CN102383938A - 衬套后端支承机构及弹簧承载式衬套止挡机构 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及衬套后端支承机构及弹簧承载式衬套止挡机构。具体而言，一种燃气轮机包括衬套、包绕衬套的壳体、柔性地连接到衬套(445)后端上的呼啦圈式密封件(420)，以及衬套后支承机构(440)。衬套构造成用以在上游端接收压缩气体和燃料，压缩气体和燃料的混合物在衬套的燃烧核心区域中燃烧以产生热的排出气体。衬套后端支承机构定位在获得衬套外表面上的最高温度的区域(513)的下游和呼啦圈式密封件连接到衬套上的部分(516)的上游，且构造成用以可动地支承壳体内侧的衬套。衬套后端支承机构(440)包括构造成用以容许部分独立支承元件沿流动方向相对于衬套或壳体中的至少一个运动的至少三个独立支承元件。

Description

衬套后端支承机构及弹簧承载式衬套止挡机构
技术领域
本文所公开的主题的实施例主要涉及用于支承燃气轮机中的衬套的机构，并且更具体地涉及衬套后端支承机构和弹簧承载式止挡衬套支承机构。
背景技术
在如图1中所示的常规燃气轮机100中，气体沿气体流动方向125从压缩机110流至涡轮120。压缩机110输出压缩空气127，该压缩空气127然后与经由气体喷嘴(未示出)输入的燃料129相混合。空气和燃料的混合物在燃烧过程中燃烧，产生排出气体。燃烧过程可发生在衬套130内侧。有时，燃烧过程发生在燃烧室(即，压缩机和涡轮之间专用于燃烧过程的构件)内侧，而衬套用于限制热的排出气体在其通路上从燃烧室朝向涡轮输出。
压缩空气和燃料在衬套130的止挡端135处输入和混合。排出气体经由衬套130的后端140输出。后端140在气体流动方向125上位于止挡端135的下游。由燃烧产生的排出气体是热的，导致衬套130热膨胀。为了适应这种膨胀，诸如呼啦圈式密封件(或环形密封件)150的柔性构件沿气体流动方向125安装在衬套130下游。当衬套130的长度由于热膨胀而改变时，呼啦圈式密封件150容许衬套130的后端140沿气体流动方向125运动。
当在衬套130内侧发生燃烧时，衬套130的止挡端135具有相对固定的位置。因此，衬套止挡支承机构160通常安装成靠近止挡端135，处在衬套130与支承结构如壳体(未示出)之间。相比之下，当发生热膨胀时，后端140趋于沿气体流动方向运动。因此，常规而言，没有支承机构安装在衬套130的后端140处。
图2示意性地示出了燃气轮机200的一部分。气体沿流动方向205在燃气轮机200的衬套210内侧流动。压缩空气212和燃料213在衬套210内侧于止挡端214处混合。压缩空气和燃料的混合物在衬套210的燃烧核心区域215中燃烧。排出气体216因来自燃烧核心区域215的空气和燃料流的混合物的燃烧而产生，且在衬套210后端217处输出。呼啦圈式密封件(未示出)通常限制排出气体经由后端217流出衬套210。
在燃气轮机200内侧，压缩空气212进入处在衬套210与在后端处包绕衬套的壳体220之间的空间中，且朝向止挡端流动，在该端处，压缩空气引入衬套210内侧。引导压缩空气的这种方式具有的优点在于，压缩空气可冷却衬套210。将压缩空气212引至衬套210的止挡端214的方式为一种设计选择。在其它实施例中，例如在图1中，压缩空气可采用其它方式馈入衬套内侧。
从操作温度的观点来看，衬套210具有沿流动方向205位于燃烧核心区域215上游的衬套冷区222，以及沿流动方向205位于燃烧核心区域215下游的衬套热区224。在衬套210内侧，最高气体温度在燃烧核心区域215中获得。在包绕燃烧核心215的第一区226中，气体的温度低于燃烧区域中的温度。在包绕第一区226的第二区227中，气体具有低于第一区226中的温度。在包绕第二区227的第三外部区228中，气体的温度低于第二区227的温度。本领域的普通技术人员将理解到，区226，227和228仅示出了衬套210内的变化的气体温度，但这些区之间并不存在物理间距(separation)，温度在这些区内且跨过区边界连续地变化。另外，本领域的普通技术人员将理解到的是，可存在更多或更少的温度区。
燃烧过程的热量和振动，以及源自燃气轮机摇动、颤动等的其它机械负载和应力造成衬套和衬套附近的其它燃气轮机构件的振动。因此，衬套应当安装成以便耐受由燃烧和其它力施加的热量、振动和负载。
衬套止挡支承机构230可安装在衬套210与壳体220之间，靠近止挡端214，处在衬套210的冷区222中。由于其位置在冷区222中(在此不会发生显著的热膨胀)，故衬套止挡支承机构230连接相对地固定在壳体220的内表面上和衬套210的外表面上的点。
图3A中示出了典型的衬套止挡支承机构。图3A中的衬套止挡支承机构包括三个独立的支承元件350，352和354，它们设置在衬套310与壳体320之间，围绕大致垂直于流动方向305的截面。
各独立的支承元件，例如图3B中的352，插在成对的点之间，一个点定位在壳体320的内表面360上，而另一个点则定位在衬套310的外表面370上。
