durch die Verhinderung des Heißgaseinbruches und die gute Kühlwirkung der Schindel mit verbesserter Prallkühlung wird die Schindeltemperatur gesenkt und somit die Lebensdauer des Bauteils verlängert.By preventing the hot gas collapse and the good cooling effect of the shingle with improved impingement cooling, the shingles temperature is lowered, thus extending the life of the component.

Im Folgenden wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen in Verbindung mit der Zeichnung beschrieben. Dabei zeigt:

Fig. 1
eine schematische Darstellung einer Gasturbine mit einer Gasturbinenbrennkammer,
Fig. 2
eine Axialschnitt-Teilansicht einer Ausgestaltungsform nach dem Stand der Technik,
Fig. 3
eine Schnittansicht, analog Fig. 3, eines Ausführungsbeispiels der Erfindung,
Fig. 4
eine schematische Draufsicht der Anordnung einer erfindungsgemäßen Ausgestaltung,
Fig. 5
eine Ansicht, analog Fig. 4, eines weiteren Ausführungsbeispiels der Erfindung,
Fig. 6
eine vereinfachte Schnittansicht einer Ausgestaltungsform der Oberflächenstruktur, und
Fig. 7
eine vereinfachte Draufsicht auf ein weiteres Ausführungsbeispiel der Oberflächenstruktur, analog Fig. 6.
In the following the invention will be described by means of embodiments in conjunction with the drawing. Showing:
Fig. 1
a schematic representation of a gas turbine with a gas turbine combustor,
Fig. 2
3 is a partial axial sectional view of a prior art embodiment;
Fig. 3
a sectional view, analog Fig. 3 , an embodiment of the invention,
Fig. 4
a schematic plan view of the arrangement of an embodiment of the invention,
Fig. 5
a view, analog Fig. 4 , another embodiment of the invention,
Fig. 6
a simplified sectional view of an embodiment of the surface structure, and
Fig. 7
a simplified plan view of another embodiment of the surface structure, analog Fig. 6 ,

Bei den Ausführungsbeispielen werden gleiche Teile mit gleichen Bezugsziffern bezeichnet.In the embodiments, like parts are designated by like reference numerals.

Die Fig. 1 zeigt in schematischer Darstellung einen Querschnitt einer Gasturbinenbrennkammer gemäß dem Stand der Technik. Dabei sind schematisch Kompressorauslassschaufeln 1 sowie ein Brennkammeraußengehäuse 2 und ein Brennkammerinnengehäuse 3 dargestellt. Das Bezugszeichen 4 bezeichnet einen Brenner mit Arm und Kopf, das Bezugszeichen 5 bezeichnet einen Brennkammerkopf, an welchem sich eine mehrschichtige Brennkammerwand 6 anschließt, aus welcher die Strömung zu Turbineneinlassschaufeln 7 geleitet wird.The Fig. 1 shows a schematic representation of a cross section of a gas turbine combustor according to the prior art. In this case, compressor outlet blades 1 and a combustion chamber outer housing 2 and a combustion chamber inner housing 3 are shown schematically. The reference numeral 4 denotes a burner with arm and head, the reference numeral 5 denotes a combustion chamber head, which is followed by a multilayer combustion chamber wall 6, from which the flow is directed to turbine inlet blades 7.

Die Fig. 2 zeigt eine Ausgestaltungsform gemäß dem Stand der Technik, so wie dies beispielsweise aus der WO 92/16798 A vorbekannt ist. Dabei ist eine Brennkammerwand 9 (Schindelträger) dargestellt, in welcher mehrere Zuströmbohrungen 8 (Prallkühllöcher) ausgebildet sind, durch welche Kühlluft aus der Kompressoraustrittsluft 12 in einen Zwischenraum 14 zwischen einer Schindel 10 und der Brennkammerwand 9 eingeleitet wird. Die Schindel 10 ist mittels Stehbolzen 15 und Befestigungsmuttern 16 gesichert. Weiterhin umfasst die Schindel mehrere Effusionskühlungslöcher 11.The Fig. 2 shows an embodiment according to the prior art, as for example from the WO 92/16798 A is already known. In this case, a combustion chamber wall 9 (shingle support) is shown, in which a plurality of inflow bores 8 (impingement cooling holes) are formed, through which cooling air from the compressor exit air 12 is introduced into a gap 14 between a shingle 10 and the combustion chamber wall 9. The shingle 10 is secured by stud bolts 15 and fastening nuts 16. Furthermore, the shingle comprises several effusion cooling holes 11.

