CN102252345A - 切向燃烧器 - Google Patents

切向燃烧器 Download PDF

Info

Publication number
CN102252345A
CN102252345A CN2011101165120A CN201110116512A CN102252345A CN 102252345 A CN102252345 A CN 102252345A CN 2011101165120 A CN2011101165120 A CN 2011101165120A CN 201110116512 A CN201110116512 A CN 201110116512A CN 102252345 A CN102252345 A CN 102252345A
Authority
CN
China
Prior art keywords
combustion
transition piece
burning zone
movable vane
rotation movable
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN2011101165120A
Other languages
English (en)
Inventor
D·R·约翰斯
C·S·休曼楚克
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 CN102252345A publication Critical patent/CN102252345A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/425—Combustion chambers comprising a tangential or helicoidal arrangement of the flame tubes
    • 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
    • F23R3/58—Cyclone or vortex type combustion chambers

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Combustion Of Fluid Fuel (AREA)

Abstract

本发明涉及切向燃烧器。具体而言，公开了一种用于燃气涡轮的燃烧段，该燃烧段包括：限定了室的外壳(32)，布置在该外壳中并以环状样式定向的多个燃烧筒(34)，以及多个过渡件(36)，每个过渡件(36)与其中一个燃烧筒相连。过渡件将来自燃烧筒的燃烧产物引导到与燃气涡轮的旋转动叶接触。各过渡件在两个平面上成角度倾斜，以便实现燃烧产物的转向和使燃气涡轮变短。