一个独立的支承件可具有如图3C中所示的凸出部件380和如图3D中所示的凹入部件390。凸出部件380和凹入部件390以图3E中所示的方式组装。此类独立支承元件的问题在于仅在凸出部件380的一面与凹入部件390之间经常发生接触，且这种现象导致独立支承元件的不均匀磨损。
如上文所述，由于热的排出气体而发生衬套(例如，130，210或310)的热膨胀。衬套的热膨胀导致后端不能保持在固定位置，这妨碍了在呼啦圈式密封件附接于其上的衬套(流动方向的下游)后端处使用常规支承机构。在没有这种支承机构的情况下，呼啦圈式密封件支承较大的负载，且具有多于所需的自由运动，这导致呼啦圈式密封件的寿命周期短和操作不稳定。
因此，将期望的是向衬套提供附加的支承，且减轻衬套止挡支承机构中独立支承元件的不均匀磨损，从而避免上述问题和缺陷。
发明内容
根据一个实施例，一种燃气轮机包括衬套、构造成用以包绕衬套的壳体、构造成用以柔性地连接到衬套后端上的呼啦圈式密封件，以及衬套后端支承机构。衬套构造成用以沿流动方向在上游端处接收压缩气体和燃料，以及用以输出沿流动方向在与上游端相反的后端处输出的排出气体，其中，压缩气体和燃料的混合物在衬套的燃烧核心区域中燃烧。呼啦圈式密封件构造成用以接收排出气体。衬套后端支承机构可定位在获得衬套外表面上的最高温度的区域的下游，以及呼啦圈式密封件连接到衬套上的部分的上游。衬套后端支承机构可构造成用以可动地支承壳体内侧的衬套，且包括至少三个独立支承元件，该支承元件构造成用以容许独立支承元件的一部分沿流动方向相对于衬套或壳体中的至少一个而运动。
根据另一实施例，一种衬套支承系统包括后支承机构，该后支承机构具有至少三个独立支承元件，该支承元件定位在衬套与壳体之间，靠近衬套的衬套后端，在气体流动方向上处于获得衬套外表面上的最高温度的区域的下游和呼啦圈式密封件连接到衬套上的部分的上游。这些独立的支承元件可构造成用以保持对衬套后端的支承，且容许独立支承元件的一部分沿流动方向相对于衬套或壳体中的至少一个而滑动。
根据另一实施例，一种燃气轮机，具有：构造成用以压缩空气的压缩机；涡轮区段，其在流动方向上位于燃烧室的下游，构造成用以接收气流；流体地连接在压缩机与涡轮区段之间的衬套；壳体，其构造成用以固定地连接到燃气轮机支承结构上且用以包绕衬套；连接到衬套后端和涡轮区段上的呼啦圈式密封件；以及定位在衬套前区段处的衬套止挡支承件。衬套可构造成用以接收压缩空气和燃料，压缩空气和燃料的混合物在衬套内侧燃烧且产生热的排出气体，衬套具有固定地支承的上游端，以及沿流动方向在下游的与上游端相反的后端。衬套止挡支承件机构可构造成用以支承壳体内侧的衬套，且可包括至少三个凸出-凹入支承元件，该凸出-凹入支承元件的凹入部件和凸出部件中的一个焊接到壳体上，而凸出-凹入支承元件的凹入部件和凸出部件中的另一个则焊接到衬套上。凸出-凹入支承元件中的各个均可具有位于凸出部件第一表面与凹入部件第一内表面之间的第一弹簧，以及位于与第一表面相反的凸出部件第二表面与凹入部件第二内表面之间的第二弹簧，第一弹簧和第二弹簧将弹力大致垂直于凸出部件插入凹入部件中的方向分别施加到凸出部件和凹入部件的相应表面上。
附图说明
并入说明书中且构成其一部分的附图示出了一个或多个实施例，且结合说明一起阐释了这些实施例。在附图中：
图1为常规燃气轮机的简图；
图2为常规燃气轮机的局部简图；
图3A为衬套与壳体之间的示意性典型衬套止挡支承机构；
图3B示出了图3A中的衬套止挡支承机构的独立支承元件；
图3C为图3B中的独立支承元件的凸出部件；
图3D为图3B中的独立支承元件的凹入部件；
图3E示出了组装图3C中的凸出部件和图3D中的凹入部件的方式；
图4为根据示例性实施例的燃气轮机的局部简图；
图5为示出根据示例性实施例的衬套后支承机构的位置的衬套的简图。
图6A和图6B为根据各种实施例的衬套后支承机构独立支承元件的备选布置的简图；
图7示出了根据实施例的衬套后支承机构的独立支承元件；
图8示出了根据另一实施例的衬套后支承机构的独立支承元件；
图9示出了根据另一实施例的衬套后支承机构的独立支承元件；
图10示出了根据另一实施例的衬套后支承机构；
图11示出了根据另一实施例的衬套后支承机构的独立支承件；以及
图12示出了根据实施例的衬套止挡支承机构的独立支承件。
具体实施方式
示例性实施例的以下描述参照了附图。不同附图中的相同标号表示相同或相似的元件。如下详细描述并不限制本发明。代替的是，本发明的范围由所附权利要求限定。为了简单起见，以下实施例关于燃气轮机的措辞和结构来阐述。然而，接下来描述的实施例并不限于这些系统，而是可应用于支承热气体经由其排出的衬套的其它系统。
整个说明书所涉及的″一个实施例″或″实施例″意指结合实施例描述的具体特征、结构或特点包括在所公开的主题的至少一个实施例中。因此，出现在整个说明书中不同位置的用于″在一个实施例中″或″在实施例中″不必指的是同一实施例。此外，具体的特征、结构或特点可采用任何适合的方式结合到一个或多个实施例中。
根据示例性实施例，图4为燃气轮机400的局部简图。在图4中，衬套410连接到呼啦圈式密封件420上。衬套410通过衬套止挡机构430支承在上游(止挡)端415附近，该衬套止挡机构430具有至少三个独立的支承件(图4中示出了两个)。燃料经由气体喷嘴(未示出)输入，该气体喷嘴连接到交叉火焰管435上。