Die Fig. 3 zeigt ein erstes Ausführungsbeispiel der erfindungsgemäßen Brennkammerwand. Diese umfasst an der radial nach außen gerichteten, der Brennkammerwand 9 zugewandten Seite der Schindel 10 eine Oberflächenstruktur 19, welche somit auf der Prallfläche der Schindel 10 vorgesehen ist. Die Fig. 3 zeigt mit dem Bezugszeichen 17 einen Bereich der Prallkühllöcher 8, während das Bezugszeichen 18 einen Bereich der Effusionskühlungslöcher 11 darstellt. Es ergibt sich aus der Darstellung der Fig. 3, dass die Bereiche 17 und 18 in Axialrichtung (bezogen auf die Strömungsrichtung der Kompressoraustrittsluft 12 und der Flamme bzw. dem Rauchgas 13) versetzt sind.The Fig. 3 shows a first embodiment of the combustion chamber wall according to the invention. On the radially outwardly directed side of the shingle 10 facing the combustion chamber wall 9, this comprises a surface structure 19, which is thus provided on the impact surface of the shingle 10. The Fig. 3 17, a reference numeral 17 indicates a portion of the impingement cooling holes 8, and a reference numeral 18 represents a portion of the effusion cooling holes 11. It follows from the representation of Fig. 3 in that the regions 17 and 18 are offset in the axial direction (with respect to the flow direction of the compressor discharge air 12 and the flame or the flue gas 13).

Die Fig. 4 zeigt in schematischer Draufsicht die Versetzung des Bereichs 17 der Prallkühllöcher 8 und des Bereichs 18 der Effusionskühlungslöcher 11 bzw. 23. Dabei ist ersichtlich, dass zwischen den Bereichen 17 und 18 mit einer teilweisen Überlappung der Bereich der Oberflächenstruktur 20 angeordnet ist, wobei die Einzelelemente der Oberflächenstruktur schematisch mit dem Bezugszeichen 22 angedeutet sind.The Fig. 4 FIG. 3 shows, in a schematic plan view, the displacement of the region 17 of the impingement cooling holes 8 and the region 18 of the effusion cooling holes 11 and 23. It can be seen that between the regions 17 and 18 with a partial overlap the region of the surface structure 20 is arranged, wherein the individual elements of FIG Surface structure are indicated schematically by the reference numeral 22.

Die Fig. 5 zeigt eine weitere Modifikation in analoger Ansicht zu Fig. 4 mit nur teilweise überlappenden Bereichen (Bereich 17 für die Prallkühllöcher 8, Bereich 18 für die Effusionskühlungslöcher 11 und Bereich 20 für die Oberflächenstruktur 22). Mit dem Bezugszeichen 21 ist in schematischer Weise die Projektion eines Prallkühllochs 8 in der Brennkammerwand 9 (Schindelträger) auf die Schindel 10 dargestellt.The Fig. 5 shows a further modification in an analogous view Fig. 4 with only partially overlapping areas (area 17 for the impingement cooling holes 8, area 18 for the Effusion cooling holes 11 and area 20 for the surface structure 22). Reference numeral 21 schematically shows the projection of an impingement cooling hole 8 in the combustion chamber wall 9 (shingle support) onto the shingle 10.

Die Fig. 6 zeigt in schematischer Seitenansicht (Querschnitt) unterschiedliche Ausgestaltungsformen der Oberflächenstruktur 19, 22. Dabei ist beispielsweise eine Rippe 24 mit einem rechteckigen Querschnitt sowie eine Rippe 25 mit einem trapezförmigen Querschnitt vorgesehen. Weiterhin kann die Oberflächenstruktur 19 kreisförmige Vertiefungen 26 sowie tropfenförmige Vertiefungen 27 umfassen (siehe auch Fig. 7). Mit dem Bezugszeichen 30 ist schematisch eine prismatische Erhöhung (Prisma) dargestellt. Das Prisma kann niedriger als die Rippen 24, 25, höher als die Rippen 24, 25 oder gleich hoch wie die Rippen 24, 25 ausgebildet sein.The Fig. 6 shows a schematic side view (cross section) of different embodiments of the surface structure 19, 22. Here, for example, a rib 24 is provided with a rectangular cross-section and a rib 25 with a trapezoidal cross-section. Furthermore, the surface structure 19 may comprise circular depressions 26 as well as drop-shaped depressions 27 (see also FIGS Fig. 7 ). Reference numeral 30 schematically represents a prismatic elevation (prism). The prism may be lower than the ribs 24, 25, higher than the ribs 24, 25 or the same height as the ribs 24, 25.