Description

切向燃烧器
技术领域
本发明涉及燃气涡轮，并且，更具体地说，涉及用于燃气涡轮的燃烧段(combustion section)，其包括用于使进入涡轮的气流转向的结构。
背景技术
在操作燃气涡轮时，气流从燃烧器排出并被过渡管道传送至第一级静叶和叶片(旋转动叶)。当气流从过渡管道的出口排出时，该流经过第一级静叶。第一级静叶的作用是使流加速并在周向方向上转向，从而使离开静叶后缘的气流的主要的流动方向相对于纵向方向在周向方向或切向方向上成角度倾斜(angled)。因此，这种转向的流具有纵向分量和周向分量。流动角度(flow angle)可大体上处于从纵向轴线测量40度到85度的范围内。通过使气流加速并相对于纵向方向在周向方向上成角度倾斜，所得到的气流更有效地将其能量传给第一排叶片，这些叶片再使相关的转子组件旋转。
用第一级静叶来使纵向气流加速和在周向方向上转向提出了若干挑战。静叶和相关的静叶支撑结构必须具有高的强度特性，以承受在相对短的距离内跨过大的角度改变热的高压气流的方向所产生的力。气流的温度和该转向过程中产生的热还需要静叶冷却系统。所涉及的力和热可使静叶和相关的支撑结构裂开，以及在其它方面受损害。为了解决这些不同的需求和操作条件，第一级静叶和相关的支撑结构以及冷却系统已经发展成复杂的系统，其在制造、安装以及在受损的情况下修复和更换时可能是昂贵的。
第一级喷嘴增加大约1.5％的总压力降，从而降低机械的总压力比。性能与该压力比有密切联系。发动机性能的另一主要阻碍是附加流(parasitic flow)。当前技术水平下的气冷式燃气涡轮中的最小压缩机质量流代表整体涡轮性能的主要降低。该气流可被减小或有效地消除，这是通过：(1)小得多的转向/节流静叶(throttling vane)的润湿表面积(如果需要转向/节流静叶的话)，(2)可能使用过渡件静叶的闭式环流冷却，以及(3)可能使用空气，其冷却静叶，然后通过燃烧器。
需要使气流加速并沿切向地转向，用以呈现至第一级叶片阵列，同时没有与第一级静叶相关联的复杂性和相关费用以及损害的风险。
发明内容
在一个示例性实施例中，燃烧段被提供给燃气涡轮，该燃气涡轮包括被来自该燃烧段的燃烧产物驱动的旋转动叶。该燃烧段包括限定了室的外壳，布置在该外壳中并以环状样式定向的多个燃烧筒(combustor can)，以及多个过渡件，每个过渡件与其中一个燃烧筒相连。过渡件将来自燃烧筒的燃烧产物引导到与旋转动叶接触。各过渡件在两个平面上成角度倾斜，以便实现燃烧产物的转向和使燃气涡轮变短。
在另一示例性实施例中，燃烧段的过渡件相对于环状样式沿切向地成角度倾斜，并沿着流动方向轴向地成角度倾斜。
在还有另一示例性实施例中，一种将燃烧产物引导到与燃气涡轮的旋转动叶接触的方法包括下列步骤：在燃烧器外壳中将多个燃烧筒以环状样式定向，提供多个过渡件，每个过渡件与其中一个燃烧筒相连，并使过渡件相对于轴向流动方向沿切向地成角度倾斜。
附图说明
图1是常规燃烧器的截面图；
图2是所述实施例的燃气涡轮中的燃烧段的端视图；
图3是燃烧段的侧视图，其显示了过渡件的轴向定向；
图4显示了其中过渡件包括节流引导部/静叶的一个实施例；和
图5显示了其中过渡件转向的一个实施例。
零部件清单
10    燃烧器
12    衬套
14    过渡件
30    燃烧段
32    外壳
34    燃烧筒
36    过渡件
38    节流静叶
具体实施方式
图1显示了用于燃气涡轮的典型的燃烧器，该燃气涡轮包括压缩机、多个燃烧器以及涡轮。压缩机使进口空气增压，该进口空气然后反向流到燃烧器中，其在那里被用来冷却燃烧器以及给燃烧过程提供空气。燃烧器10包括衬套12和过渡件14，衬套12限定了燃烧区，过渡件14使燃烧器的出口端与涡轮的入口端相连，以便将燃烧产物传输到涡轮中。燃烧器过渡件14与第一级涡轮喷嘴之间的对接处需要使用密封件来减少到气体通路中的泄漏。
图2是用于燃气涡轮的燃烧段30的端视图。燃烧段30包括限定了室的外壳32，以及布置在该外壳中并以如图所示的环状样式定向的多个燃烧筒34。多个过渡件36用于将来自燃烧筒34的燃烧产物引导到与涡轮的旋转动叶接触，每个过渡件36与其中一个燃烧筒34相连。各过渡件36在两个平面中成角度倾斜，以便实现燃烧产物的转向和使燃气涡轮变短。
如图2中所示，过渡件36相对于环状样式的燃烧筒34沿切向地成角度倾斜(在X-Y平面内，其中Z轴朝向图2中的页面内的方向)。另外，过渡件在如图3中所示的流向(即，朝着涡轮动叶)上轴向地成角度倾斜(在Y-Z平面内，其中X轴朝向图3中的页面内的方向)。该角度被确定为实现合适的入射角度，以便从旋转动叶获取功。这些角度随涡轮设计而改变。
该结构为燃气涡轮的性能和构造提供了益处。具体而言，可使凸缘至凸缘的长度变短，可大大降低跨过第一级喷嘴的压力降，并且可大大减少第一级喷嘴冷却流和泄漏流(leakage flow)。燃烧器在切向方向上成角度倾斜允许该燃烧器提供通常用在涡轮的第一级喷嘴中的全部或部分转向效果。结果，在使气流转向进入第一级动叶的过程中会出现低得多的压力降。
在还有另一示例性设置中，参见图4，过渡件包括节流静叶38。该节流静叶可通过对过渡件的侧面进行外形加工(contouring)形成。该节流静叶可进一步使流加速和变平，以让空气达到用以在第一级动叶中获取功的理想条件。
新近的空气动力学分析显示，可能不需要节流静叶。在一个可选构造中，参见图5，过渡件36的端部可被转向可能高达30°或更大的角度，以产生所需的总体转向。
还出现了在热负荷上的另一较大的降低，这是因为在转向发生的地方具有更高的热传递。在热侧具有有限的或没有周向的转向(现在在燃烧室之前进行)，结果导致在该热侧的更低热传递。在空气仍然较冷时使其转向是该构造的一个显著优点。
另外，转向/节流静叶(如果需要)将比当前的第一级喷嘴具有小得多的润湿表面积。结果，将需要更少的热传递来保持它们处于可接受的材料温度内。此外，通过将燃烧器过渡件与第一级转向静叶集成为一体，就有助于利用最终经过燃烧器的空气来冷却喷嘴的机会。由于燃烧器过渡件将替代第一级喷嘴，因此将不会具有如在常规设计中会出现的在这两个部件之间的干涉泄漏。
虽然已经结合被认为是目前最实际和优选的实施例描述了本发明，但是，应当理解，本发明不限于所公开的实施例，相反地，其意图覆盖包括在所附权利要求的精神与范围内的各种变型与等同设置。