衬套后端支承机构440支承衬套410的后端445，该后端沿流动方向450定位在上游端的下游。流动方向450可为直线或曲线。
衬套后支承机构440具有至少三个独立的支承件(图4中示出了两个)，这些支承件构造成用以容许衬套410的后端445在流动方向450上滑动，从而适应因热膨胀引起的变化。衬套后端支承机构440的存在可在操作期间减小呼啦圈式密封件420上的负载和衬套410的阻尼振动。
根据另一示例性实施例，图5示出了衬套500外表面上的温度的热分析模拟。压缩空气510和燃料在衬套500的第一端511处输入。
压缩空气和燃料在燃烧区域中燃烧，在该燃烧区域处达到衬套500内侧的最高气体温度。然而，由于衬套的放气孔(louver)，衬套外侧上的温度分布并不反映衬套500内侧的温度分布。衬套放气孔512为穿过衬套壁的孔，并定位在衬套从第一端511且直至燃烧区之后的部分上。衬套放气孔的存在通过在衬套的内侧表面上形成连续的空气薄膜层而导致对衬套内壁的冷却，且使得外侧表面上的最高温度区域513沿流动方向定位在燃烧区域的下游。
排出气体514在衬套500的第二端516处输出。气体温度在最高温度区域513与呼啦圈式密封件(未示出)附接于其上的第二端516之间降低。在靠近输入压缩空气和燃料的衬套500第一端511的冷区518中，在最高温度区域513之前，衬套外表面上的气体温度可低于1000°F(大约500℃)。
根据实施例的衬套后支承机构安装在区域520中，该区域520沿流动方向位于最高温度区域513的下游和呼啦圈式密封件连接到衬套500上的区域的上游。例如，当最高温度区域513中的最高温度为大约1475°F(大约800℃)时，安装衬套后支承机构的区域520中的温度不高于1400°F(大约760℃)。
图6A和图6B为根据各种实施例的衬套后支承机构的独立支承元件的备选布置的简图。衬套600可具有如图6A和图6B中所示的圆形截面。衬套后端支承机构可包括如图6A中的至少三个独立的支承元件610，612和614，或多于三个的独立支承元件。例如，图6B中所示的衬套支承机构包括五个独立的支承元件620，622，624，626和628。独立支承元件的数目和布置并不受限于图6A和图6B中所示的实施例。
如图6A和图6B中所示，独立支承元件可相对于衬套截面中心以大致相等的角度布置。例如，对于具有如图6A中所示的三个独立元件的衬套支承机构，独立支承元件的位置可描述为″12点钟″、″4点钟″和″8点钟″。图7至图10中所示的独立支承元件为图6A和图6B中所示的独立支承件610，612，614，620，622，624，626和628的备选实施例。
根据另一示例性实施例，图7示出了衬套后支承机构的独立支承元件700。图7中所示的独立支承元件700在本领域中称为″凸出-凹入″独立支承元件。独立支承元件700包括具有U形的凹入部件，该U形可通过两个板710和720从在表面732处焊接到壳体(未示出)上的板730延伸而形成。独立的支承元件700还包括凸出部件，其可为在表面742处焊接到衬套(未示出)上的一个板740。作为备选，凹入部件可在表面732处焊接到衬套上，而凸出部件可在表面742处焊接到壳体上。
板740构造成用以在两个板710和720之间的空间中沿流动方向(垂直于图面)滑动。在远离衬套的方向上的径向间隙h1和板740与板710和720之间的环状间隙h2(仅标记出一个)分别提供了适应由于衬套热膨胀而发生的尺寸变化的空间(room)。
根据另一示例性实施例，图8示出了壳体810与衬套820之间的衬套后支承机构的独立支承元件800。独立支承元件800包括支承件830和弹簧840。
支承件830可具有焊接到壳体810上的第一部分830a、连接到第一部分830a上且远离壳体810朝向衬套820延伸的第二部分830b，以及连接到第二部分830b上且在壳体810与衬套820之间的空间中延伸的第三部分830c。第一部分830a和第三部分830c可认作是大致垂直于第二部分830b。对于支承件830而言，其它斜度也是可能的。
弹簧840可由弹性支承材料制成。在一个实施例中，弹簧840可具有与衬套820的表面可动地接触的第一连接部分840a，以及焊接到支承件830的第三部分830c上的第二连接部分840b。第一连接部分840a与第二连接部分840b之间的中间部分840c在衬套820与壳体810之间的空间中形成自由局部环圈(或缓冲环，loop)，从而容许衬套820沿纵向相对于壳体810滑动。多个支承件830和弹簧840可提供在衬套820与壳体810之间以便可动地支承衬套820。
根据另一示例性实施例，图9示出了衬套后支承机构的独立支承元件900。独立支承元件900可为在壳体910与衬套920之间的空间中起伏的弹簧片材(sheet)。独立支承元件900可具有焊接到壳体910上的焊接部分900a、可滑动地压在衬套920上的中间部分900b，以及可滑动地压在壳体910上的端部900c。中间部分900b位于焊接部分900a与端部900c之间。