Die Fig. 7 zeigt eine schematische Draufsicht, analog Fig. 6, einer weiteren Ausgestaltungsvariante, aus welcher sich viereckige Zellen 28 und sechseckige Zellen 29 ergeben, die ebenfalls mit einem Prisma 30 versehen sein können.The Fig. 7 shows a schematic plan view, analog Fig. 6 , a further embodiment variant, from which square cells 28 and hexagonal cells 29 result, which may also be provided with a prism 30.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11
Kompressorauslassschaufeln.Kompressorauslassschaufeln.
22
BrennkammeraußengehäuseCombustion chamber outer housing
33
BrennkammerinnengehäuseCombustion chamber inner housing
44
Brenner mit Arm und KopfBurner with arm and head
55
Brennkammerkopfbulkhead
66
Mehrschichtige BrennkammerwandMultilayer combustion chamber wall
77
TurbineneinlassschaufelnTurbine inlet vanes
88th
Zuströmbohrung/PrallkühllochInflow bore / impingement cooling hole
99
Brennkammerwand/SchindelträgerCombustion chamber wall / tile carrier
1010
Schindelshingle
1111
EffusionskühlungslöcherEffusionskühlungslöcher
1212
KompressoraustrittsluftCompressor discharge air
1313
Flamme und RauchgasFlame and flue gas
1414
Zwischenraum zwischen Schindel 10 und Brennkammerwand 9Interspace between shingles 10 and combustion chamber wall 9
1515
Stehbolzenstuds
1616
Befestigungsmutterfixing nut
1717
Bereich der Prallkühllöcher 8Area of the impact cooling holes 8
1818
Bereich der Effusionskühlungslöcher 11Area of the effusion cooling holes 11
1919
Oberflächenstruktur auf Prallfläche der Schindel 10Surface structure on baffle of the shingle 10
2020
Bereich der Oberflächenstruktur 19Area of the surface structure 19
2121
Projektion des Prallkühllochs im Schindelträger auf die SchindelProjection of the impact cooling hole in the shingle support onto the shingle
2222
Einzelelement der Oberflächenstruktur (Rippe Fig. 4 oder Vertiefung Fig. 5)Single element of the surface structure (rib Fig. 4 or depression Fig. 5 )
2323
EffusionskühlungslochEffusionskühlungsloch
2424
Rippe mit rechteckigem QuerschnittRib with rectangular cross section
2525
Rippe mit trapezförmigem QuerschnittRib with trapezoidal cross-section
2626
Kreisförmige VertiefungCircular depression
2727
Tropfenförmige Vertiefung (Überströmung im Wesentlichen von links nach rechts)Drop-shaped depression (overflow essentially from left to right)
2828
Viereckige ZellenSquare cells
2929
Sechseckige ZellenHexagonal cells
3030
Prisma (niedriger, höher als Rippe oder gleich hoch)Prism (lower, higher than rib or equal)

Claims (19)

