WO1997009524A1 - Moteur de type turbine a gaz - Google Patents

Moteur de type turbine a gaz Download PDF

Info

Publication number
WO1997009524A1
WO1997009524A1 PCT/JP1996/002179 JP9602179W WO9709524A1 WO 1997009524 A1 WO1997009524 A1 WO 1997009524A1 JP 9602179 W JP9602179 W JP 9602179W WO 9709524 A1 WO9709524 A1 WO 9709524A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
compressed air
combustor
heat exchanger
gas
wheel
Prior art date
Application number
PCT/JP1996/002179
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Takashi Bannai
Tsuneo Endou
Masahiko Izumi
Ken Ohya
Original Assignee
Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha
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 Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha filed Critical Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha
Priority to EP96925978A priority Critical patent/EP0796986B1/en
Priority to CA002229218A priority patent/CA2229218C/en
Priority to US08/875,306 priority patent/US5855112A/en
Priority to AT96925978T priority patent/ATE208460T1/de
Priority to BR9610369A priority patent/BR9610369A/pt
Priority to KR1019980701190A priority patent/KR100316394B1/ko
Priority to DE69616744T priority patent/DE69616744T2/de
Publication of WO1997009524A1 publication Critical patent/WO1997009524A1/ja

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/08—Heating air supply before combustion, e.g. by exhaust gases
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/045—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor having compressor and turbine passages in a single rotor-module
    • F02C3/05—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor having compressor and turbine passages in a single rotor-module the compressor and the turbine being of the radial flow type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/08—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising at least one radial stage
    • F02C3/085—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising at least one radial stage the turbine being of the radial-flow type (radial-radial)
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
    • 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
    • F23R3/40—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the use of catalytic means
    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/44—Combustion chambers comprising a single tubular flame tube within a tubular casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D9/00—Heat-exchange apparatus having stationary plate-like or laminated conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall
    • F28D9/0012—Heat-exchange apparatus having stationary plate-like or laminated conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall the apparatus having an annular form
    • F28D9/0018—Heat-exchange apparatus having stationary plate-like or laminated conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall the apparatus having an annular form without any annular circulation of the heat exchange media
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D9/00—Heat-exchange apparatus having stationary plate-like or laminated conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall
    • F28D9/0025—Heat-exchange apparatus having stationary plate-like or laminated conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall the conduits being formed by zig-zag bend plates
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
    • F05D2250/311—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being in line
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
    • F28F2250/00—Arrangements for modifying the flow of the heat exchange media, e.g. flow guiding means; Particular flow patterns
    • F28F2250/10—Particular pattern of flow of the heat exchange media
    • F28F2250/102—Particular pattern of flow of the heat exchange media with change of flow direction