根据另一示例性实施例，图10示出了衬套后支承机构。独立支承元件1000定位在壳体1010与衬套1020之间。各独立支承元件均可具有焊接到壳体1010上的T形支承件1030，以及在衬套1020与T形支承件1030之间的空间中起伏的弹簧片材1040。
各T形支承件1030均可具有焊接到壳体1010上且远离壳体1010延伸的第一部分1030a，以及可在第一部分1030a上大致垂直且在壳体1010与衬套1020之间的空间中延伸的第二部分1030b。
各弹簧片材1040均可具有焊接到T形支承件1030的第二部分1030b上的第一部分1040a，以及在衬套1020与T形支承件1030之间的空间中起伏的第二部分1040b。第二部分1040b可滑动地压在衬套1020上，处于第一部分1040a与可滑动地按压T形支承件1030的端部1040c之间。
根据另一示例性实施例，图11示出了根据另一实施例的衬套后支承机构的独立支承件1100。独立支承件1100安装在壳体1110与衬套1120之间。独立支承件1000包括焊接到壳体1110上的支承件1130，以及缓冲部分1140。支承件1130具有焊接到壳体1110上且从壳体朝向衬套1120延伸的第一部件1130a，以及在第一部件1130a上大致垂直且在壳体1110与衬套1120之间的空间中延伸的第二部件1130b。缓冲部分1140夹在支承件1130的第二部件1130b与衬套1120之间。缓冲部分1140为焊接到衬套1120上的板，且在与板1130b的接触表面上具有硬涂层。
根据另一实施例，图12示出了诸如图4中的430的衬套止挡支承机构或如图4中的440的衬套后支承机构的独立支承元件1200。衬套止挡支承机构可具有设置在衬套与包绕衬套的壳体之间的至少三个独立支承元件。衬套止挡支承机构通常定位在衬套的上游端处，靠近燃烧室。独立支承元件1200包括具有U形的凹入部件1210，以及沿插入方向1225插在凹入部件1210中的间隙中的凸出部件1220。为了防止不均匀加热和对凸出部件1220的横向侧面1220a和1220b和/或凹入部件1210的横向侧面1210a和1210b的磨损，弹簧1230和1240可分别插入凸出部件1220与凹入部件1210的横向侧面1210a和1210b的表面之间。弹簧1230和1240分别将弹力大致垂直于插入方向1225施加到凸出部件1220和凹入部件1210的相应表面上。由于弹簧1230和1240，故压力分别同等地分布在表面1210a和1210b，以及1220a和1220b上。
所公开的示例性实施例提供了用于支承燃气涡轮发动机中衬套的机构。应当理解的是，此描述并非意图限制本发明。相反，示例性实施例意图涵盖归入如所附权利要求所限定的本发明的精神和范围中的备选方案、变型和等同布置。此外，在示例性实施例的详细描述中阐述了许多具体细节，以便提供对请求保护的本发明的充分理解。然而，本领域的普通技术人员将会理解到，可在没有这些具体细节的情况下实施各种实施例。
尽管本示例性实施例的特征和元件在实施例中描述为特定的组合，但也可在不具有该实施例的其它特征和元件的情况下单独地使用各特征或元件，或在具有或不具有本文所公开的其它特征和元件的情况下以各种组合来使用各特征或元件。
本书面说明使用了所公开主题的实例来使本领域的任何普通技术人员能够实施本主题，包括制作和使用任何装置或系统以及执行任何所结合的方法。本主题可取得专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域的普通技术人员所构思出的其它实例。这些其它实例认为处在权利要求的范围之内。

Claims (15)

1.一种燃气轮机(400)，包括：
衬套(410，500，820，920，1020，1120)，其构造成用以沿流动方向在上游端(415)接收压缩气体和燃料，以及用以沿所述流动方向在与所述上游端(415)相反的后端(445)输出排出气体，其中，所述压缩气体和所述燃料的混合物在所述衬套(410)的燃烧核心区域中燃烧；
壳体(810，910，1010，1110)，其构造成用以包绕所述衬套；
呼啦圈式密封件(420)，其构造成用以柔性地连接到所述衬套的后端上以及用以接收所述排出气体；以及
衬套后端支承机构(440)，其定位(520)在获得所述衬套(410，420)的外表面上的最高温度的区域(513)的下游和所述呼啦圈式密封件(425)连接到所述衬套(410)上的所述衬套的部分(516)的上游，且构造成用以可动地支承所述壳体内侧的所述衬套(410，500)，其中
所述衬套后端支承机构(440)包括至少三个独立支承元件(800，900，1000，1100，1200)，所述至少三个独立支承元件(800，900，1000，1100，1200)构造成用以容许部分所述独立支承元件相对于所述衬套或所述壳体中的至少一个沿所述流动方向而运动。
2.根据权利要求1所述的燃气轮机，其特征在于，所述独立支承元件中的各个均包括部分地焊接到壳体表面或衬套表面中的至少一个上的弹簧。
3.根据权利要求1所述的燃气轮机，其特征在于，所述衬套后端支承机构包括至少五个独立支承元件。
4.根据权利要求1所述的燃气轮机，其特征在于，所述独立支承元件相对于包括所述独立支承元件的所述衬套的截面中心以大致相等的角度布置。