Claims (15)

1.一种用于燃气涡轮的燃烧段，所述燃气涡轮包括旋转动叶，所述旋转动叶被来自所述燃烧段的燃烧产物驱动，所述燃烧段包括：
外壳(32)，其限定了室；
多个燃烧筒(34)，其布置在所述外壳中并以环状样式定向；以及
多个过渡件(36)，每个所述过渡件(36)与所述燃烧筒中的一个燃烧筒相连，并将来自所述燃烧筒的燃烧产物引导到与所述旋转动叶接触，其中，所述过渡件相对于轴向流动方向沿切向地成角度倾斜。
2.根据权利要求1所述的燃烧段，其特征在于，所有的所述燃烧筒(34)与所述过渡件(36)都相对于所述轴向流动方向对应地沿切向地成角度倾斜。
3.根据权利要求1所述的燃烧段，其特征在于，所述燃烧筒(34)和所述过渡件(36)成角度倾斜，以便实现合适的入射角度，用以利用所述旋转动叶获取功。
4.根据权利要求1所述的燃烧段，其特征在于，所述多个过渡件(36)的端部是转向的。
5.根据权利要求4所述的燃烧段，其特征在于，所述多个过渡件(36)的所述端部是高达30°转向的。
6.根据权利要求1所述的燃烧段，其特征在于，所述多个过渡件(36)包括节流静叶(38)。
7.根据权利要求6所述的燃烧段，其特征在于，所述节流静叶(38)通过对所述过渡件的侧面进行外形加工形成。
8.一种用于燃气涡轮的燃烧段，所述燃气涡轮包括被来自所述燃烧段的燃烧产物驱动的旋转动叶，所述燃烧段包括：
外壳(32)，其限定了室；
多个燃烧筒(34)，其布置在所述外壳中并以环状样式定向；以及
多个过渡件(36)，每个所述过渡件(36)与所述燃烧筒中的一个燃烧筒相连，并将来自所述燃烧筒的燃烧产物引导到与所述旋转动叶接触，其中，各所述过渡件在两个平面中成角度倾斜，以便实现所述燃烧产物的转向和使所述燃气涡轮变短。
9.根据权利要求8所述的燃烧段，其特征在于，所述两个平面包括周向平面和切向平面。
10.一种将燃烧产物引导到与燃气涡轮的旋转动叶接触的方法，所述方法包括：
在燃烧器外壳(32)中将多个燃烧筒(34)以环状样式定向；
提供多个过渡件(36)，每个所述过渡件(36)与所述燃烧筒中的一个燃烧筒相连；以及
使所述过渡件相对于轴向流动方向沿切向地成角度倾斜。
11.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，所述燃烧筒(34)与所述过渡件(36)都相对于所述轴向流动方向对应地沿切向地成角度倾斜。
12.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，所述成角度倾斜的步骤是这样实施的：通过使所述过渡件(36)成角度倾斜，以便实现合适的入射角度，用以利用所述旋转动叶获取功。
13.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，所述方法还包括，使来自所述燃烧筒(34)的燃烧产物流动通过所述过渡件而与所述旋转动叶接触。
14.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，所述流动步骤包括，使所述燃烧产物相对于所述环状样式沿切向方向转向，并且使所述燃烧产物朝着所述旋转动叶沿轴向方向转向。
15.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，所述成角度倾斜的步骤包括，将所述过渡件(36)与所述旋转动叶的相应转向静叶集成为一体。
CN2011101165120A 2010-04-27 2011-04-27 切向燃烧器 Pending CN102252345A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/768385 2010-04-27
US12/768,385 US20110259015A1 (en) 2010-04-27 2010-04-27 Tangential Combustor

