CN101117919B - 用于运行燃气涡轮发动机的方法和设备 - Google Patents

用于运行燃气涡轮发动机的方法和设备 Download PDF

Info

Publication number
CN101117919B
CN101117919B CN200710138165.5A CN200710138165A CN101117919B CN 101117919 B CN101117919 B CN 101117919B CN 200710138165 A CN200710138165 A CN 200710138165A CN 101117919 B CN101117919 B CN 101117919B
Authority
CN
China
Prior art keywords
cooling
air
chamber
cover
screen
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.)
Active
Application number
CN200710138165.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101117919A (zh
Inventor
B·C·博斯利
S·R·凯思
J·A·克雷斯
R·W·小阿尔布雷奇特
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.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN101117919A publication Critical patent/CN101117919A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101117919B publication Critical patent/CN101117919B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

提供了罩挂架组件。罩挂架组件包括罩挂架(226)和联接到罩挂架的冲击档板(306)，罩挂架包括腔(302)和多个限定在其内的冷却通道(304)，每个冷却通道从罩挂架的上游面(234)延伸通过罩挂架，用于向冲击档板引导冷却空气，冷却通道的至少两个通过腔流动连通地联接在一起。

Description

用于运行燃气涡轮发动机的方法和设备
技术领域
本发明一般地涉及燃气涡轮发动机，且更特定地涉及与燃气涡轮发动机一起使用的罩挂架(hanger)组件。
背景技术
至少一些已知的燃气涡轮发动机包括风扇组件、核心发动机和动力涡轮机。核心发动机包括至少一个向燃烧器提供加压空气的压缩机，在燃烧器中空气与燃料混合且被点燃以生成热燃气。燃气被引导通过一个或多个涡轮机，涡轮机从燃气获取能量以驱动压缩机和飞行器。特别地，已知的涡轮机包括将燃气引导向多个周向间隔开的涡轮机叶片的涡轮机喷嘴，叶片从转子盘径向向外延伸，转子盘绕发动机的中心轴线旋转。
已知的涡轮机也包括联接在涡轮机喷嘴下游的罩组件。罩组件限制了涡轮机转子且为流动通过涡轮机的燃气限定了外边界。至少一些已知的罩组件包括联接到发动机外壳体的罩挂架，以提供对多个定位为邻近涡轮机叶片尖端且在其径向外侧的罩的支承。至少一些已知的罩挂架构件包括延伸通过罩挂架的部分的冷却通道，以能向罩引导冷却空气。
在燃气涡轮发动机运行期间，碎片可能偶然地从压缩机向下游行进且阻塞高压涡轮机的部分。在一些情形中，碎片可能阻塞至少一个限定在罩挂架内的冷却通道的部分。阻塞冷却通道可能显著地降低了流到相应的罩的冷却空气，这将导致罩的高危险。随着时间的过去，以罩的高危险连续运行可能导致罩的使用寿命的缩短，不利地影响涡轮机的运行性能和/或缩短发动机的维护周期时间。
发明内容
在一个方面中，提供了运行燃气涡轮发动机的方法。方法包括：引导冷却空气向罩挂架组件，使得冷却空气流过限定在罩挂架组件内的腔，引导冷却空气通过多个从腔延伸的冷却通道和将空气从多个冷却通道向冲击档板排放，以便于冷却从罩挂架悬挂的罩。
在进一步的方面中，提供了罩挂架组件。罩挂架组件包括罩挂架和联接到罩挂架的冲击档板。罩挂架包括腔和多个限定在其内的冷却通道。每个冷却通道从罩挂架的上游面延伸通过罩挂架，用于向冲击档板引导冷却空气。至少两个冷却通道可以通过腔流动连通地联接在一起。
在另一个方面中，提供了燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括压缩机和联接到压缩机下游的涡轮机组件。涡轮机组件包括至少部分地限制了发动机的罩挂架组件。罩挂架组件包括罩挂架和联接到罩挂架的冲击档板。罩挂架包括腔和多个限定在其内的冷却通道。每个冷却通道从罩挂架的上游面延伸通过罩挂架，用于将冷却空气引导向冲击档板。至少两个冷却通道通过腔流动连通地联接在一起。
附图说明
图1是典型的燃气涡轮发动机的示意性视图；
图2是可与图1中示出的燃气涡轮发动机一起使用的燃烧器的截面视图；