5.根据权利要求1所述的燃气轮机，其特征在于，所述燃气轮机还包括：
衬套止挡支承机构，其定位在所述衬套的前区段处，靠近所述上游端，且沿所述流动方向上处在所述燃烧核心区域的上游，所述衬套止挡支承机构包括：
至少三个凸出-凹入支承元件，所述凸出-凹入支承元件的凹入部件和凸出部件中的一个焊接到所述壳体上，而所述凸出-凹入支承元件的凹入部件和凸出部件中的另一个则焊接到所述衬套上，
所述凸出-凹入支承元件中的各个均具有位于所述凸出部件的第一表面与所述凹入部件的第一内表面之间的第一弹簧，以及与所述第一表面相反的所述凸出部件的第二表面与所述凹入部件的第二内表面之间的第二弹簧，所述第一弹簧和所述第二弹簧将弹力大致垂直于所述凸出部件插入所述凹入部件中的方向分别施加到所述凸出部件和所述凹入部件的相应表面上。
6.根据权利要求1所述的燃气轮机，其特征在于，所述独立支承元件中的各个均包括：
U形部件，其具有焊接到所述衬套和所述壳体中的一个上的中间部分；以及
焊接到所述衬套和所述壳体中的另一个上的一个板，所述一个板构造成用以在所述U形部件内侧的空间中滑动。
7.根据权利要求1所述的燃气轮机，其特征在于，所述独立支承元件中的各个均包括：
支承件，其具有焊接到所述壳体上的第一部分、连接到所述第一部分上且远离所述壳体朝向所述衬套延伸的第二部分，以及连接到所述第二部分上且在所述壳体与所述衬套之间的空间中延伸的第三部分；以及
弹簧，其由弹性支承材料制成，且具有在所述衬套与所述壳体之间的空间中形成自由局部环圈的中间部分，所述中间部分形成在与所述衬套的内表面成可动接触的第一连接部分与焊接到所述支承件的第三部分上的第二连接部分之间。
8.根据权利要求1所述的燃气轮机，其特征在于，所述独立支承元件中的各个均包括：
弹簧片材，其在所述壳体与所述衬套之间的空间中起伏，具有可滑动地压在所述衬套上的弹簧片材中间部分，所述中间部分处在焊接到所述壳体上的弹簧片材焊接部分与可滑动地按压所述衬套的弹簧片材端部之间。
9.根据权利要求1所述的燃气轮机，其特征在于，所述独立支承元件中的各个均包括：
T形支承件，其具有焊接到所述壳体上远离所述壳体延伸的第一部分，以及在所述第一部分上大致垂直且在所述壳体与所述衬套之间的空间中延伸的第二部分；以及
弹簧片材，其具有焊接到所述T形支承件的第二部分上的第一部分和在所述壳体与所述T形支承件之间的空间中起伏的第二部分，所述第二部分在所述第一部分与可滑动地压在所述T形支承件上的端部之间可滑动地压在所述衬套上。
10.根据权利要求1所述的燃气轮机，其特征在于，所述独立支承元件中的各个均包括：
支承件，其具有焊接到所述壳体上且从所述壳体朝向所述衬套延伸的第一部件，以及在所述第一部件上大致垂直且在所述壳体与所述衬套之间的空间中延伸的第二部件；以及
夹在所述支承件的第二部件与所述衬套之间的缓冲部分。
11.一种衬套支承系统(430，440)，包括：
后支承机构(440)，其具有至少三个独立支承元件(800，900，1000，1100，1200)，所述至少三个独立支承元件(800，900，1000，1100，1200)定位在衬套(410，500，820，920，1020，1120)与壳体(810，910，1010，1110)之间，靠近所述衬套的衬套后端(445)，在气体流动方向上处于获得所述衬套的外表面上的最高温度的区域(513)的下游和呼啦圈式密封件连接到所述衬套上的部分(516)的上游，
所述独立支承元件(800，900，1000，1100，1200)构造成用以保持对所述衬套后端的支承，以及用以容许所述独立支承元件的一部分在所述流动方向上相对于所述衬套或所述壳体中的至少一个而滑动。
12.根据权利要求11所述的衬套支承机构，其特征在于，所述衬套支承机构还包括：
衬套止挡支承机构，其定位在所述衬套的前区段处，靠近所述燃烧区段，且包括
至少三个凸出-凹入支承元件，所述凸出-凹入支承元件的凹入部件和凸出部件中的一个焊接到所述壳体上，而所述凸出-凹入支承元件中的凹入部件和凸出部件中的另一个则焊接到所述衬套上，
所述凸出-凹入支承元件中的各个均可具有位于所述凸出部件的第一表面与所述凹入部件的第一内表面之间的第一弹簧，以及与所述第一表面相反的所述凸出部件的第二表面与所述凹入部件的第二内表面之间的第二弹簧，所述第一弹簧和所述第二弹簧将弹力大致垂直于所述凸出部件插入所述凹入部件中的方向分别施加到所述凸出部件和所述凹入部件的相应表面上。
13.根据权利要求11所述的衬套支承机构，其特征在于，所述独立支承元件中的各个均包括：
支承件，其具有焊接到所述壳体上的第一部分、连接到所述第一部分上且远离所述壳体朝向所述衬套延伸的第二部分，以及连接到所述第二部分上且在所述壳体与所述衬套之间的空间中延伸的第三部分；以及
弹簧，其由弹性支承材料制成，且具有在所述衬套与所述壳体之间的空间中形成自由局部环圈的中间部分，所述中间部分形成在与所述衬套的内表面成可动接触的第一连接部分与焊接到所述支承件的第三部分上的第二连接部分之间。
14.根据权利要求11所述的衬套支承机构，其特征在于，所述独立支承元件中的各个均包括：
T形支承件，其具有焊接到所述壳体上远离所述壳体延伸的第一部分，以及在所述第一部分上大致垂直且在所述壳体与所述衬套之间的空间中延伸的第二部分；以及