1. Gasturbinenbrennkammerwand für eine Gasturbine mit einer Brennkammerwand (9), an deren Innenseite mehrere Schindeln (10) angeordnet sind, wobei die Schindeln (10) zur Brennkammerwand (9) einen Zwischenraum (14) bilden, in welchen Kühlluft durch in der Brennkammerwand (9) ausgebildete Prallkühllöcher (8) eingeleitet wird und aus welchem die Kühlluft durch in der Schindel (10) ausgebildete Effusionskühlungslöcher (11, 23) in die Brennkammer ausströmt, dadurch gekennzeichnet, dass die Schindel (10) an ihrer der Brennkammerwand (9) zugewandten Seite mit einer Oberflächenstruktur (19, 22) versehen ist. 1. A gas turbine combustor liner for a gas turbine with a combustion chamber wall (9), on the inside thereof a plurality of shingles (10) are arranged, wherein the shingles (10) to the combustion chamber wall (9) forming a space (14) into which cooling air (in the combustion chamber wall 9) formed impingement cooling holes (8) is introduced and from which the cooling air through in the shingle (10) formed effusion cooling holes (11, 23) flows into the combustion chamber, characterized in that the shingle (10) at its the combustion chamber wall (9) facing Side with a surface structure (19, 22) is provided. 2. Gasturbinenbrennkammerwand nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass ein mit den Prallkühllöchern (8) versehener Bereich (17), ein mit der Oberflächenstruktur (19, 22) versehener Bereich (20) und ein mit den Effusionskühlungslöchern (11, 23) versehener Bereich (18) zueinander versetzt angeordnet sind. A gas turbine combustor wall according to claim 1, characterized in that a region (17) provided with said impingement cooling holes (8), a region (20) provided with said surface structure (19, 22), and a region provided with said effusion cooling holes (11, 23) (18) are arranged offset from each other. 3. Gasturbinenbrennkammerwand nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Versetzung in Umfangsrichtung ausgebildet ist. 3. gas turbine combustion chamber wall according to claim 2, characterized in that the offset is formed in the circumferential direction. 4. Gasturbinenbrennkammerwand nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Versetzung in Axialrichtung ausgebildet ist. 4. Gas turbine combustor wall according to claim 2, characterized in that the offset is formed in the axial direction. 5. Gasturbinenbrennkammerwand nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Versetzung in Umfangsrichtung und in Axialrichtung ausgebildet ist. 5. gas turbine combustion chamber wall according to claim 2, characterized in that the offset is formed in the circumferential direction and in the axial direction. 6. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Oberflächenstruktur (19, 22) mindestens eine Rippe (24, 25) umfasst. 6. gas turbine combustion chamber wall according to one of claims 1 to 5, characterized in that the surface structure (19, 22) comprises at least one rib (24, 25). 6. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Oberflächenstruktur (19, 22) mindestens eine Rippe (24, 25) umfasst. 6. gas turbine combustion chamber wall according to one of claims 1 to 5, characterized in that the surface structure (19, 22) comprises at least one rib (24, 25). 7. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Oberflächenstruktur (19, 22) mindestens eine Vertiefung (26, 27) umfasst. 7. gas turbine combustion chamber wall according to one of claims 1 to 6, characterized in that the surface structure (19, 22) at least one recess (26, 27). 8. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Oberflächenstruktur (19, 22) zumindest eine Zelle (28, 29) umfasst. 8. gas turbine combustion chamber wall according to one of claims 1 to 7, characterized in that the surface structure (19, 22) comprises at least one cell (28, 29). 9. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Oberflächenstruktur (19, 22) mindestens eine prismatische Erhebung (30) umfasst. 9. gas turbine combustion chamber wall according to one of claims 1 to 8, characterized in that the surface structure (19, 22) comprises at least one prismatic elevation (30). 10. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Schindel (10) mit einer Wärmedämmschicht aus einem keramischen Material versehen ist. 10. gas turbine combustion chamber wall according to one of claims 1 to 9, characterized in that the shingle (10) is provided with a thermal barrier coating of a ceramic material. 11. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Prallkühllöcher (8) in axialer Richtung und/oder in Umfangsrichtung im Durchmesser variierend ausgebildet sind. 11. gas turbine combustion chamber wall according to one of claims 1 to 10, characterized in that the impingement cooling holes (8) are formed varying in diameter in the axial direction and / or in the circumferential direction. 12. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass die Effusionskühlungslöcher (11, 23) in axialer Richtung und/oder in Umfangsrichtung im Durchmesser variierend ausgebildet sind. 12. gas turbine combustion chamber wall according to one of claims 1 to 11, characterized in that the effusion cooling holes (11, 23) are formed varying in diameter in the axial direction and / or in the circumferential direction. 13. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Dimensionen der Oberflächenstruktur (19, 22) in axialer Richtung und/oder in Umfangsrichtung im Durchmesser variierend ausgebildet sind. 13. gas turbine combustion chamber wall according to one of claims 1 to 12, characterized in that the dimensions of the surface structure (19, 22) in the axial direction and / or are formed varying in diameter in the circumferential direction. 14. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 1 bis 13, dadurch gekennzeichnet, dass die Prallkühllöcher (8) im Wesentlichen senkrecht zur Brennkammerwand (9) ausgebildet sind. 14. Gas turbine combustor wall according to one of claims 1 to 13, characterized in that the impingement cooling holes (8) are formed substantially perpendicular to the combustion chamber wall (9). 15. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 1 bis 14, dadurch gekennzeichnet, dass die Effusionskühlungslöcher (11, 23) in einem flachen Winkel im Bereich von 10-45 Grad ausgebildet sind. 15. Gas turbine combustor wall according to one of claims 1 to 14, characterized in that the effusion cooling holes (11, 23) are formed at a shallow angle in the range of 10-45 degrees. 16. Gasturbinenbrennkammerwand nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, dass die Effusionskühlungslöcher (11, 23) in einem Winkel im Bereich von 15-30 Grad ausgebildet sind. A gas turbine combustor wall according to claim 15, characterized in that the effusion cooling holes (11, 23) are formed at an angle in the range of 15-30 degrees. 17. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 1 bis 16, dadurch gekennzeichnet, dass die Effusionskühlungslöcher (11, 23) hinsichtlich ihrer Mittelachse axial zur Brennkammer ausgerichtet sind. 17 gas turbine combustion chamber wall according to one of claims 1 to 16, characterized in that the effusion cooling holes (11, 23) are aligned axially with respect to their central axis to the combustion chamber. 18. Gasturbinenbrennkammerwand nach einem der Ansprüche 1 bis 16, dadurch gekennzeichnet, dass die Effusionskühlungslöcher (11, 23) hinsichtlich ihrer Mittelachse in einem Winkel zur Axialachse der Brennkammer ausgebildet sind. 18. gas turbine combustion chamber wall according to one of claims 1 to 16, characterized in that the effusion cooling holes (11, 23) are formed with respect to their central axis at an angle to the axial axis of the combustion chamber.
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