图3是可与图1和图2中示出的燃气涡轮发动机一起使用的典型的罩挂架的透视图；
图4是可与图1和图2中示出的燃气涡轮发动机一起使用的包括屏的典型的罩挂架的透视图；
图5是图4中示出的罩挂架的第一截面视图；和
图6是图4中示出的罩挂架的第二截面视图。
具体实施方式
图1是燃气涡轮发动机10的示意性图示，在典型的实施例中，燃气涡轮发动机10包括风扇组件12、高压压缩机14和燃烧器16。发动机10也包括高压涡轮机18和低压涡轮机20。发动机10具有进气侧28和排气侧30。在一个实施例中，发动机10是可从General ElectricCompany，Cincinnati，Ohio.获得的GE 90。风扇组件12和低压涡轮机20通过第一转子轴31联接，且压缩机14和高压涡轮机18通过第二转子轴32联接。
在运行期间，空气在大体上平行于延伸通过发动机10的中心轴线34的方向轴向流过风扇组件12，且压缩空气供给到高压压缩机14。高度压缩的空气被输送到燃烧器16。来自燃烧器16的燃气流驱动涡轮机18和20。涡轮机18通过轴32使压缩机14旋转，且涡轮机20通过轴31驱动风扇组件12。
图2是可以与例如发动机10(图1中示出)的燃气涡轮发动机一起使用的燃烧器16的截面视图。燃烧器16包括限定了环形燃烧室206的外部衬管202和内部衬管204，通过燃料喷嘴208将燃料喷射到燃烧室206内，喷嘴208向内延伸通过燃烧外壳210。燃烧器16部分地由从压缩机14排出到限定在燃烧器外部衬管202和燃烧外壳210之间的环形通路212内的空气流冷却。类似地，在燃烧器16内侧上，环形室214限定在内部衬管204和喷嘴支承结构216之间，以便于冷却燃烧器16。将从燃烧器16排出的燃气在冲击在周向间隔开的涡轮机叶片220的排前从燃烧室206引导通过周向间隔开的涡轮机喷嘴段218的排。环形罩224绕叶片220周向地延伸。罩224可以由多个联接在一起的弓形部分制造。用于罩224的结构支承由罩挂架226的下游端提供，其包括通过U形支架230联接到罩224的径向向内延伸的钩228。罩224的上游端231前端通过向后延伸的圈232联接到罩挂架226。
圈232的上游面234靠着相应涡轮机喷嘴段218的径向外部带238的下游面236联接。上游面234和下游面236之间的接触大体上防止从压缩机14排出的冷却空气和从燃烧器16排出的燃气之间的流动。从压缩机14排出的冷却空气和从燃烧器16排出的燃气之间的温度差异可能导致在圈232和涡轮机喷嘴段218之间的有差别的热膨胀，这可能导致在上游面234和下游面236之间引起的相对移动和应力。
图3是罩挂架226的透视图。图4是包括屏301的罩挂架226的透视图。图5是沿图4中线5-5截取的罩挂架226的截面视图。图6是沿图4中线6-6截取的罩挂架226的截面视图。
如在图3中示出，罩挂架226的上游面234延伸越过罩挂架226的上游侧300。在典型的实施例中，罩挂架226形成有腔302且包括越过腔302联接的屏301，如在图4中示出。屏301便于防止碎片进入罩挂架226。替代地，罩挂架226不包括屏301。此外，如果屏损坏则屏301可去除且可以容易地替换。多个冷却通道304限定在罩挂架226内且从腔302向冲击挡板306向内延伸。屏301、腔302和冷却通道304的组合显著地增加了其中冷却空气可以到达罩224的途径的数量。冲击挡板306联接到罩挂架226的径向内侧235。
屏301联接到罩挂架上游侧300而靠着上游面234。在典型的实施例中，屏301分别从径向上边缘307和下边缘308径向延伸以高度309。屏301定位在腔302内且延伸越过腔302，如在下文中更详细地描述，以便于防止碎片限制通过罩挂架226的空气流。屏301形成有多个在其内延伸的开口310，开口310使得空气流能通过屏301进入腔302。在典型的实施例中，屏301也形成有至少一个槽312。特别地，在典型的实施例中，屏301形成有罩挂架226具有冷却通道304两倍个数的槽312。替代地，屏301可以形成有任何个数的槽312。每个槽312至少部分地凹陷在屏301内，使得每个槽312的内表面319具有从屏301的外表面325向内的距离321。槽312最小化了可能被大块碎片阻塞的开口310的个数。替代地，屏301包括至少一个从外表面325向外延伸的凸起的槽(未示出)。在典型的实施例中，每个开口310小于每个冷却通道304。替代地，开口310可以具有使得屏301能如在此所述地起作用的任何尺寸。
腔302整体地形成在罩挂架226内。特别地，腔302限定在上游侧300内且部分地由弓形的径向分开的边缘315和316限定。边缘315和316分别从边缘307和308轴向地向下游延伸，使得边缘315和316能使屏301沉入到腔302内。更特定地，当屏301联接到腔302内时，屏的外表面325定位为大体上相对于围绕腔302的挂架上游侧300的外表面330的部分齐平。腔302包括周向间隔开的部分334，部分334从边缘315和316向内凹陷。替代地，腔302包括任何个数的周向间隔开的部分334。每个凹陷的部分334在边缘315和316之间延伸以内部高度313和周向距离。在典型的实施例中，内部高度313与由边缘315和316限定的腔302的外部高度309不同，且更特定地，在典型的实施例中，内部高度313短于外部高度309。替代地，内部高度313近似地等于外部高度309。