弹簧片材，其具有焊接到所述T形支承件的第二部分上的第一部分和在所述壳体与所述T形支承件之间的空间中起伏的第二部分，所述第二部分在所述第一部分与可滑动地压在所述T形支承件上的端部之间可滑动地压在所述衬套上。
15.一种燃气轮机(400)，包括：
压缩机(110)，其构造成用以压缩空气；
在流动方向上位于所述燃烧室下游的涡轮区段(120)，其构造成用以接收气流；
衬套(410)，其流体地连接在所述压缩机(110)与所述涡轮(120)区段之间，构造成用以接收压缩空气和燃料，所述压缩空气和燃料的混合物在所述衬套内侧燃烧且产生热的排出气体，所述衬套(410)具有固定地支承的上游端(415)和在所述流动方向上的下游与所述上游端(415)相反的后端(445)；
壳体(810，910，1010，1110)，其构造成用以固定地连接到燃气轮机支承结构上且用以包绕所述衬套；
呼啦圈式密封件(420)，其连接到所述衬套的后端和所述涡轮区段上，构造成用以接收来自于所述衬套的排出气体；以及
衬套止挡支承机构(430)，其定位在所述衬套的前区段处，靠近所述上游端，所述衬套止挡支承机构(430)构造成用以支承所述壳体内侧的所述衬套，且包括至少三个凸出-凹入支承元件(1200)，所述凸出-凹入支承元件的凹入部件(1210)和凸出部件(1220)中的一个焊接到所述壳体上，而所述凸出-凹入支承元件中的凹入部件和凸出部件中的另一个则焊接到所述衬套上，所述凸出-凹入支承元件中的各个均具有位于所述凸出部件的第一表面与所述凹入部件的第一内表面之间的第一弹簧(1230)，以及与所述第一表面相反的所述凸出部件的第二表面与所述凹入部件的第二内表面之间的第二弹簧(1240)，所述第一弹簧和所述第二弹簧将弹力大致垂直于所述凸出部件插入所述凹入部件中的方向分别施加到所述凸出部件和所述凹入部件的相应表面上。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107850304A (zh) * 2015-03-30 2018-03-27 诺沃皮尼奥内技术股份有限公司 用于燃气涡轮燃烧室的可互换内衬支撑件
CN114543120A (zh) * 2021-11-30 2022-05-27 中国航发湖南动力机械研究所 一种基于陶瓷基复合材料的火焰筒固定结构
CN115298485A (zh) * 2020-03-10 2022-11-04 西门子能源全球有限两合公司 具有陶瓷隔热罩和密封件的燃烧室

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2013157976A1 (en) * 2012-04-19 2013-10-24 General Electric Company Combustor liner stop
US8869536B2 (en) * 2012-07-26 2014-10-28 General Electric Company Liner stop for turbine system combustor
US9366185B2 (en) * 2012-09-28 2016-06-14 United Technologies Corporation Flexible connection between a wall and a case of a turbine engine
WO2014133638A2 (en) * 2013-02-07 2014-09-04 United Technologies Corporation Anti-torsion assembly with wedge-shaped torque block
DE102015226079A1 (de) * 2015-12-18 2017-06-22 Dürr Systems Ag Brennkammervorrichtung und Gasturbinenvorrichtung
EP3228837B1 (en) * 2016-04-08 2019-08-28 Ansaldo Energia Switzerland AG Assembly of turboengine components
US10837645B2 (en) 2017-04-21 2020-11-17 General Electric Company Turbomachine coupling assembly
KR102059174B1 (ko) * 2017-09-18 2019-12-24 두산중공업 주식회사 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈
FR3081494B1 (fr) * 2018-05-28 2020-12-25 Safran Aircraft Engines Module de combustion de turbomachine a gaz avec butee de fond de chambre