Definitions

  • air compressed by a compressor honol driven by a turbine wheel and heated by a heat exchanger is mixed with fuel and burned in a combustor.
  • the present invention relates to a gas turbine engine used for heat exchange in an exchanger.
  • Such a gas turbine engine is disclosed in, for example, Japanese Patent Publication No. 58-4172, Japanese Patent Publication No. 58-53331, Japanese Patent Publication No. 46-37520. It is already known from the gazette.
  • compressed air is used because the heat exchanger is arranged in an asymmetric shape around the axis or is of a rotary type, or the combustor is arranged in an asymmetric shape around the axis. And the flow of the combustion gas becomes uneven in the circumferential direction, which tends to cause pressure loss.
  • the high-temperature part that contacts the combustion gas and the low-temperature part that contacts the compressed air are asymmetric in one part of the casing.
  • the present invention has been made in view of the above circumstances, and has an object to minimize the occurrence of pressure loss and thermal distortion inside a gas turbine engine.
  • a single-can combustor a compressor wheel for supplying compressed air to the single-can combustor, and a combustor wheel driven by combustion gas generated in the single-can combustor.
  • the turbine wheel that drives the turbine and the fuel that is exhausted from the turbine wheel
  • a gas turbine engine equipped with an annular heat transfer heat exchanger that exchanges heat between the combustion gas and compressed air supplied to a single-can combustor, a compressor wheel, a turbine wheel, and a single-can
  • the heat transfer type heat exchanger and the heat transfer type heat exchanger are arranged coaxially, and the heat transfer type heat exchanger is positioned radially outside of the single-can type combustor and offset from the compressor wheel and turbine wheel in the axial direction.
  • a compressed air passage for guiding compressed air from the compressor wheel to the heat transfer type heat exchanger, and a combustion gas from the turbine wheel to the heat transfer type heat exchanger, radially outside the compressor wheel and turbine wheel.
  • a gas turbine engine having a combustion gas passage is proposed.
  • the compressor wheel, the turbine wheel, the single-can type combustor and the heat transfer type heat exchanger are arranged coaxially, so that the flow of compressed air and combustion gas inside the engine is made axially symmetric. Pressure loss can be reduced, and output can be increased and fuel consumption can be reduced.
  • the temperature distribution inside the engine is axisymmetric to minimize thermal distortion, to ensure smooth rotation of the compressor wheel and turbine wheel, and to avoid damage to components due to uneven thermal expansion.
  • the casing duct can be made axially symmetrical and made of thin-walled material to achieve weight savings. Can be reduced.
  • a heat transfer type heat exchanger is arranged at a position radially outward of the single-can combustor and offset in the axial direction from the compressor wheel and the turbine wheel.
  • a compressed air passage that guides compressed air from the compressor wheel to the heat transfer type heat exchanger and a combustion gas passage that guides combustion gas from the turbine wheel to the heat transfer type heat exchanger provide heat transfer.
  • the heat exchanger, and the compressed air passage and the combustion gas passage for introducing the compressed air and the combustion gas therethrough are reasonably laid out in the axial direction, thereby making it possible to make the radial dimension of the engine compact.
  • a combustion gas in addition to the first feature, it is possible to purify the combustion gas while minimizing an increase in the radial dimension of the engine due to the installation of the oxidation catalyst.
  • a gas turbine engine in which compressed air and combustion gas flow in the heat transfer type heat exchanger in mutually opposite directions is proposed. According to the configuration, the heat exchange efficiency of the heat transfer type heat exchanger can be improved.
  • a gas turbine engine in which the single-can type combustor includes a premixing section, a catalytic combustion section, and a gas phase combustion section is proposed. Is done.
  • the mixture obtained by uniformly mixing the fuel and the compressed air in the premixing section is combusted at a low temperature by the catalyst, and harmful components in the combustion gas can be reduced.
  • a gas turbine engine in which a single-can type combustor includes a premixing section, a flame holding section, and a gas phase combustion section. Is done.
  • the fuel and the compressed air can be uniformly mixed in the premixing section, and the harmful components in the combustion gas can be reduced.
  • a gas turbine engine having a preheating means interposed in a compressed air passage connecting a heat transfer type heat exchanger and a single-can type combustor is provided. Suggested:
  • the startability can be improved by preheating the compressed air at the time of starting.
  • FIG. 1 is a longitudinal sectional view of a gas turbine engine
  • FIG. 2 is an enlarged sectional view taken along line 2-2 of FIG. 1
  • Fig. 4 is an enlarged view of part A of Fig. 3
  • Fig. 5 is an enlarged view of part B of Fig. 3
  • Fig. 6 is an enlarged view of part C of Fig. 3
  • Fig. 7 is an enlarged part of Fig. 5
  • Figure 2 8 and 9 show a second embodiment of the present invention.
  • FIG. 8 is a longitudinal sectional view of a gas turbine engine
  • FIG. 9 is a view corresponding to FIG.
  • the gas turbine engine E includes an engine casing 1 formed in a substantially cylindrical shape.
  • a first compressed air passage 4 is formed on the outer periphery of the engine casing 1, and an intake passage 5 connected to an air cleaner and a silencer (not shown) is connected upstream of the first compressed air passage 4.
  • a centrifugal compressor wheel 9 and a centrifugal turbine wheel 10 are adjacently and coaxially fixed to a rotating shaft 8 that passes through the center of the intake passage 5 and is supported by a pair of bearings 6 and 7. Since the rear bearing 7 is disposed between the compressor wheel 9 and the turbine wheel 10, the turbine wheel from the bearing 7 is smaller than when the bearing 7 is disposed in front of the compressor wheel 9. Vibration can be reduced by reducing the amount of rearward extension of 10-a plurality of compressor blades 9 t formed radially on the outer periphery of the compressor wheel 9 face the intake passage 5. These con breccias sable one de 9, ... first compressed air passage 4 more con Buressa diffuser 1 1 1 ... is provided which is located immediately downstream of the.
  • annular heat transfer type heat exchanger 12 At the front end of the rotating shaft 8 is provided a generator 2 driven by a turbine wheel 10-at the rear end of the engine casing 1 an annular heat transfer type heat exchanger 12 is arranged: heat transfer type The heat exchanger 12 has a compressed air inlet 13 at a position near the rear end outer periphery, a compressed air outlet 14 at a position near the front end inner periphery, and a combustion gas inlet 15 at a position near the front end outer periphery.
  • a combustion gas outlet 16 is provided near the inner periphery of the rear end:
  • the heat transfer type heat exchanger 12 is composed of a large-diameter cylindrical outer housing 28 and a small-diameter cylindrical inner housing 29, and a metal plate. Compressed air flow paths 31 and combustion gas flow paths 32 are formed alternately with the heat transfer plate 30 being bent in a zigzag manner.
  • a catalytic single can combustor 18 is coaxially arranged radially inward.
  • the single-can combustor 18 includes a premixing section 33, a catalytic combustion section 19, and a gas-phase combustion section 20 sequentially from the upstream side to the downstream side.
  • the compressed air outlet 14 of the heat transfer type heat exchanger 12 and the preheater 17 are connected by a second compressed air passage 21, and the preheater 17 and the premixing section 33 are connected by a third compressed air passage 2 Connected at 2:
  • the third compressed air passage 22 is provided with a fuel injection nozzle 23.
  • the fuel injected from the fuel injection nozzles 23 is uniformly mixed with the compressed air in the premixing section 33 to perform combustion with less harmful emissions.
  • the outer periphery of the turbine wheel 10 is located upstream of the combustion gas passage 24 that connects the gas-phase combustion section 20 and the combustion gas inlet 15 of the heat transfer type heat exchanger 12. More with the turbine blade 1 0 1 ... faces formed in shape radiate in, the further upstream of its leading combustion gas from the gas-phase combustion section 2 0 heat shield plate 2 5 and capacitor one Bin'nozuru 2 6, ... are provided.
  • An annular oxidation catalyst 27 for removing harmful components in the combustion gas is disposed downstream of the combustion gas passage 24.
  • the engine casing 1 extends from the front to the rear of the gas turbine engine E
  • the front cover 41, front bearing casing 42, generator housing 43, front casing 44, outer casing 45, rear casing 46, and rear cover 47 are connected in this order.
  • -Front cover 41 and front bearing casing 42 are connected by bolts 48
  • Front bearing casing 42 and generator housing 43 are connected by bolts 49 ... , c coupled by bolts Bok 5 0 ... the generator housing 4 3 and front casing 4 4
  • the front casing 44 and the gear casing 45 are connected by bolts 52 with the flanges 44 i, 45! Formed on the respective end faces abutting through the elastic seal 51. Is done. Also the Autake one Thing 4 5 and Ryake one Thing 4 6, between the flanges 4 5 2, 4 6 1 formed on respective end faces, an annular mounting blanking fixed to the outer periphery of the heat transfer thermal heat exchanger 1 2 Rake' in a state where the door 3 is sandwiched, it is joined by bolts 5 4 ... - at this time, the elastic between the flanges 4 5 2 and the mounting bracket 5 3 Den thermal heat exchanger 1 2 Autake one Thing 4 5 The seal 55 is interposed.
  • the flange 4 7 2 formed on the rear end surface of the Ryakaba one 4 7, the rear end of the cylindrical mixing duct 5 9 single can combustor 1 8 is bound by the bolt 6 0 ... Rutotomoni, the fuel injection nozzle 2 3 are connected by bolts 6 1.
  • the intake passage 5 integrally formed at the rear of the generator housing 43 is connected to the generator housing 43 by bolts 62.
  • the compressor shroud 63 and the interior of the compressor diffuser housing 11 which is connected to the inner surface of the front casing 44 with bolts 64.
  • (1) Communicating with the compressed air passage (4)
  • the first compressed air passage (4) of the front casing (4) is formed around the outer casing (45) and the rear casing (46).
  • the first compressed air passage 4 communicates with the compressed air inlet 13 of the heat transfer type heat exchanger 12.
  • An annular reinforcing member for increasing buckling resistance is provided on the inner periphery of the first compressed air passage 4 of the gear casing 4 5.