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN102252345A true CN102252345A (zh) 2011-11-23

Family

ID=44280768

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2011101165120A Pending CN102252345A (zh) 2010-04-27 2011-04-27 切向燃烧器

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20110259015A1 (zh)
EP (1) EP2383518A3 (zh)
JP (1) JP2011232022A (zh)
CN (1) CN102252345A (zh)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103375262A (zh) * 2012-04-30 2013-10-30 通用电气公司 涡轮机系统中具有延迟喷射的过渡管道
CN103850796A (zh) * 2012-11-30 2014-06-11 通用电气公司 燃气涡轮发动机系统及其相关方法
CN104595926A (zh) * 2015-01-23 2015-05-06 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 热通道部件一体燃烧室
CN104654357A (zh) * 2015-01-23 2015-05-27 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 燃气轮机燃烧室
CN104776449A (zh) * 2015-01-23 2015-07-15 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 热通道补燃燃烧室
CN115355528A (zh) * 2022-09-02 2022-11-18 中航通飞华南飞机工业有限公司 一种涡桨发动机斜流式燃烧室

Families Citing this family (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8978388B2 (en) 2011-06-03 2015-03-17 General Electric Company Load member for transition duct in turbine system
US8650852B2 (en) 2011-07-05 2014-02-18 General Electric Company Support assembly for transition duct in turbine system
US8448450B2 (en) 2011-07-05 2013-05-28 General Electric Company Support assembly for transition duct in turbine system
US8459041B2 (en) 2011-11-09 2013-06-11 General Electric Company Leaf seal for transition duct in turbine system
US8974179B2 (en) 2011-11-09 2015-03-10 General Electric Company Convolution seal for transition duct in turbine system
US8701415B2 (en) 2011-11-09 2014-04-22 General Electric Company Flexible metallic seal for transition duct in turbine system
US20130236301A1 (en) * 2012-03-09 2013-09-12 General Electric Company Apparatus And System For Directing Hot Gas
US20130239585A1 (en) * 2012-03-14 2013-09-19 Jay A. Morrison Tangential flow duct with full annular exit component
US9145778B2 (en) * 2012-04-03 2015-09-29 General Electric Company Combustor with non-circular head end
US20130283802A1 (en) * 2012-04-27 2013-10-31 General Electric Company Combustor
US20130283817A1 (en) * 2012-04-30 2013-10-31 General Electric Company Flexible seal for transition duct in turbine system
US9038394B2 (en) 2012-04-30 2015-05-26 General Electric Company Convolution seal for transition duct in turbine system
US9021783B2 (en) * 2012-10-12 2015-05-05 United Technologies Corporation Pulse detonation engine having a scroll ejector attenuator
US8707673B1 (en) 2013-01-04 2014-04-29 General Electric Company Articulated transition duct in turbomachine
US9322335B2 (en) * 2013-03-15 2016-04-26 Siemens Energy, Inc. Gas turbine combustor exit piece with hinged connections
US9080447B2 (en) 2013-03-21 2015-07-14 General Electric Company Transition duct with divided upstream and downstream portions
US9134029B2 (en) * 2013-09-12 2015-09-15 Siemens Energy, Inc. Radial midframe baffle for can-annular combustor arrangement having tangentially oriented combustor cans
US9458732B2 (en) 2013-10-25 2016-10-04 General Electric Company Transition duct assembly with modified trailing edge in turbine system
US9309774B2 (en) 2014-01-15 2016-04-12 Siemens Energy, Inc. Assembly for directing combustion gas
US9404421B2 (en) 2014-01-23 2016-08-02 Siemens Energy, Inc. Structural support bracket for gas flow path
US9593853B2 (en) 2014-02-20 2017-03-14 Siemens Energy, Inc. Gas flow path for a gas turbine engine
EP3204615B1 (en) * 2014-10-07 2018-11-28 Siemens Energy, Inc. Arrangement for a gas turbine combustion engine
WO2017023331A1 (en) * 2015-08-06 2017-02-09 Siemens Aktiengesellschaft Ducting arrangement for directing combustion gas
WO2017023330A1 (en) * 2015-08-06 2017-02-09 Siemens Aktiengesellschaft A ducting arrangement for directing combustion gas
US9810434B2 (en) * 2016-01-21 2017-11-07 Siemens Energy, Inc. Transition duct system with arcuate ceramic liner for delivering hot-temperature gases in a combustion turbine engine
US10260360B2 (en) * 2016-03-24 2019-04-16 General Electric Company Transition duct assembly
US10145251B2 (en) 2016-03-24 2018-12-04 General Electric Company Transition duct assembly
US10260752B2 (en) 2016-03-24 2019-04-16 General Electric Company Transition duct assembly with late injection features
US10260424B2 (en) 2016-03-24 2019-04-16 General Electric Company Transition duct assembly with late injection features
US10227883B2 (en) 2016-03-24 2019-03-12 General Electric Company Transition duct assembly