US11248797B2 (en) * 2018-11-02 2022-02-15 Chromalloy Gas Turbine Llc Axial stop configuration for a combustion liner
US10989413B2 (en) 2019-07-17 2021-04-27 General Electric Company Axial retention assembly for combustor components of a gas turbine engine
US10969106B2 (en) 2019-08-13 2021-04-06 General Electric Company Axial retention assembly for combustor components of a gas turbine engine

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6216442B1 (en) * 1999-10-05 2001-04-17 General Electric Co. Supports for connecting a flow sleeve and a liner in a gas turbine combustor
US6279313B1 (en) * 1999-12-14 2001-08-28 General Electric Company Combustion liner for gas turbine having liner stops
US20040261419A1 (en) * 2003-06-27 2004-12-30 Mccaffrey Timothy Patrick Rabbet mounted combustor
US20060130486A1 (en) * 2004-12-17 2006-06-22 Danis Allen M Method and apparatus for assembling gas turbine engine combustors
US20090044540A1 (en) * 2007-08-14 2009-02-19 General Electric Company Combustion liner stop in a gas turbine

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2547619A (en) * 1948-11-27 1951-04-03 Gen Electric Combustor with sectional housing and liner
CH342794A (fr) * 1954-10-11 1959-11-30 Canadian Patents Dev Dispositif de combustion de section annulaire pour installation à turbine à gaz
GB1423052A (en) * 1973-03-27 1976-01-28 British Leyland Uk Ltd Combustion chamber assembly for a gas turbine engine
SU908140A1 (ru) * 1978-06-05 1983-12-15 Предприятие П/Я Г-4561 Камера сгорани газотурбинного двигател
JPS5689570U (zh) * 1979-12-07 1981-07-17
JPS599431A (ja) * 1982-07-09 1984-01-18 Hitachi Ltd ガスタ−ビン燃焼器の支持装置
US4696431A (en) 1985-11-29 1987-09-29 United Technologies Corporation Augmentor liner support band having finger positioners
SU1643878A1 (ru) * 1989-01-03 1991-04-23 Производственное Объединение Атомного Турбостроения "Харьковский Турбинный Завод" Им.С.М.Кирова Кольцева камера сгорани газотурбинного двигател
JPH02100061U (zh) * 1989-01-25 1990-08-09
JPH02197718A (ja) * 1989-01-25 1990-08-06 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 燃焼器
FR2683891B1 (fr) * 1991-11-20 1995-03-24 Snecma Turbomachine comportant un dispositif pour diminuer l'emission d'oxydes d'azote.