每个冷却通道304包括入口314、出口317和在它们之间延伸的大体上圆柱形的部分318。同样地，在典型的实施例中，入口314形成有与腔302的内部高度313不同的入口直径322。更特定地，在典型的实施例中，入口314比内部高度313窄。替代地，入口直径322近似地等于内部高度313。
在典型的实施例中，每个腔302周向延伸越过冷却通道304的至少两个入口314，使得冷却通道304通过腔302在入口314处流动连通地联接在一起。冷却通道304通过腔302相互依赖且在腔302和冲击档板306之间径向向内延伸。同样地，在典型的实施例中，冷却通道304构造为将空气从腔302向冲击档板306向内引导。
在运行期间，冷却空气通过屏开口310流入到罩挂架226内。然后将冷却空气向罩挂架226引导，使得冷却空气流动通过腔302。在冷却空气流入腔302内后，然后引导冷却空气通过多个冷却通道304。在离开冷却通道304后，空气向冲击档板306排出以便于冷却罩224。
当碎片不注意地流入到发动机内时，屏301防止碎片进入罩挂架226。此外，因为冷却通道304流动连通的联接在一起，保持为靠着屏301的碎片不抑制冷却空气流过罩挂架226。在屏301内的槽312便于最小化可能被大块碎片阻塞的开口310的个数。作为结果，当存在碎片时，便于增加流到罩挂架226的空气的量。如果冷却空气不达到罩224，则可能危及罩224的寿命和耐久性。此外，通过改进罩224的耐久性可以增加涡轮机的效率。
更特定地，如果碎片存在且邻接屏301，则凹陷的槽312允许冷却空气绕碎片流动且通过屏301内的其他开口310。凹陷的槽312也最小化了被碎片的任何块阻塞的屏开口310的个数且因此有助于保证将充足的冷却空气流量通过罩挂架226向罩224供给。
在冷却空气进入腔302后，冷却空气流过腔302直至冷却空气达到冷却通道304。同样地，腔302类似于用于冷却通道304的歧管而起作用。相互依赖的冷却通道304提供了多个替代的途径，通过它们冷却空气可以流过罩挂架226。进入冷却通道304的冷却空气被通过冷却通道304向内引导且通过出口317排放而通过冲击档板316。特别地，被引导向冲击档板316的冷却空气通过冲击档板306排放。冲击档板306包括通过其延伸的孔324，如在图5中示出，使得冷却空气流过孔324用于罩224的冲击冷却。
此处的方法包括将冷却空气引导向罩挂架组件，使得冷却空气流过限定在罩挂架组件内的腔302。方法进一步包括将冷却空气引导通过从腔302延伸的多个冷却通道304。另外，冷却空气从多个冷却通道304向冲击档板306排放，以便于冷却从罩挂架226悬挂的罩224。
以上所描述的方法和设备是用于运行燃气涡轮发动机的有成本效益的和高度可靠的装置。罩挂架组件形成有腔，腔将多个限定在组件内的冷却通道流动连通地联接。多个开口便于罩的冲击冷却。屏延伸过腔以防止碎片阻塞冷却空气流过冷却通道。作为结果，罩挂架组件便于以有成本效益和可靠的方式降低机器的维护周期时间，从而延长了罩的有用寿命。
以上详细描述了罩挂架的典型实施例。每个罩挂架不限制于与在此描述的特定实施例一起使用，而是可以独立地且与其他在此描述的部件分开地利用每个罩挂架。此外，本发明不限制于在此详细描述的腔和罩挂架的实施例。而是在权利要求书的精神和范围内可以利用腔和罩挂架的其他变化。
虽然本发明已根据多种特定的实施例描述，但本领域技术人员将认识到本发明可以权利要求书的精神和范围内的修改来实行。
零件列表
10    燃气涡轮发动机
12    风扇组件
14    压缩机
16    燃烧器
18    高压涡轮机
20    低压涡轮机
28    进气侧
30    排气侧
31    第一转子轴
32    第二转子轴
34    中心轴线
202   外部衬管
204   内部衬管
206   燃烧室
208   燃料喷嘴
210   燃烧外壳
212   环形通路
214   环形室
216   喷嘴支承结构
218    涡轮机喷嘴段
220    涡轮机叶片
224    环形罩
226    罩挂架
228    钩
230    U形支架
231    上游端
232    圈
234    上游面
235    径向内侧
236    下游面
238    外部带
300    上游侧
301    屏
302    腔
304    冷却通道
306    冲击档板
307    上边缘
308    下边缘
309    外部高度
310    开口
312    凹陷的槽
313    内部高度
314    入口
315    边缘
316    边缘
317    出口
318    圆柱形部分
319    内表面
321    距离
322    入口直径
324    孔
325    外表面
330    外表面
334    部分