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2945672A (en) * 1956-10-05 1960-07-19 Marquardt Corp Gas turbine unit
US3238718A (en) * 1964-01-30 1966-03-08 Boeing Co Gas turbine engine
US6684620B2 (en) * 2001-08-14 2004-02-03 Siemens Aktiengesellschaft Combustion chamber arrangement for gas turbines
CN1497217A (zh) * 2002-09-26 2004-05-19 通用电气公司 动态上不相关的筒式燃烧室
US20070017225A1 (en) * 2005-06-27 2007-01-25 Eduardo Bancalari Combustion transition duct providing stage 1 tangential turning for turbine engines
US20090214333A1 (en) * 2008-02-27 2009-08-27 Snecma Diffuser-nozzle assembly for a turbomachine
US20090266047A1 (en) * 2007-11-15 2009-10-29 General Electric Company Multi-tube, can-annular pulse detonation combustor based engine with tangentially and longitudinally angled pulse detonation combustors
US20100037618A1 (en) * 2008-08-12 2010-02-18 Richard Charron Transition with a linear flow path for use in a gas turbine engine

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US972642A (en) * 1909-07-21 1910-10-11 William A Reed Gas-turbine engine.
US2851853A (en) * 1953-12-28 1958-09-16 Thomas E Quick Thrust augmentation means for jet propulsion engines
US3657884A (en) * 1970-11-20 1972-04-25 Westinghouse Electric Corp Trans-nozzle steam injection gas turbine
US4016718A (en) * 1975-07-21 1977-04-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine having an improved transition duct support
GB2300909B (en) * 1995-05-18 1998-09-30 Europ Gas Turbines Ltd A gas turbine gas duct arrangement
US7373772B2 (en) * 2004-03-17 2008-05-20 General Electric Company Turbine combustor transition piece having dilution holes
EP1975373A1 (en) * 2007-03-06 2008-10-01 Siemens Aktiengesellschaft Guide vane duct element for a guide vane assembly of a gas turbine engine

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2945672A (en) * 1956-10-05 1960-07-19 Marquardt Corp Gas turbine unit
US3238718A (en) * 1964-01-30 1966-03-08 Boeing Co Gas turbine engine
US6684620B2 (en) * 2001-08-14 2004-02-03 Siemens Aktiengesellschaft Combustion chamber arrangement for gas turbines
CN1497217A (zh) * 2002-09-26 2004-05-19 通用电气公司 动态上不相关的筒式燃烧室
US20070017225A1 (en) * 2005-06-27 2007-01-25 Eduardo Bancalari Combustion transition duct providing stage 1 tangential turning for turbine engines
US20090266047A1 (en) * 2007-11-15 2009-10-29 General Electric Company Multi-tube, can-annular pulse detonation combustor based engine with tangentially and longitudinally angled pulse detonation combustors
US20090214333A1 (en) * 2008-02-27 2009-08-27 Snecma Diffuser-nozzle assembly for a turbomachine
US20100037618A1 (en) * 2008-08-12 2010-02-18 Richard Charron Transition with a linear flow path for use in a gas turbine engine

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103375262A (zh) * 2012-04-30 2013-10-30 通用电气公司 涡轮机系统中具有延迟喷射的过渡管道
CN103375262B (zh) * 2012-04-30 2016-12-07 通用电气公司 涡轮机系统中具有延迟喷射的过渡管道
CN103850796A (zh) * 2012-11-30 2014-06-11 通用电气公司 燃气涡轮发动机系统及其相关方法
CN104595926A (zh) * 2015-01-23 2015-05-06 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 热通道部件一体燃烧室
CN104654357A (zh) * 2015-01-23 2015-05-27 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 燃气轮机燃烧室
CN104776449A (zh) * 2015-01-23 2015-07-15 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 热通道补燃燃烧室
CN104654357B (zh) * 2015-01-23 2020-01-03 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 燃气轮机燃烧室
CN115355528A (zh) * 2022-09-02 2022-11-18 中航通飞华南飞机工业有限公司 一种涡桨发动机斜流式燃烧室

Also Published As

Publication number Publication date
EP2383518A3 (en) 2014-11-19
JP2011232022A (ja) 2011-11-17
US20110259015A1 (en) 2011-10-27
EP2383518A2 (en) 2011-11-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102252345A (zh) 切向燃烧器
JP4564271B2 (ja) 排気タービンケーシング
US8529195B2 (en) Inducer for gas turbine system
US8079802B2 (en) Gas turbine
US8727703B2 (en) Gas turbine engine
CN104884767A (zh) 燃气轮机中的导叶架温度控制系统
CN106545365A (zh) 定子构件冷却
WO2011097121A2 (en) Cooling of turbine components using combustor shell air
JPH10103004A (ja) ガスタービンの動翼冷却装置
KR20140127291A (ko) 배기가스 확산기와 지지 핀들을 구비한 가스터빈
CN108138584A (zh) 燃烧器涡轮机壳体后集气室的螺旋冷却
US8082738B2 (en) Diffuser arranged between the compressor and the combustion chamber of a gas turbine
EP2546462B1 (en) Hole for rotating component cooling system
JP2017141825A (ja) ガスタービンエンジン用の翼形部
JP5473409B2 (ja) ガスタービン及びそれを備えるプラント
CN109891055A (zh) 用于涡轮发动机的翼型件以及冷却的对应方法
JP6496534B2 (ja) 蒸気タービン及びその組み立て方法
US20110085887A1 (en) High temperature radially fed axial steam turbine
JP2019031973A (ja) 不均一なシェブロンピンを備えたエンジン構成要素
US11111795B2 (en) Turbine rotor airfoil and corresponding method for reducing pressure loss in a cavity within a blade
US20150110601A1 (en) Coolant bridging line for a gas turbine, which coolant bridging line can be inserted into a hollow, cooled turbine blade
CN100549366C (zh) 涡轮机定子保护装置
CN109812340B (zh) 包括外部冷却系统的燃气轮机及其冷却方法
JP7440127B2 (ja) ガスタービンエンジン用レキュペレータ
US20120099960A1 (en) System and method for cooling a nozzle

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20111123