  • An exhaust duct 66 is provided in the repackaging 46.
  • the second compressed air passage 21 connected to the compressed air outlet 14 of the heat transfer type heat exchanger 12 branches forward and backward, and most of the compressed air branches backward.
  • the compressed air is supplied to the pre-heater 17 and a part of the compressed air is branched forward to form a through-hole formed in the combustor duct 67 that forms the outer wall of the gas phase combustion section 20 of the single-can combustor 18 , Are supplied to the gas phase combustion section 20 as dilution air.
  • the outer periphery of the rear bearing housing 68 is fastened together by the bolts 64 connecting the compressor diffuser housing 11 to the inner surface of the front casing 44.
  • a turbine shroud 69 abuts on the rear end of the bearing housing 68, and is fixed by a fixing member 71 fastened to the bearing housing 68 with bolts 70.
  • the heat shield plate 25 covering the rear of the turbine wheel 10 is composed of a dish-shaped first heat shield plate 73 fixed to the rear surface of the turbine back shroud 26 and a first heat shield plate.
  • a dish-shaped second heat shield plate 74 fixed to the rear surface of the turbine back shield 26 so as to cover 73 and a rear surface of the second heat shield plate 74 are disposed with a predetermined gap therebetween.
  • a third heat shield 75 Fixed to the second heat shield plate 7 4 at multiple places on the circumference 7 5
  • the second compressed air passage 21 branching forward from the compressed air outlet 14 of the heat transfer type heat exchanger 12 passes through the inside of the turbine nozzle 26 formed in the turbine back blade 26.
  • the first cooling space 76 formed between the first heat insulating plate 73 and the second heat insulating plate 4 is communicated through the holes 26 3 .
  • the first heat shield plate 73 communicates with the second cooling space 77 formed between the first heat shield plate 73 and the turbine wheel 10 through the second heat shield plate 74. Through this, it communicates with a third cooling space 78 formed between the second heat shield plate 74 and the third heat shield plate 75.
  • the heat shield plate 25 facing the gas-phase combustion section 20 is exposed to high temperatures, but the relatively low-temperature compressed air that has passed through the heat transfer type heat exchanger 12 2
  • the compressed air passage 21 branches forward, and flows into the first cooling space 76 through the through holes 26 3 ... of the turbine back shroud 26 in FIG. 7 and from there the second heat shield plate 7 4 hole 7 4 x, the third as well as flows into the cooling space 7 8 and the opening 7 5 2 ... gas-phase combustion section 2 0 via a through hole from the first cooling space 7 6 of the first heat shield plate 7 3 It flows into the turbine wheel 10 via the third cooling space 73 and the second cooling space 77.
  • the first to third heat shields 73, 74, and 75 can be effectively cooled by contact with the relatively low-temperature compressed air-as is clear from FIG.
  • the turbine back shroud 26 and the combustor duct 67 are slidably contacted at the seal portion 79, and the sliding of the seal portion 79 causes thermal expansion in the axial direction. Is absorbed.
  • two seal rings 80, 80 mounted on the outer periphery of the turbine shroud 69, and slide on the front end of the second compressed air passage duct 81, which defines the second compressed air passage 21.
  • the seal rings 80, 80 can absorb the thermal expansion in both axial directions while preventing the leakage of compressed air.
  • Each of the seal rings 80 has one abutment.
  • FIG. 6 when the compressed air that has passed through the buri-heater 17 is guided to the premixing section 33 of the single-can combustor 18, swirl is generated in the compressed air to mix with the fuel.
  • a mixer 59 i is formed at the inlet of the mixing duct 59-at the outlet of the catalytic combustion section 19 of the single-can combustor 18 to generate swirl in the air-fuel mixture.
  • a flame section 34 and an ignition heater 82 for starting are provided. Power is supplied to the ignition heater 82 from the side of the lid cover 47 extending to the inside of the mixer 59 1 ... and the mixing duct 59. Power is supplied to the pre-heater 17 via a cable 84 extending from the side of the cover 47 along the inner surface of the mounting member 57.
  • the cables 83, 84 are connected to the outside of the lid cover 47 via insulation fittings 85, 86.
  • the front end of Lee N'naresu of bearings 7 abuts against the stepped portion of the coupling portion 9 2 of the con Buressa wheel 9, the rear end to the stepped portion of the binding portion 1 0 2 of the turbine wheel 1 0 through the color one 8 9
  • the rear lubrication chamber cover 8 8 defines a lubrication oil chamber 35:
  • the lubricating oil supplied from the oil passages 68, 87 formed inside the bearing housing 68 and the bearing holder 87 radiates the outer race of the bearing 7 through the oil passage 8 Bias inward
  • the floatingly supported bearing 7 has a vibration damping function.
  • the jet 9 0 oil passage 8 7 3 formed in the collar 9 0 branching from the oil passage 8 7 i, as well as communicating two oil passages 8 7, di- We Tsu preparative 8 7 4 are formed on the .
  • the jet 9 0 t, 8 7 4 are directed to the bearing 7, the bearing 7 is lubricated by the lubricating oil ejected therefrom.
  • the generator 2 housed inside the generator housing 43 has a stator 97 formed by winding a coil 95 around an iron core 94, and an interior of a magnet holder 98. And a rotor 100 in which a plurality of permanent magnets 99 are embedded.
  • the rotating shaft 8 extending forward inside the compressor wheel 9 and the rotor 100 is formed of a tension bolt, and the nut 101 is screwed to a front end thereof to connect the rotating shaft 8 and the rotor 100 to each other.
  • the fastening force of the nut 101 pushes the inner race of the bearing 6, the collar 102 and the magnet holder 98 of the rotor 100 backward, and the magnet holder 98 Press the rear end to the front end of the compressor wheel 9 and fix it.
  • the rotating shaft 8 is prevented from oscillating by bringing the enlarged portion 8 t formed in the middle of the rotating shaft 8 into contact with the inner surface of the magnet holder 98.
  • the bearing 6 supporting the front end of the rotating shaft 8 is disposed in the lubricating oil chamber 104 defined by the front cover 41 and the bearing casing 42, and includes a bearing casing 42 and a bearing holder 104. It is lubricated through the oil passages 42 i and 105 j formed in FIG.
  • the air sucked from the intake passage 5 and compressed by the compressor wheel 9 is sent to the heat transfer type heat exchanger 12 through the first compressed air passage 4 where it is matured with the high-temperature combustion gas. Heated by replacement.
  • the compressed air that has passed through the heat transfer type heat exchanger 12 reaches the premixing section 33 via the second compressed air passage 21 and the third compressed air passage 22, where the fuel injected from the fuel injection nozzle 23
  • the heat transfer type heat exchanger 12 does not function sufficiently because the combustion gas does not flow: Therefore, the second and third compressed air passages 21 Between 2 and 2 It is necessary to electrically heat the compressed air by heating the beam preheater 17 and raise the temperature above the catalyst activation temperature.
  • the compressor wheel 9, the turbine wheel 10, the heat transfer type heat exchanger 12, and the single-can combustor 18 are arranged.
  • the members included are arranged axially symmetrically. As a result, the flow of compressed air and combustion gas inside the gas turbine engine E becomes axially symmetric and uniform in the circumferential direction, so that pressure loss is reduced and output is increased and fuel consumption is reduced.
  • the temperature distribution inside the gas turbine engine E is also axisymmetric, minimizing thermal distortion of each member, and ensuring smooth rotation of the compressor wheel 9 and turbine wheel 10, Effectively prevent damage to ceramic parts due to thermal stress:
  • the casing duct can be made axially symmetric, so they can be made of thin materials such as sheet metal. As the weight is reduced, the heat mass is reduced and the heat loss during cold start is reduced, thereby further reducing fuel consumption:
  • the target can be achieved with a short premixing section 33 by axially symmetrical flow of the air-fuel mixture: Furthermore, the flow velocity at the compressed air inlet 13 and the combustion gas inlet 15 of the heat transfer type heat exchanger 12 Is important for improving heat exchange efficiency and reducing pressure loss.
  • the above-mentioned target can be achieved by axially symmetricalizing the flow of the compressed air or the combustion gas flowing into the heat transfer type heat exchanger 12-In addition, the high temperature single-can type combustion is provided at the center of the gas turbine engine E.
  • a heat transfer type heat exchanger 12 of medium temperature, a second compressed air passage 21, a third compressed air passage 22, a turbine wheel 10 and a combustion gas passage 24 are arranged outside the heat exchanger 18. Further, since the low-temperature compressor wheel 9 and the first compressed air passage 4 are arranged outside the outside, external heat radiation can be reduced and fuel consumption can be reduced without using heat insulating members such as ceramics. .
  • a compressor wheel 9, a turbine wheel 10 and a single-can combustor 18 are sequentially arranged from the front to the rear along the axis L, and cover the radial outside of the single-can combustor 18.
  • An annular heat-transfer type heat exchanger 12 is disposed at the center. Therefore, a space is formed radially outside of the compressor wheel 9 and the turbine wheel 10, and the first compressed air passage 4, the combustion gas passage 24, and the oxidation catalyst 2 are formed by utilizing this space. 7 can be arranged.
  • the radius of the gas turbine engine E is Directional dimensions can be compacted.
  • FIGS. 8 and 9 show a second embodiment of the present invention.
  • the second embodiment is different from the first embodiment in that the preheater 17 is not provided and the structure of the single-can combustor 18 is provided. This is different from the example, and the other configuration is the same as the first embodiment.
  • the single-can combustor 18 of the second embodiment is composed of a premixing section 33, a flame holder 34 such as a swirler for generating a vortex in the air-fuel mixture, and a gas phase combustion section 20. According to the second embodiment, since the flame of the air-fuel mixture is held in the flame holder 34, the gas is reduced. Operation of turbine engine E continues:
  • the compressor wheel 9, the turbine wheel 10, the heat transfer type heat exchanger 12, the single-can combustor Each member including 18 is arranged axially symmetrically. Therefore, the flow of the compressed air, the flow of the combustion gas, or the temperature distribution is made axially symmetric, and the same operation and effect as in the first embodiment can be obtained.