US5323600A (en) 1993-08-03 1994-06-28 General Electric Company Liner stop assembly for a combustor
US5749218A (en) 1993-12-17 1998-05-12 General Electric Co. Wear reduction kit for gas turbine combustors
JPH08285284A (ja) 1995-04-10 1996-11-01 Toshiba Corp ガスタービン用燃焼器構造体
US5623600A (en) 1995-09-26 1997-04-22 Trend Micro, Incorporated Virus detection and removal apparatus for computer networks
JP3478531B2 (ja) * 2000-04-21 2003-12-15 川崎重工業株式会社 ガスタービンのセラミック部品支持構造
ITMI20031673A1 (it) 2003-08-28 2005-02-28 Nuovo Pignone Spa Sistema di fissaggio di un tubo di fiamma o "liner".
US7269957B2 (en) 2004-05-28 2007-09-18 Martling Vincent C Combustion liner having improved cooling and sealing
FR2871846B1 (fr) * 2004-06-17 2006-09-29 Snecma Moteurs Sa Chambre de combustion en cmc de turbine a gaz supportee dans un carter metallique par des organes de liaison en cmc
US8769963B2 (en) 2007-01-30 2014-07-08 Siemens Energy, Inc. Low leakage spring clip/ring combinations for gas turbine engine
US20090120093A1 (en) * 2007-09-28 2009-05-14 General Electric Company Turbulated aft-end liner assembly and cooling method
FR2929690B1 (fr) * 2008-04-03 2012-08-17 Snecma Propulsion Solide Chambre de combustion sectorisee en cmc pour turbine a gaz
US8245514B2 (en) 2008-07-10 2012-08-21 United Technologies Corporation Combustion liner for a gas turbine engine including heat transfer columns to increase cooling of a hula seal at the transition duct region

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6216442B1 (en) * 1999-10-05 2001-04-17 General Electric Co. Supports for connecting a flow sleeve and a liner in a gas turbine combustor
US6279313B1 (en) * 1999-12-14 2001-08-28 General Electric Company Combustion liner for gas turbine having liner stops
US20040261419A1 (en) * 2003-06-27 2004-12-30 Mccaffrey Timothy Patrick Rabbet mounted combustor
US20060130486A1 (en) * 2004-12-17 2006-06-22 Danis Allen M Method and apparatus for assembling gas turbine engine combustors
US20090044540A1 (en) * 2007-08-14 2009-02-19 General Electric Company Combustion liner stop in a gas turbine

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107850304A (zh) * 2015-03-30 2018-03-27 诺沃皮尼奥内技术股份有限公司 用于燃气涡轮燃烧室的可互换内衬支撑件
US10753610B2 (en) 2015-03-30 2020-08-25 Nuovo Pignone Srl Interchangeable liner support for gas turbine combusters
CN107850304B (zh) * 2015-03-30 2022-06-24 诺沃皮尼奥内技术股份有限公司 用于燃气涡轮燃烧室的可互换内衬支撑件
CN115298485A (zh) * 2020-03-10 2022-11-04 西门子能源全球有限两合公司 具有陶瓷隔热罩和密封件的燃烧室
CN115298485B (zh) * 2020-03-10 2023-10-27 西门子能源全球有限两合公司 具有陶瓷隔热罩和密封件的燃烧室
CN114543120A (zh) * 2021-11-30 2022-05-27 中国航发湖南动力机械研究所 一种基于陶瓷基复合材料的火焰筒固定结构

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