Claims (1)

1.一种运行燃气涡轮发动机的方法，所述方法包括：
将冷却空气引导向罩挂架组件，使得冷却空气流过联接到罩挂架组件的上游面的屏；
引导空气通过所述屏进入腔，所述腔限定在所述上游面的上游侧内；
引导冷却空气通过多个从所述腔向内延伸的冷却通道；和
将空气从所述的多个冷却通道向冲击挡板排放，以便于冷却从罩挂架悬挂的罩。
2．根据权利要求1所述的方法，其中引导空气通过所述屏进入所述腔进一步包括：
使用所述的屏防止碎片进入所述的腔。
3．根据权利要求1所述的方法，进一步包括：去除所述的屏以便于更换。
4．根据权利要求1所述的方法，进一步包括：
在所述的屏内形成多个开口；和
引导空气通过屏的开口以便于冷却罩挂架组件。
5．根据权利要求4所述的方法，进一步包括：
在所述的屏内形成多个槽；和
定位所述的屏以防止碎片进入所述的多个冷却通道。
CN200710138165.5A 2006-07-31 2007-07-31 用于运行燃气涡轮发动机的方法和设备 Active CN101117919B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/461042 2006-07-31
US11/461,042 US7607885B2 (en) 2006-07-31 2006-07-31 Methods and apparatus for operating gas turbine engines

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2013101492155A Division CN103256121A (zh) 2006-07-31 2007-07-31 用于运行燃气涡轮发动机的方法和设备

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101117919A CN101117919A (zh) 2008-02-06
CN101117919B true CN101117919B (zh) 2014-02-05

Family

ID=38657861

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2013101492155A Pending CN103256121A (zh) 2006-07-31 2007-07-31 用于运行燃气涡轮发动机的方法和设备
CN200710138165.5A Active CN101117919B (zh) 2006-07-31 2007-07-31 用于运行燃气涡轮发动机的方法和设备

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2013101492155A Pending CN103256121A (zh) 2006-07-31 2007-07-31 用于运行燃气涡轮发动机的方法和设备

Country Status (4)

Country Link
US (1) US7607885B2 (zh)
EP (1) EP1887191B1 (zh)
JP (1) JP5080159B2 (zh)
CN (2) CN103256121A (zh)