Description

明 細 書
発明の名称
ガスタービンエンジン
発明の分野
本発明は、 タービンホイールにより駆動されるコンプレッサホノール で圧縮されて熱交換器で加熱された空気を燃料と混合して燃焼器で燃焼 させ、 発生した燃焼ガスを前記タービンホイールの駆動と前記熱交換器 における熱交換とに供するガスタービンエンジンに関する。
背景技術
かかるガスタービンエンジンは、 例えば日本国特公昭 5 8— 4 1 7 2 号公報、 日本国特公昭 5 8— 5 5 3 3 1号公報、 日本国特開昭 4 6— 3 7 5 2 0号公報により既に知られている。
ところで、 上記従来のガスタービンエンジンは、 熱交換器が軸回りに 非対称形状に配置されていたり回転型であったりするため、 或いは燃焼 器が軸回りに非対称形状に配置されているため、 圧縮空気や燃焼ガスの 流れが円周方向に不均一となって圧損が発生し易い問題がある- またケ 一シングの內部に燃焼ガスに接触する高温部分と圧縮空気に接触する低 温部分とが非対称に現れるため、 エンジン各部の熱膨張量の差によって 熱的な歪みが発生し、 回転軸が橈んでコンブレッサホイールやタービン ホイールのスムーズな回転が阻害されたり、 脆弱なセラミ ック製部品が 損傷する等の不具合が発生する可能性がある。
発明の開示
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、 ガスタービンエンジン の内部における圧損や熱的歪みの発生を最小限に抑えることを目的とす る- 上記目的を達成するために、 本発明の第 1の特徴によれば、 単缶型燃 焼器と、 単缶型燃焼器に圧縮空気を供給するコンブレッサホイールと、 単缶型燃焼器で発生した燃焼ガスにより駆動されてコンブレッサホイ一 ルを駆動するタービンホイールと、 タービンホイールから排出さ る燃 焼ガスと単缶型燃焼器に供給される圧縮空気との間で熱交換を行う円環 状の伝熱型熱交換器とを備えたガスタービンエンジンにおいて、 コンプ レッサホイール、 タービンホイール、 単缶型燃焼器及び伝熱型熱交換器 を同軸に配置するとともに、 単缶型燃焼器の半径方向外側であってコン プレッサホイール及びタービンホイールから軸方向に偏倚した位置に伝 熱型熱交換器を配置し、 更にコンプレッサホイール及びタービンホイ一 ルの半径方向外側に、 コンプレッサホイールから伝熱型熱交換器に圧縮 空気を導く圧縮空気通路と、 タービンホイールから伝熱型熱交換器に燃 焼ガスを導く燃焼ガス通路とを配置したガスタービンエンジンが提案さ れる。
上記構成によれば、 コンブレッサホイール、 タ一ビンホイール、 単缶 型燃焼器及び伝熱型熱交換器を同軸に配置したので、 エンジン内部の圧 縮空気や燃焼ガスの流れを軸対称化して圧損を減少させ、 出力の増加及 び燃費の低滅を達成することができる。 またエンジン内部の温度分布を 軸対称にして熱的な歪みの発生を最小限に抑え、 コンプレッサホイール やタービンホイールのスムーズな回転を確保するとともに、 不均一な熱 膨張による部品の損傷を回避することができ、 しかもケーシングゃダク トを軸対称化して薄肉材料で製作することが可能となつて軽量化が達成 されるばかり力 ヒートマスの減少によって冷間始動時の熱損失を減少 させて更なる燃費の低減が可能となる。 また単缶型燃焼器の半径方向外 側であってコンプレッサホイ一ル及びタービンホイールから軸方向に偏 倚した位置に伝熱型熱交換器を配置し、 更にコンブレッサホイール及び タ一ビンホイールの半径方向外側に、 コンブレッサホイールから伝熱型 熱交換器に圧縮空気を導く圧縮空気通路と、 タービンホイールから伝熱 型熱交換器に燃焼ガスを導く燃焼ガス通路とを配置したので、 伝熱型熱 交換器と、 そこに圧縮空気及び燃焼ガスを導く圧縮空気通路及び燃焼ガ ス通路を軸方向に合理的にレイァゥ トし、 エンジンの半径方向寸法をコ ンパク ト化することができる。
また発明の第 2の特徵によれば、 前記第 1の特徴に加えて、 燃焼ガス 通路に酸化触媒を介装したガスタービンエンジンが提案されるつ 上記構成によれば、 酸化触媒の装着によるエンジンの半径方向寸法の 増加を最小限に抑えながら燃焼ガスを浄化することができる。
また発明の第 3の特徴によれば、 前記第 1の特徴に加えて、 伝熱型熱 交換器の内部を圧縮空気及び燃焼ガスが相互に逆方向に流れるガスター ビンエンジンが提案される- 上記構成によれば、 伝熱型熱交換器の熱交換効率を向上させることが できる。
また発明の第 4の特徴によれば、 前記第 1の特徴に加えて、 単缶型燃 焼器が予混合部と触媒燃焼部と気相燃焼部とを備えたガスタービンェン ジンが提案される。
上記構成によれば、 予混合部で燃料と圧縮空気とを均一に混合した混 合気を触媒によって低温燃焼させ、 燃焼ガス中の有害成分を減少させる ことができる。
また発明の第 5の特徴によれば、 前記第 1の特徴に加えて、 単缶型燃 焼器が予混合部と保炎器部と気相燃焼部とを備えたガスタービンェンジ ンが提案される。
上記構成によれば、 予混合部で燃料と圧縮空気とを均一に混合し、 燃 焼ガス中の有害成分を減少させることができる。
また発明の第 6の特徴によれば、 前記第 1の特徴に加えて、 伝熱型熱 交換器と単缶型燃焼器とを接続する圧縮空気通路に予熱手段を介装した ガスタービンエンジンが提案される：
上記構成によれば、 始動時に圧縮空気を予熱して始動性を向上させる ことができる：
図面の簡単な説明
図 1〜図 7は本発明の第 1実施例を示すもので、 図 1はガスタービン エンジンの縦断面図、 図 2は図 1 の 2— 2線拡大断面図、 図 3は図 4〜 図 6の表示部分を示すマップ、 図 4は図 3の A部拡大図、 図 5は図 3の B部拡大図、 図 6は図 3の C部拡大図、 図 7は図 5の要部拡大図である 2 図 8及び図 9は本発明の第 2実施例を示すもので、 図 8はガスタービン エンジンの縦断面図、 図 9は前記図 6に対応する図である。
発明を実施するための最良の形態
先ず、 図 1及び図 2に基づいて、 第 1実施例に係るガスタービンェン ジン Eの構造の概略を説明する。
図 1に示すように、 ガスタービンエンジン Eは概略円筒状に形成され たエンジンケーシング 1を備える。 エンジンケーシング 1の外周には第 1圧縮空気通路 4が形成されており、 この第 1圧縮空気通路 4の上流側 には図示せぬエアク リーナ及びサイレンザに連なる吸気通路 5が接続さ れる。
吸気通路 5の中央を貫通して一対のベアリング 6， 7で支持された回 転軸 8には、 遠心式のコンプレッサホイール 9と遠心式のタービンホイ ール 1 0とが隣接して同軸に固定される- 後方側のベアリング 7をコン ブレッサホイール 9 とタービンホイール 1 0との間に配置したので、 こ のベアリング 7をコンプレッサホイール 9の前方に配置する場合に比べ て、 該ベアリング 7からのタービンホイール 1 0の後方張出量を減少さ せて振動を軽滅することができる- コンブレッサホイール 9の外周に放 射状に形成された複数のコンプレッサブレード 9 t…は前記吸気通路 5 に臨んでおり、 これらコンブレッサブレ一ド 9 ,…の直下流に位置する 第 1圧縮空気通路 4に複数のコンブレッサディフューザ 1 1 1…が設け られる。 回転軸 8の前端にはタービンホイ一ル 1 0により駆動される発 電機 2が設けられる- エンジンケーシング 1の後端には円環状の伝熱型熱交換器 1 2が配置 される： 伝熱型熱交換器 1 2は後端外周寄りの位置に圧縮空気入口 1 3 を備えるとともに前端内周寄りの位置に圧縮空気出口 1 4を備え、 前端 外周寄りの位置に燃焼ガス入口 1 5を備えるとともに後端内周寄りの位 置に燃焼ガス出口 1 6を備える：
図 2から明らかなように、 伝熱型熱交換器 1 2は大径円筒状のァウタ ハウジング 2 8 と小径円筒状のィンナハウジング 2 9 とを、 金属板をつ づら折り状に折り曲げてなる伝熱板 3 0で結合したもので、 その伝熱板 3 0を挟んで圧縮空気流路 3 1…と燃焼ガス流路 3 2…とが交互に形成 される。
図 1に示すように、 実線で示す比較的に低温の圧縮空気と、 破線で示 す比較的に高温の燃焼ガスとを相互に逆方向に流すことにより、 その流 路の前長に亘つて圧縮空気及び燃焼ガス間の温度差を大きく保ち、 熱交 換効率を向上させることができる- 伝熱型熱交換器 1 2の半径方向内側には円環状のプリ ヒータ 1 7が同 軸に配置され、 更にその半径方向内側には触媒式の単缶型燃焼器 1 8が 同軸に配置される。 単缶型燃焼器 1 8は上流側から下流側に向けて予混 合部 3 3 と触媒燃焼部 1 9 と気相燃焼部 2 0とを順次備えている。 伝熱 型熱交換器 1 2の圧縮空気出口 1 4とプリ ヒータ 1 7 とは第 2圧縮空気 通路 2 1で接続され、 プリ ヒータ 1 7 と予混合部 3 3とは第 3圧縮空気 通路 2 2で接続される： 第 3圧縮空気通路 2 2には燃料噴射ノズル 2 3 が設けられる。 燃料噴射ノズル 2 3から噴射された燃料は、 予混合部 3 3において圧縮空気と均一に混合して有害排出物の少ない燃焼が行われ る。 このよ うに単缶型燃焼器 1 8を採用した二とにより、 ァニユラ型燃 焼器では困難な触媒燃焼が可能になるばかり力、 燃料噴射ノズル 2 3等 の個数を削減して構造の簡略化を図ることができる- 気相燃焼部 2 0と伝熱型熱交換器 1 2の燃焼ガス入口 1 5 とを接続す る燃焼ガス通路 2 4の上流部分には、 タービンホイ一ル 1 0の外周に放 射状に形成された複数のタービンブレード 1 0 1…が臨むとともに、 そ の更に上流には気相燃焼部 2 0からの燃焼ガスを導く遮熱板 2 5及びタ 一ビンノズル 2 6 ,…が設けられる。 また燃焼ガス通路 2 4の下流部分 には、 燃焼ガス中の有害成分を除去するための円環状の酸化触媒 2 7が 配置される。
次に、 図 3〜図 7を併せて参照しながらガスタービンエンジン Eの構 造を更に詳細に説明する。
エンジンケーシング 1は、 ガスタービンエンジン Eの前方から後方に 向かって順次結合されたフロントカバ一 4 1 、 フロン トベアリングケー シング 4 2、 発電機ハウジング 4 3、 フロン トケ一シング 4 4、 ァウタ ケーシング 4 5、 リャケ一シング 4 6及びリャカバ一 4 7から構成され る- フロントカバー 4 1 とフロントベアリングケ一シング 4 2とはボル ト 4 8…で結合され、 フロン トベアリングケ一シング 4 2と発電機ハウ ジング 4 3とはボルト 4 9…で結合され、 発電機ハウジング 4 3とフロ ントケーシング 4 4とはボル卜 5 0…で結合される c
フロン トケーシング 4 4とァゥタケ一シング 4 5とは、 それぞれの端 面に形成したフランジ 4 4 i , 4 5 ! を弾性シール 5 1を介して突き合 わせた状態で、 ボルト 5 2…により結合される。 またァゥタケ一シング 4 5 と リャケ一シング 4 6とは、 それぞれの端面に形成したフランジ 4 5 2 ， 4 6 1 間に、 伝熱型熱交換器 1 2の外周に固定した環状の取付ブ ラケッ ト 5 3を挟持した状態で、 ボルト 5 4…によって結合される- こ のとき、 ァゥタケ一シング 4 5のフランジ 4 5 2 及び伝熱型熱交換器 1 2の取付ブラケッ ト 5 3間に弾性シール 5 5が介装される。
リャケ一シング 4 6の後端面と リャカバ一 4 7の前端面に形成したフ ランジ 4 7 i とが、 相互に突き合わされてボルト 5 6…により結合され る：： このとき、 高圧空気の排気ダク トへの洩れを防ぐべく伝熱型熱交換 器 1 2に取り付く部材 5 7のフランジ 5 7 t が前記ボルト 5 6…によ り共締めされるとともに、 プリ ヒータ 1 7に一体に形成したフランジ 1 . 7 1 がリャカバ一 4 7のフランジ 4 7 t にボルト 5 8…で結合される： 高圧空気の排気ダク トへの洩れを防ぐべく伝熱型熱交換器 1 2に取り付 く部材 5 7は蛇腹状の襞 5 7 2…を備えており、 これらの襞 5 7 2…の変 形により伝熱型熱交換器 1 2の軸方向の熱膨張が許容される。
リャカバ一 4 7の後端面に形成したフランジ 4 7 2 に、 単缶型燃焼器 1 8の円筒状のミキシングダク ト 5 9の後端がボルト 6 0…で結合され るとともに、 燃料噴射ノズル 2 3がボルト 6 1…で結合される。
図 4から明らかなように、 発電機ハウジング 4 3の後部に一体に形成 した前記吸気通路 5は、 発電機ハウジング 4 3にボルト 6 2…で結合し たコンプレッサシュラウ ド 6 3の内部と、 フロン トケ一シング 4 4の内 面にボルト 6 4…で結合したコンプレッサディフューザハウジング 1 1 の内部を経て、 フロン トケーシング 4 4の外周に形成した前記第 1圧縮 空気通路 4に連通する 図 5及び図 6から明らかなように、 フロン トケ —シング 4 4の第 1圧縮空気通路 4は、 ァゥタケ一シング 4 5及びリャ ケ一シング 4 6の外周に形成した第 1圧縮空気通路 4を経て伝熱型熱交 換器 1 2の圧縮空気入口 1 3に連通する。 ァゥタケ一シング 4 5の第 1 圧縮空気通路 4の内周には、 耐座屈強度を高めるための環状の補強部材
6 5， 6 5が装着される。 またリャケ一シング 4 6には排気ダク ト 6 6 が設けられる。
図 5から明らかなように、 伝熱型熱交換器 1 2の圧縮空気出口 1 4に 連なる第 2圧縮空気通路 2 1は前後に分岐しており、 大部分の圧縮空気 は後方に分岐してプリ ヒータ 1 7に供給され、 一部の圧縮空気は前方に 分岐して単缶型燃焼器 1 8の気相燃焼部 2 0の外壁を構成する燃焼器ダ ク ト 6 7に形成した通孔 6 7 ,…を経て、 希釈空気と して気相燃焼部 2 0に供給される。
図 7から明らかなように、 フ 'ロントケ一シング 4 4の内面にコンプレ ッサディフューザハウジング 1 1を結合するボルト 6 4…により、 リャ ベアリングハウジング 6 8の外周が共締めされる。 リャベアリングハウ ジング 6 8の後端にはタービンシュラウ ド 6 9が当接し、 ボルト 7 0で リャベアリングハウジング 6 8に締結した固定部材 7 1で固定される。 前記タービンノズル 2 6 · ·を一体に備えたタービンバックシュラウ ド 2 6から前方に延びる取付脚部 2 6 2 力；、 前記タービンシユラウ ド 2 6 の後面にク リ ップ 7 2で結合される- タービンホイール 1 0の後方を覆う遮熱板 2 5は、 タービンバックシ ユラウ ド 2 6の後面に固定された皿状の第 1遮熱板 7 3 と、 第 1遮熱板
7 3を覆うようにタービンバックシユラゥ ド 2 6の後面に固定された皿 状の第 2遮熱板 7 4 と、 第 2遮熱板 7 4の後面に所定の隙間を介して配 置され、 その円周上の複数力所において第 2遮熱板 7 4に固定 7 5 · · された第 3遮熱板 7 5 とから構成される。 伝熱型熱交換器 1 2の圧縮空 気出口 1 4から前方に分岐した第 2圧縮空気通路 2 1は、 タービンバッ クシユラゥ ド 2 6に形成したタービンノズル 2 6 ··の内部を貫通する 通孔 2 6 3…を介して、 第 1遮熱板 7 3及び第 2遮熱板 4間に形成さ れた第 1冷却空間 7 6に連通する- この第 1冷却空間 7 6は、 第 1遮熱 板 7 3に形成した通孔 7 3 ！ を介して該第 1遮熱板 7 3 とタービンホ ィール 1 0との間に形成された第 2冷却空間 7 7に連通するとともに、 第 2遮熱板 7 4に形成した通孔 7 4 , を介して該第 2遮熱板 7 4 と第 3遮熱板 7 5との間に形成された第 3冷却空間 7 8に連通する。
ガスタービンエンジン Eの運転中、 気相燃焼部 2 0に対向する遮熱板 2 5は高温に曝されるが、 伝熱型熱交換器 1 2を通過した比較的に低温 の圧縮空気が第 2圧縮空気通路 2 1を前方に分岐し、 図 7においてター ビンバックシュラウ ド 2 6の通孔 2 6 3…から第 1冷却空間 7 6に流入 し、 そこから第 2遮熱板 7 4の通孔 7 4 x 、 第 3冷却空間 7 8及び開口 部 7 5 2…を経て気相燃焼部 2 0に流入するとともに、 第 1冷却空間 7 6から第 1遮熱板 7 3の通孔 7 3 , 及び第 2冷却空間 7 7を経てター ビンホイール 1 0に流入する。 このようにして、 比較的に低温の圧縮空 気との接触により、 第 1〜第 3遮熱板 7 3， 7 4 , 7 5を効果的に冷却 することができる- 図 7から明らかなように、 タ一ビンバックシュラウ ド 2 6 と燃焼器ダ ク ト 6 7 とはシール部 7 9において摺動自在に当接しており、 シール部 7 9における両者の摺動により軸方向の熱膨張が吸収される。 またター ビンシュラウ ド 6 9の外周に装着された 2個のシールリング 8 0， 8 0 、 第 2圧縮空気通路 2 1 を画成しる第 2圧縮空気通路ダク ト 8 1 の前 端に摺動自在に当接しており、 シールリング 8 0， 8 0により圧縮空気 の漏れを防止しながら両者の軸方向の熱膨張を吸収することができる： 前記各シールリング 8 0は 1個の合口を有して拡怪方向に張りが与えら れたもので、 ガソリンエンジンのビス トンリングと類似の構造を備えて レヽる- 図 6から明らかなように、 ブリ ヒータ 1 7を通過した圧縮空気を単缶 型燃焼器 1 8の予混合部 3 3に導く際に、 その圧縮空気にスワールを発 生させて燃料との混合を促進させるためのミキサー 5 9 i…が、 ミキシ ングダク ト 5 9の入口に形成される- 単缶型燃焼器 1 8の触媒燃焼部 1 9の出口には、 混合気にスワールを発生させる保炎器部 3 4と、 始動用 の着火ヒータ 8 2 とが設けられる- 着火ヒータ 8 2への給電はリャカバ 一 4 7側からミキサー 5 9 1…及びミキシングダク ト 5 9の内部に延び るケ一ブル 8 3を介して行われる- またプリ ヒータ 1 7への給電は、 リ ャカバ一 4 7側から取付部材 5 7の内面に沿って延びるケーブル 8 4を 介して行われる。 前記ケーブル 8 3， 8 4は絶縁フィ ッティング 8 5， 8 6を介してリャカバ一 4 7の外部に接続される。
図 7から明らかなように、 リャベアリングハウジング 6 8の内周に、 ベアリングホルダ一 8 7の外周と後部潤滑室カバ一 8 8の外周とが嵌合 保持される。 回転軸 8の後端はタービンホイ一ル 1 0の前端の結合部 1 0 2 に同軸に螺合するとともに、 更にその外周にコンプレッサホイール 9の後端の結合部 9 2 が同軸に螺合しており、 これにより回転軸 8にタ 一ビンホイール 1 0及びコンプレッサホイール 9が結合される。 ベアリ ング 7のイ ンナレースの前端はコンブレッサホイール 9 の結合部 9 2 の段部に当接し、 後端はカラ一 8 9を介してタービンホイール 1 0の結 合部 1 0 2 の段部に当接して支持される- —方、 ベアリング 7のァウタ レースの前端はカラー 9 0及びク リ ップ 9 1を介してベアリングホルダ — 8 7に支持され、 後端はベアリングホルダー 8 7の段部に支持される = このベアリング 7は振動を減衰させる目的で若干の隙間を有してフロー ティング支持される リャベアリングハウジング 6 8の前面のボルト 9 2で固定した前部潤滑室カバー 9 3 と前記後部潤滑室カバ一 8 8 とによ り潤滑油室 3 5が画成される：
而して、 リャベアリングハウジング 6 8及びベアリングホルダー 8 7 の内部に形成した油路 6 8 , 8 7 , から供給された潤滑油は、 油路 8 Ί を介してベアリ ング 7のァウタ レースを半径方向内側に付勢する ことにより、 フローティング支持された前記ベアリング 7に振動減衰機 能を持たせる。 また油路 8 7 i から分岐する油路 8 7 3 は前記カラー 9 0に形成したジェッ ト 9 0 , に連通するとともに、 油路 8 7 , にはジヱ ッ ト 8 7 4 が形成される。 前記ジェッ ト 9 0 t ， 8 7 4 はベアリング 7 を指向しており、 そこから噴出する潤滑油によりベアリング 7が潤滑さ れる。
図 4から明らかなように、 発電機ハウジング 4 3の内部に収納された 発電機 2は、 鉄心 9 4にコイル 9 5を卷回してなるステ一タ 9 7と、 磁 石ホルダー 9 8の内部に複数の永久磁石 9 9…を埋め込んでなるロータ 1 0 0とを備える。 コンプレッサホイール 9及びロータ 1 0 0の内部を 前方に延びる回転軸 8はテンションボルトで構成されており、 その前端 にナッ ト 1 0 1を螺着することにより回転軸 8 とロータ 1 0 0とが結合 される- 即ち、 ナッ ト 1 0 1の締結力はベアリング 6のインナレース、 カラ一 1 0 2及びロータ 1 0 0の磁石ホルダ一 9 8を後方に押圧し、 こ の磁石ホルダー 9 8の後端をコンプレッサホイ一ル 9の前端に圧接して 固定する。 回転軸 8の中間に形成した膨大部 8 t を磁石ホルダー 9 8の 内面に当接させることにより、 回転軸 8が振れ止めされる。
回転軸 8の前端を支持するベアリング 6はフロントカバ一 4 1及びべ ァリングケ一シング 4 2により画成された潤滑油室 1 0 4內に配置され ており、 ベアリングケーシング 4 2及びベアリングホルダー 1 0 5に形 成した油路 4 2 i ， 1 0 5 j を介して潤滑される。
而して、 吸気通路 5から吸い込まれてコンプレッサホイール 9により 圧縮された空気は第 1圧縮空気通路 4を経て伝熱型熱交換器 1 2に送ら れ、 そこで高温の燃焼ガスとの間で熟交換することにより加熱される。 伝熱型熱交換器 1 2を通過した圧縮空気は第 2圧縮空気通路 2 1及び第 3圧縮空気通路 2 2を経て予混合部 3 3に達し、 そこで燃料噴射ノズル 2 3から噴射された燃料と混合する： 尚、 ガスタービンエンジン Eの始 動時には、 燃焼ガスが流れないために伝熱型熱交換器 1 2が充分に機能 しない： 従って、 始動時には第 2、 第 3圧縮空気通路 2 1 ， 2 2間に設 けたプリ ヒータ 1 7に通電して圧縮空気を電気的に加熱し、 その温度を 触媒活性化温度以上に上昇させる必要がある。
単缶型燃焼器 1 8に流入した混合気の一部は触媒燃焼部 1 9に担持し た触媒に接触して触媒反応により燃焼し、 その燃焼ガスの熱によって混 合気の残部が気相燃焼部 2 0において気相燃焼する。 燃焼ガスは燃焼ガ ス通路 2 4に流入してタービンホイール 1 0を駆動し、 更に酸化触媒 2 7を通過して有害成分を除去された状態で前記伝熱型熱交換器 1 2に供 給される。 このようにしてタービンホイール 1 0が回転すると、 その回 転トルクは回転軸 8を介してコンブレッサホイール 9及び発電機 2に伝 達される。
さて、 図 1から明らかなように、 回転軸 8の中心を通る軸線 Lに対し て、 コンブレッサホイール 9、 タービンホイール 1 0、 伝熱型熱交換器 1 2、 単缶型燃焼器 1 8を含む各部材が軸対称に配置されている。 その 結果、 ガスタービンエンジン E内部の圧縮空気や燃焼ガスの流れが軸対 称になって円周方向に均一化されるため、 圧損が減少して出力の増加及 び燃費の低減が可能となる： また、 ガスタービンエンジン E内部の温度 分布も軸対称になって各部材の熱的な歪みが最小限に抑えられ、 コンプ レッサホイール 9やタービンホイール 1 0のスムーズな回転が確保され るとともに、 熱応力によるセラミ ック製部品の損傷等が効果的に防止さ れる: 更に、 ケーシングゃダク トも軸対称化することができるので、 そ れらを板金等の薄肉材料で製作することが可能となって軽量化が達成さ れるばかり力 、 ヒートマスの減少によって冷間始動時の熱損失を減少さ せて更なる燃費の低減が可能となる：
また、 触媒燃焼部 1 9の入口における空燃比の均一化や流速の均一化 は燃焼ガス中の有害成分の低減に対して重要であるが、 前記軸対称配置 により予混合部 3 3に流入する混合気の流れを軸対称化して前記目標を 短い予混合部 3 3長で達成することができる： 更に、 伝熱型熱交換器 1 2の圧縮空気入口 1 3及び燃焼ガス入口 1 5における流速の均一化は熱 交換効率の向上や圧損の低減を図る上で重要であるが、 前記軸対称配置 により伝熱型熱交換器 1 2に流入する圧縮空気や燃焼ガスの流れを軸対 称化して前記目標を達成することができる- また、 ガスタービンエンジン Eの中心部に高温の単缶型燃焼器 1 8を 配置し、 その外側に中温の伝熱型熱交換器 1 2、 第 2圧縮空気通路 2 1 、 第 3圧縮空気通路 2 2、 タービンホイール 1 0及び燃焼ガス通路 2 4を 配置し、 更にその外側に低温のコンプレッサホイール 9及び第 1圧縮空 気通路 4を配置したので、 セラミ ック等の断熱部材を使用しなく とも、 外部放熱を減少させて燃費の低減を図ることができる。
また、 軸線 Lに沿って前方から後方にコンプレッサホイール 9、 ター ビンホイール 1 0及び単缶型燃焼器 1 8が順次配置されており、 その単 缶型燃焼器 1 8の半径方向外側を覆うように円環状の伝熱型熱交換器 1 2が配置されている。 従って、 コンブレッサホイール 9及びタ一ビンホ ィール 1 0の半径方向外側には空間が形成されることになり、 この空間 を利用して第 1圧縮空気通路 4、 燃焼ガス通路 2 4及び酸化触媒 2 7を 配置することができる。 而して、 伝熱型熱交換器 1 2の半径方向内側に 前記第 1圧縮空気通路 4、 燃焼ガス通路 2 4及び酸化触媒 2 7を配置す る場合に比べて、 ガスタービンエンジン Eの半径方向寸法をコンパク ト 化することができる。
図 8及び図 9は本発明の第 2実施例を示すもので、 この第 2実施例は プリ ヒータ 1 7を備えていない点と、 単缶型燃焼器 1 8の構造とにおい て第 1実施例と異なっており、 その他の構成は第 1実施例と同一である。 第 2実施例の単缶型燃焼器 1 8は、 予混合部 3 3と、 混合気に渦流を 発生させるスワラ一等の保炎器都 3 4と、 気相燃焼部 2 0とから構成さ れており、 第 1実施例の触媒燃焼部 1 9を廃止したものに相当する- こ の第 2実施例によれば、 混合気の火炎が保炎器部 3 4において保持され ることによりガスタービンエンジン Eの運転が継続される：
而して、 この第 2実施例によっても、 回転軸 8の中心を通る軸線 Lに 対して、 コンブレッサホイール 9、 タービンホイール 1 0、 伝熱型熱交 換器 1 2、 単缶型燃焼器 1 8を含む各部材が軸対称に配置されているた め、 圧縮空気の流れ、 燃焼ガスの流れ、 或いは温度分布を軸対称化して 第 1実施例と同様の作用効果を奏することができる。
以上、 本発明の実施例を詳述したが、 本発明はその要旨を逸脱しなレ' 範囲で種々の設計変更を行うことが可能である。

Claims

請求の範囲
1 . 単缶型燃焼器と、 単缶型燃焼器に圧縮空気を供給するコンプレッサ ホイールと、 単缶型燃焼器で発生した燃焼ガスにより駆動されてコンプ レッサホイ一ルを駆動するタービンホイールと、 タービンホイールから 排出される燃焼ガスと単缶型燃焼器に供給される圧縮空気との間で熱交 換を行う円環状の伝熱型熱交換器とを備えたガスタービンエンジンにお いて、 コンプレッサホイール、 タービンホイール、 単缶型燃焼器及び伝 熱型熱交換器を同軸に配置するとともに、 単缶型燃焼器の半径方向外側 であってコンプレッサホイール及びタービンホイールから軸方向に偏倚 した位置に伝熱型熱交換器を配置し、 更にコンプレッサホイール及びタ —ビンホイールの半径方向外側に、 コンブレッサホイールから伝熱型熱 交換器に圧縮空気を導く圧縮空気通路と、 タービンホイールから伝熱型 熱交換器に燃焼ガスを導く燃焼ガス通路とを配置したガスタービンェン ジン。
2 . 燃焼ガス通路に酸化触媒を介装した、 請求項 1記載のガスタービン エンジン。
3 . 伝熱型熱交換器の内部を圧縮空気及び燃焼ガスが相互に逆方向に流 れる、 請求項 1記載のガスタービンエンジン-
4 . 単缶型燃焼器が予混合部と触媒燃焼部と気相燃焼部とを備えた、 請 求項 1記載のガスタービンエンジン。
5 . 単缶型燃焼器が予混合部と保炎器部と気相燃焼部とを備えた、 請求 項 1記載のガスタービンエンジン 3
6 . 伝熱型熱交換器と単缶型燃焼器とを接続する圧縮空気通路に予熱手 段を介装した、 請求項 1記載のガスタービンエンジン。
PCT/JP1996/002179 1995-09-08 1996-08-02 Moteur de type turbine a gaz WO1997009524A1 (fr)

Priority Applications (7)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP96925978A EP0796986B1 (en) 1995-09-08 1996-08-02 Gas-turbine engine
CA002229218A CA2229218C (en) 1995-09-08 1996-08-02 Gas-turbine engine
US08/875,306 US5855112A (en) 1995-09-08 1996-08-02 Gas turbine engine with recuperator
AT96925978T ATE208460T1 (de) 1995-09-08 1996-08-02 Gasturbinenmotor
BR9610369A BR9610369A (pt) 1995-09-08 1996-08-02 Motor de turbina a gás
KR1019980701190A KR100316394B1 (ko) 1995-09-08 1996-08-02 가스터빈엔진
DE69616744T DE69616744T2 (de) 1995-09-08 1996-08-02 Gasturbinenmotor

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP7/230911 1995-09-08
JP23091195 1995-09-08
JP8/43567 1996-02-29
JP8043567A JP3030689B2 (ja) 1995-09-08 1996-02-29 ガスタービンエンジン

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO1997009524A1 true WO1997009524A1 (fr) 1997-03-13

Family

ID=26383361

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP1996/002179 WO1997009524A1 (fr) 1995-09-08 1996-08-02 Moteur de type turbine a gaz

Country Status (10)

Country Link
US (1) US5855112A (ja)
EP (1) EP0796986B1 (ja)
JP (1) JP3030689B2 (ja)
KR (1) KR100316394B1 (ja)
CN (1) CN1196107A (ja)
AT (1) ATE208460T1 (ja)
BR (1) BR9610369A (ja)
CA (1) CA2229218C (ja)
DE (1) DE69616744T2 (ja)
WO (1) WO1997009524A1 (ja)

Cited By (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH10311539A (ja) * 1997-05-13 1998-11-24 Capstone Turbine Corp ガスタービンエンジン用低エミッション燃焼システム
US6170251B1 (en) * 1997-12-19 2001-01-09 Mark J. Skowronski Single shaft microturbine power generating system including turbocompressor and auxiliary recuperator
US6307278B1 (en) * 1997-12-20 2001-10-23 Honeywell Power Systems Inc. Microturbine power generating system
US6513318B1 (en) 2000-11-29 2003-02-04 Hybrid Power Generation Systems Llc Low emissions gas turbine engine with inlet air heating
US6516263B1 (en) 2001-08-02 2003-02-04 Honeywell Power Systems Inc. Adaptive flame-out prevention
US6536217B2 (en) 2000-12-20 2003-03-25 Honeywell Power Systems Inc. Liquid fuel reverse purge
US6560965B1 (en) 2001-08-20 2003-05-13 Honeywell Power Systems Inc. System and method of cleaning a recuperator in a microturbine power system
US6571563B2 (en) 2000-12-19 2003-06-03 Honeywell Power Systems, Inc. Gas turbine engine with offset shroud
US6622489B1 (en) 2000-10-25 2003-09-23 Hybrid Power Generation Systems, Llc Integrated gas booster modulation control method
US6631080B2 (en) 2001-06-06 2003-10-07 Hybrid Power Generation Systems Llc Systems and methods for boosting DC link voltage in turbine generators
US6727603B1 (en) 2001-08-07 2004-04-27 Hybrid Power Generation Systems Llc Automatic mode transitions for microturbine generating systems
US6751958B1 (en) 2001-09-06 2004-06-22 Honeywell International Inc. Physical chemistry compression
US6759764B1 (en) 2000-07-05 2004-07-06 Hybrid Power Generation Systems Llc Grid load logic

Families Citing this family (64)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0942865A (ja) * 1995-07-28 1997-02-14 Honda Motor Co Ltd 熱交換器
JP3685890B2 (ja) 1996-10-17 2005-08-24 本田技研工業株式会社 熱交換器
EP1138630A3 (en) * 1996-11-12 2003-04-02 Ammonia Casale S.A. Seal for use in reforming apparatus
DE19727730A1 (de) * 1997-06-30 1999-01-07 Abb Research Ltd Gasturbinenaufbau
AU772937B2 (en) * 1999-06-22 2004-05-13 Honeywell International, Inc. Microturbine power generating system
US6276124B1 (en) * 1998-06-04 2001-08-21 Alliedsignal Inc. Bi-metallic tie-bolt for microturbine power generating system
JP3986685B2 (ja) * 1998-09-01 2007-10-03 本田技研工業株式会社 ガスタービンエンジン用燃焼器
US6155780A (en) * 1999-08-13 2000-12-05 Capstone Turbine Corporation Ceramic radial flow turbine heat shield with turbine tip seal
US6293338B1 (en) 1999-11-04 2001-09-25 Williams International Co. L.L.C. Gas turbine engine recuperator
US6357113B1 (en) 1999-11-04 2002-03-19 Williams International Co., L.L.C. Method of manufacture of a gas turbine engine recuperator
JP3494217B2 (ja) * 2000-07-07 2004-02-09 川崎重工業株式会社 熱交換器を備えたガスタービン装置
US6463730B1 (en) 2000-07-12 2002-10-15 Honeywell Power Systems Inc. Valve control logic for gas turbine recuperator
US6408611B1 (en) 2000-08-10 2002-06-25 Honeywell International, Inc. Fuel control method for gas turbine
US6584760B1 (en) * 2000-09-12 2003-07-01 Hybrid Power Generation Systems, Inc. Emissions control in a recuperated gas turbine engine
DE60138964D1 (de) 2000-12-25 2009-07-23 Honda Motor Co Ltd Wärmetauscher
SE520559C2 (sv) * 2001-02-02 2003-07-22 Volvo Lastvagnar Ab Arrangemang och förfarande vid tryckluftsystem för fordon
US6430917B1 (en) 2001-02-09 2002-08-13 The Regents Of The University Of California Single rotor turbine engine
JP2003074854A (ja) * 2001-08-28 2003-03-12 Honda Motor Co Ltd ガスタービン・エンジンの燃焼器
JP2003074856A (ja) * 2001-08-28 2003-03-12 Honda Motor Co Ltd ガスタービン・エンジンの燃焼器
JP2003074853A (ja) * 2001-08-28 2003-03-12 Honda Motor Co Ltd ガスタービン・エンジンの燃焼器
US6711889B2 (en) * 2002-06-28 2004-03-30 Industrial Technology Research Institute Gas turbine engine
US7047722B2 (en) * 2002-10-02 2006-05-23 Claudio Filippone Small scale hybrid engine (SSHE) utilizing fossil fuels
US7185483B2 (en) * 2003-01-21 2007-03-06 General Electric Company Methods and apparatus for exchanging heat
US7044718B1 (en) 2003-07-08 2006-05-16 The Regents Of The University Of California Radial-radial single rotor turbine
US7007487B2 (en) * 2003-07-31 2006-03-07 Mes International, Inc. Recuperated gas turbine engine system and method employing catalytic combustion
US7065873B2 (en) * 2003-10-28 2006-06-27 Capstone Turbine Corporation Recuperator assembly and procedures
US7147050B2 (en) * 2003-10-28 2006-12-12 Capstone Turbine Corporation Recuperator construction for a gas turbine engine
GB2410982A (en) * 2004-02-14 2005-08-17 Richard Julius Gozdawa Turbomachinery electric generator arrangement with component cooling
US7124572B2 (en) * 2004-09-14 2006-10-24 Honeywell International, Inc. Recuperator and turbine support adapter for recuperated gas turbine engines
US7574853B2 (en) * 2005-10-17 2009-08-18 Tma Power, Llc Microturbine with CHP system having a distillation apparatus
US7363762B2 (en) * 2005-11-16 2008-04-29 General Electric Company Gas turbine engines seal assembly and methods of assembling the same
US7341429B2 (en) * 2005-11-16 2008-03-11 General Electric Company Methods and apparatuses for cooling gas turbine engine rotor assemblies
US7574870B2 (en) 2006-07-20 2009-08-18 Claudio Filippone Air-conditioning systems and related methods
US8118570B2 (en) * 2007-10-31 2012-02-21 Honeywell International Inc. Anisotropic bearing supports for turbochargers
US20090282804A1 (en) * 2008-05-16 2009-11-19 Honeywell International Inc. Recuperators for gas turbine engines
US8221073B2 (en) * 2008-12-22 2012-07-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Exhaust gas discharge system and plenum
FR2950109B1 (fr) 2009-09-17 2012-07-27 Turbomeca Turbomoteur a arbres paralleles
JP5023107B2 (ja) * 2009-06-25 2012-09-12 株式会社日立製作所 再生サイクルガスタービンシステム
JP5457218B2 (ja) * 2010-02-12 2014-04-02 新潟原動機株式会社 再生サイクルガスタービン装置
DE102010010272A1 (de) * 2010-03-05 2011-09-08 Daimler Ag Vorrichtung zur Bereitstellung von heißen Abgasen
US20120260662A1 (en) * 2011-02-14 2012-10-18 Icr Turbine Engine Corporation Radiation shield for a gas turbine combustor
US9394828B2 (en) * 2011-02-28 2016-07-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine recuperator with floating connection
US9051873B2 (en) 2011-05-20 2015-06-09 Icr Turbine Engine Corporation Ceramic-to-metal turbine shaft attachment
US10094288B2 (en) 2012-07-24 2018-10-09 Icr Turbine Engine Corporation Ceramic-to-metal turbine volute attachment for a gas turbine engine
CN102937049A (zh) * 2012-11-16 2013-02-20 中国石油大学(华东) 十字型排列的离心式微小型燃气轮机
CN103321748B (zh) * 2013-06-19 2016-03-16 北京理工大学 立式燃气轮机
JP2015152190A (ja) * 2014-02-12 2015-08-24 トヨタ自動車株式会社 ガスタービン用熱交換器
US10233838B2 (en) * 2014-09-09 2019-03-19 The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy Recuperated gas turbine engine
DE102014220296A1 (de) * 2014-10-07 2016-04-07 Dürr Systems GmbH (Mikro-)Gasturbinenanordnung
CN105003339B (zh) * 2015-07-14 2017-04-12 张耀明 径向多级涡轮发动机
US9745992B2 (en) 2015-08-30 2017-08-29 Honeywell International Inc. Turbocharger bearing damper assembly
US10844742B2 (en) 2016-04-18 2020-11-24 Borgwarner Inc. Heat shield
FR3054200B1 (fr) * 2016-07-19 2021-08-13 Safran Landing Systems Ecran thermique de roue freinee d`aeronef perfore
GB2554384A (en) * 2016-09-23 2018-04-04 Hieta Tech Limited Combustion chamber and heat exchanger
GB201618016D0 (en) 2016-10-25 2016-12-07 Jiang Kyle Gas turbine engine
CN106762139B (zh) * 2017-01-22 2018-09-04 中国科学院工程热物理研究所 一种具有嵌入式叶片的燃气轮机
CN109139264A (zh) * 2017-06-28 2019-01-04 武汉迈科特微型涡轮机有限责任公司 一种应用环形回热器的微型涡轮发电机
US10502424B2 (en) * 2017-08-10 2019-12-10 General Electric Company Volute combustor for gas turbine engine
GB2573131A (en) * 2018-04-25 2019-10-30 Hieta Tech Limited Combined heat and power system
CN109113871B (zh) * 2018-10-15 2024-03-15 上海和兰透平动力技术有限公司 回热型燃气轮机
US11255266B2 (en) 2019-05-14 2022-02-22 Raytheon Technologies Corporation Recuperated cycle engine
US11136901B2 (en) * 2019-05-17 2021-10-05 Raytheon Technologies Corporation Monolithic combustor for attritiable engine applications
US20230080760A1 (en) * 2020-02-19 2023-03-16 Nathan Geoffrey ANDREWS A compact turbine-compressor assembly
US20240110519A1 (en) * 2022-09-30 2024-04-04 Raytheon Technologies Corporation Centrifugally pumped fuel system

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5681229A (en) * 1979-12-04 1981-07-03 Nissan Motor Co Ltd Two-shaft gas turbine power generator
JPS6014017A (ja) * 1983-07-05 1985-01-24 Toshiba Corp ガスタ−ビン燃焼器
JPS6139495B2 (ja) * 1977-10-06 1986-09-04 Kerunfuorushungusuanraage Yuuritsuhi Gmbh
JPH01290926A (ja) * 1988-05-19 1989-11-22 Nissan Motor Co Ltd 熱交換器
JPH02153231A (ja) * 1988-12-02 1990-06-12 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ガスタービン
JPH05505231A (ja) * 1989-09-11 1993-08-05 アライド・シグナル・インコーポレーテツド 環形の複水装置の応力逃し
JPH0629479Y2 (ja) * 1990-06-14 1994-08-10 川崎重工業株式会社 ガスタービンエンジン
JPH06323160A (ja) * 1993-04-08 1994-11-22 Abb Manag Ag ガスターボグループ
JPH076403B2 (ja) * 1989-03-09 1995-01-30 日産自動車株式会社 ガスタービン

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2553867A (en) * 1946-05-24 1951-05-22 Continental Aviat & Engineerin Power plant
US3831374A (en) * 1971-08-30 1974-08-27 Power Technology Corp Gas turbine engine and counterflow heat exchanger with outer air passageway
US3818984A (en) * 1972-01-31 1974-06-25 Nippon Denso Co Heat exchanger
US4141212A (en) * 1977-06-20 1979-02-27 Avco Corporation Differentially geared regenerative reverse flow turbo shaft engine
JPS584172A (ja) * 1981-07-01 1983-01-11 Ricoh Co Ltd 電子写真複写機用ドラム状感光体
JPS5855331A (ja) * 1981-09-22 1983-04-01 Seiichi Kondo 疎水性シリカゲルとその製法
US5004044A (en) * 1989-10-02 1991-04-02 Avco Corporation Compact rectilinear heat exhanger

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6139495B2 (ja) * 1977-10-06 1986-09-04 Kerunfuorushungusuanraage Yuuritsuhi Gmbh
JPS5681229A (en) * 1979-12-04 1981-07-03 Nissan Motor Co Ltd Two-shaft gas turbine power generator
JPS6014017A (ja) * 1983-07-05 1985-01-24 Toshiba Corp ガスタ−ビン燃焼器
JPH01290926A (ja) * 1988-05-19 1989-11-22 Nissan Motor Co Ltd 熱交換器
JPH02153231A (ja) * 1988-12-02 1990-06-12 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ガスタービン
JPH076403B2 (ja) * 1989-03-09 1995-01-30 日産自動車株式会社 ガスタービン
JPH05505231A (ja) * 1989-09-11 1993-08-05 アライド・シグナル・インコーポレーテツド 環形の複水装置の応力逃し
JPH0629479Y2 (ja) * 1990-06-14 1994-08-10 川崎重工業株式会社 ガスタービンエンジン
JPH06323160A (ja) * 1993-04-08 1994-11-22 Abb Manag Ag ガスターボグループ

Cited By (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH10311539A (ja) * 1997-05-13 1998-11-24 Capstone Turbine Corp ガスタービンエンジン用低エミッション燃焼システム
US6170251B1 (en) * 1997-12-19 2001-01-09 Mark J. Skowronski Single shaft microturbine power generating system including turbocompressor and auxiliary recuperator
US6307278B1 (en) * 1997-12-20 2001-10-23 Honeywell Power Systems Inc. Microturbine power generating system
US6759764B1 (en) 2000-07-05 2004-07-06 Hybrid Power Generation Systems Llc Grid load logic
US6622489B1 (en) 2000-10-25 2003-09-23 Hybrid Power Generation Systems, Llc Integrated gas booster modulation control method
US6513318B1 (en) 2000-11-29 2003-02-04 Hybrid Power Generation Systems Llc Low emissions gas turbine engine with inlet air heating
US6571563B2 (en) 2000-12-19 2003-06-03 Honeywell Power Systems, Inc. Gas turbine engine with offset shroud
US6536217B2 (en) 2000-12-20 2003-03-25 Honeywell Power Systems Inc. Liquid fuel reverse purge
US6631080B2 (en) 2001-06-06 2003-10-07 Hybrid Power Generation Systems Llc Systems and methods for boosting DC link voltage in turbine generators
US6516263B1 (en) 2001-08-02 2003-02-04 Honeywell Power Systems Inc. Adaptive flame-out prevention
US6727603B1 (en) 2001-08-07 2004-04-27 Hybrid Power Generation Systems Llc Automatic mode transitions for microturbine generating systems
US6560965B1 (en) 2001-08-20 2003-05-13 Honeywell Power Systems Inc. System and method of cleaning a recuperator in a microturbine power system
US6751958B1 (en) 2001-09-06 2004-06-22 Honeywell International Inc. Physical chemistry compression

Also Published As

Publication number Publication date
CA2229218C (en) 2001-07-10
CN1196107A (zh) 1998-10-14
DE69616744T2 (de) 2002-05-02
JP3030689B2 (ja) 2000-04-10
US5855112A (en) 1999-01-05
CA2229218A1 (en) 1997-03-13
EP0796986A4 (en) 1998-02-11
EP0796986A1 (en) 1997-09-24
ATE208460T1 (de) 2001-11-15
KR100316394B1 (ko) 2002-02-19
KR19990037711A (ko) 1999-05-25
JPH09133029A (ja) 1997-05-20
BR9610369A (pt) 1999-07-06
DE69616744D1 (de) 2001-12-13
EP0796986B1 (en) 2001-11-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO1997009524A1 (fr) Moteur de type turbine a gaz
JP4731039B2 (ja) ドーム・ライナ継手を具えるガスタービン燃焼器
JP4569952B2 (ja) ガスタービンエンジン燃焼器をフィルム冷却するための方法及び装置
EP3052786B1 (en) Heat shield panels with overlap joints for a turbine engine combustor
CN102061998B (zh) 用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴组件及其制造方法
US6189314B1 (en) Premix combustor for gas turbine engine
US10830143B2 (en) Cooling path structure for concentrated cooling of seal area and gas turbine combustor having the same
JP2014181701A (ja) ガスタービン燃焼器の燃焼モジュールのための流れスリーブ組立体
GB2228295A (en) Cooling a turbine engine
CZ80394A3 (en) Gas turbo-set
US8297059B2 (en) Nozzle for a turbomachine
EP3077641A1 (en) Cooling an igniter aperture body of a combustor wall
JP6840527B2 (ja) 燃焼機アセンブリ
JP2879340B2 (ja) 増強されたタービンノズル冷却を有する燃焼器
JP6360140B2 (ja) 燃焼器アセンブリ
US20020157400A1 (en) Gas turbine with combined can-type and annular combustor and method of operating a gas turbine
US4203283A (en) Combustion chamber, especially annular reverse-flow combustion chamber for gas turbine engines
US8631654B2 (en) Burner system and method for damping such a burner system
JP4637435B2 (ja) タービン設備
US9057524B2 (en) Shielding wall for a fuel supply duct in a turbine engine
US11248792B2 (en) Combustor and gas turbine including the same
JP6533208B2 (ja) 燃焼器アセンブリ
EP3477203B1 (en) Combustor and gas turbine including the same
JP2022013796A (ja) 燃焼器の空気流路
JP2013181744A (ja) タービンエンジンで使用するための燃料ノズルアセンブリおよびそれを組み立てる方法

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 96196834.6

Country of ref document: CN

AK Designated states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): BR CA CN KR US

AL Designated countries for regional patents

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AT BE CH DE DK ES FI FR GB GR IE IT LU MC NL PT SE

DFPE Request for preliminary examination filed prior to expiration of 19th month from priority date (pct application filed before 20040101)
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 1996925978

Country of ref document: EP

WWP Wipo information: published in national office

Ref document number: 1996925978

Country of ref document: EP

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2229218

Country of ref document: CA

Ref document number: 2229218

Country of ref document: CA

Kind code of ref document: A

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 1019980701190

Country of ref document: KR

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 08875306

Country of ref document: US

WWP Wipo information: published in national office

Ref document number: 1019980701190

Country of ref document: KR

WWG Wipo information: grant in national office

Ref document number: 1019980701190

Country of ref document: KR

WWG Wipo information: grant in national office

Ref document number: 1996925978

Country of ref document: EP