Families Citing this family (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10286407B2 (en) 2007-11-29 2019-05-14 General Electric Company Inertial separator
US8439639B2 (en) 2008-02-24 2013-05-14 United Technologies Corporation Filter system for blade outer air seal
US8079802B2 (en) * 2008-06-30 2011-12-20 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine
US8147192B2 (en) * 2008-09-19 2012-04-03 General Electric Company Dual stage turbine shroud
US8123473B2 (en) * 2008-10-31 2012-02-28 General Electric Company Shroud hanger with diffused cooling passage
PL217602B1 (pl) * 2010-03-18 2014-08-29 Gen Electric Urządzenie wieszaka tarczy wzmacniającej turbiny do gazowego silnika turbinowego
US8590315B2 (en) * 2010-06-01 2013-11-26 General Electric Company Extruded fluid manifold for gas turbomachine combustor casing
US8876458B2 (en) * 2011-01-25 2014-11-04 United Technologies Corporation Blade outer air seal assembly and support
JP5683336B2 (ja) * 2011-03-14 2015-03-11 三菱重工業株式会社 ガスタービン
GB2514832A (en) * 2013-06-07 2014-12-10 Rolls Royce Deutschland & Co Kg Cooling system
US9915176B2 (en) * 2014-05-29 2018-03-13 General Electric Company Shroud assembly for turbine engine
CA2950274A1 (en) 2014-05-29 2016-03-03 General Electric Company Turbine engine, components, and methods of cooling same
US11033845B2 (en) 2014-05-29 2021-06-15 General Electric Company Turbine engine and particle separators therefore
WO2016025056A2 (en) 2014-05-29 2016-02-18 General Electric Company Turbine engine and particle separators therefore
EP3183431B1 (en) 2014-08-22 2018-10-10 Siemens Aktiengesellschaft Shroud cooling system for shrouds adjacent to airfoils within gas turbine engines
GB201417150D0 (en) 2014-09-29 2014-11-12 Rolls Royce Plc Carriers for turbine components
US10036319B2 (en) 2014-10-31 2018-07-31 General Electric Company Separator assembly for a gas turbine engine
US10167725B2 (en) 2014-10-31 2019-01-01 General Electric Company Engine component for a turbine engine
GB201508323D0 (en) * 2015-05-15 2015-06-24 Rolls Royce Plc A wall cooling arrangement for a gas turbine engine
US9988936B2 (en) 2015-10-15 2018-06-05 General Electric Company Shroud assembly for a gas turbine engine
US10428664B2 (en) 2015-10-15 2019-10-01 General Electric Company Nozzle for a gas turbine engine
US10975721B2 (en) * 2016-01-12 2021-04-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooled containment case using internal plenum
EP3232002A1 (en) * 2016-04-11 2017-10-18 Rolls-Royce Corporation Impingement plate with stress relief feature
US10704425B2 (en) 2016-07-14 2020-07-07 General Electric Company Assembly for a gas turbine engine
US10415416B2 (en) * 2016-09-09 2019-09-17 United Technologies Corporation Fluid flow assembly
JP6622176B2 (ja) * 2016-11-30 2019-12-18 三菱重工業株式会社 ガスタービン用高温部品及びガスタービン
US10815829B2 (en) 2017-03-09 2020-10-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine housing assembly
US10815807B2 (en) 2018-05-31 2020-10-27 General Electric Company Shroud and seal for gas turbine engine
US10927693B2 (en) * 2019-01-31 2021-02-23 General Electric Company Unitary body turbine shroud for turbine systems
US11008889B2 (en) 2019-03-18 2021-05-18 General Electric Company Turbine engine hanger
FR3098238B1 (fr) * 2019-07-04 2021-06-18 Safran Aircraft Engines dispositif de refroidissement amélioré d’anneau de turbine d’aéronef
EP4452450A1 (en) * 2021-12-20 2024-10-30 General Electric Technology GmbH Wire screen particle filter for turbomachine airfoil

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4292008A (en) * 1977-09-09 1981-09-29 International Harvester Company Gas turbine cooling systems
US5169287A (en) * 1991-05-20 1992-12-08 General Electric Company Shroud cooling assembly for gas turbine engine
CN2588102Y (zh) * 2002-11-04 2003-11-26 成都希望电子研究所 轴流风机过滤罩

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3825364A (en) * 1972-06-09 1974-07-23 Gen Electric Porous abradable turbine shroud
US4573865A (en) * 1981-08-31 1986-03-04 General Electric Company Multiple-impingement cooled structure
US5593277A (en) * 1995-06-06 1997-01-14 General Electric Company Smart turbine shroud
JPH10103014A (ja) * 1996-09-30 1998-04-21 Toshiba Corp ガスタービンシュラウド構造
JPH10103011A (ja) * 1996-09-30 1998-04-21 Toshiba Corp ガスタービンシュラウド装置
FR2766517B1 (fr) * 1997-07-24 1999-09-03 Snecma Dispositif de ventilation d'un anneau de turbomachine
FR2819010B1 (fr) * 2001-01-04 2004-05-28 Snecma Moteurs Secteur d'entretoise de support d'anneau de stator de la turbine haute pression d'une turbomachine avec rattrapage de jeux
JP4011296B2 (ja) * 2001-02-14 2007-11-21 株式会社日立製作所 ガスタービン
JP4366710B2 (ja) * 2003-05-14 2009-11-18 株式会社Ｉｈｉ 軸流タービンのタービンシュラウド
US7147432B2 (en) * 2003-11-24 2006-12-12 General Electric Company Turbine shroud asymmetrical cooling elements
FR2869944B1 (fr) * 2004-05-04 2006-08-11 Snecma Moteurs Sa Dispositif de refroidissement pour anneau fixe de turbine a gaz

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4292008A (en) * 1977-09-09 1981-09-29 International Harvester Company Gas turbine cooling systems
US5169287A (en) * 1991-05-20 1992-12-08 General Electric Company Shroud cooling assembly for gas turbine engine
CN2588102Y (zh) * 2002-11-04 2003-11-26 成都希望电子研究所 轴流风机过滤罩

Also Published As

Publication number Publication date
EP1887191A3 (en) 2013-12-04
JP2008032014A (ja) 2008-02-14
US20090202337A1 (en) 2009-08-13
CN101117919A (zh) 2008-02-06
EP1887191B1 (en) 2016-12-07
CN103256121A (zh) 2013-08-21
JP5080159B2 (ja) 2012-11-21
US7607885B2 (en) 2009-10-27
EP1887191A2 (en) 2008-02-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101117919B (zh) 用于运行燃气涡轮发动机的方法和设备
US8087249B2 (en) Turbine cooling air from a centrifugal compressor
JP4128393B2 (ja) ガスタービンエンジンの点火器チューブを冷却するための方法、ガスタービンエンジン及びガスタービンエンジン用の燃焼器
CA2688099C (en) Centrifugal compressor forward thrust and turbine cooling apparatus
EP2578939B1 (en) Combustor and method for supplying flow to a combustor
CN100582441C (zh) 用于气体涡轮发动机螺栓固紧法兰的结构罩
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
US11280198B2 (en) Turbine engine with annular cavity
EP2942483A1 (en) Vented tangential on-board injector for a gas turbine engine
CN104246140A (zh) 涡轮喷嘴外部带和翼型件冷却设备
CN102644935B (zh) 涡轮发动机和用于涡轮发动机中的燃烧器组件
US8573925B2 (en) Cooled component for a gas turbine engine
EP2075507A2 (en) Gas turbine engine combustor and method for delivering purge gas into a combustion chamber of the combustor
CN102840599A (zh) 用于在涡轮发动机中使用的燃烧器组件及其组装方法
CN108386869B (zh) 用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件
US20190218925A1 (en) Turbine engine shroud
CN101535601A (zh) 涡轮叶片
JP5738159B2 (ja) 軸流タイプのガスタービン
JP2012117538A (ja) 軸流式のガスタービン
KR102291801B1 (ko) 링 세그먼트 및 이를 포함하는 가스터빈
KR20200037691A (ko) 윙렛에 냉각홀을 가진 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 가스 터빈
EP3461995B1 (en) Gas turbine blade
CA2992684A1 (en) Turbine housing assembly
JP6961340B2 (ja) 回転機械
EP3460194B1 (en) Gas turbine

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant