CN102865110B - 用于涡轮系统中的过渡导管的支撑组件 - Google Patents

用于涡轮系统中的过渡导管的支撑组件 Download PDF

Info

Publication number
CN102865110B
CN102865110B CN201210230716.1A CN201210230716A CN102865110B CN 102865110 B CN102865110 B CN 102865110B CN 201210230716 A CN201210230716 A CN 201210230716A CN 102865110 B CN102865110 B CN 102865110B
Authority
CN
China
Prior art keywords
transition duct
contact members
ring shaped
shaped contact
supporting component
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.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201210230716.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102865110A (zh
Inventor
J.S.勒贝格
K.W.麦马罕
R.R.彭特科斯特
J.S.弗拉纳根
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 CN102865110A publication Critical patent/CN102865110A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102865110B publication Critical patent/CN102865110B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • 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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • 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
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/25—Three-dimensional helical

Landscapes

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

Abstract

本发明涉及用于涡轮系统中的过渡导管的支撑组件。更具体而言，本发明公开了一种用于涡轮系统(10)的支撑组件(100)。支撑组件(100)包括在燃料喷嘴(40)与涡轮段(18)之间延伸的过渡导管(50)。该过渡导管具有入口(52)、出口(54)、以及在入口(52)与出口(54)之间延伸且限定纵向轴线(90)、径向轴线(94)和切向轴线(92)的通道(56)。过渡导管(50)的出口(54)沿纵向轴线(90)相对于入口(52)偏置。支撑组件(100)还包括从过渡导管(50)延伸的环形接触构件(102)。接触构件(102)被构造成允许过渡导管(50)围绕至少一个轴线的移动。

Description

用于涡轮系统中的过渡导管的支撑组件
技术领域
本文所公开的主题大体上涉及涡轮系统，并且更具体而言涉及用于涡轮系统中的过渡导管的支撑组件。
背景技术
涡轮系统在诸如发电的领域中被广泛使用。例如，常规的燃气涡轮系统包括压缩机段、燃烧器段和至少一个涡轮段。压缩机段被构造成当空气流过压缩机段时压缩空气。空气接着从压缩机段流至燃烧器段，在燃烧器段中空气与燃料混合并燃烧，生成热气体流。热气体流被提供到涡轮段，涡轮段通过从热气体流抽取能量而使用热气体流以为压缩机、发电机和其它各种负载提供动力。
涡轮系统的压缩机段通常包括用于使燃烧的热气体通过其中流至一个或多个涡轮段的管或导管。最近，已经提出包括使热气体流移位的管或导管的压缩机段。例如，已经提出用于压缩机段的导管，该导管在使热气体纵向流过其中的同时，另外地使气体流径向或切向地移位，使得该流具有各种角度分量。这些设计具有各种优点，包括从涡轮段中消除第一级喷嘴。第一级喷嘴此前设置用于使热气体流移位，并且由于这些导管的设计而可能不需要。第一级喷嘴的消除可消除相关的压降并增加涡轮系统的效率和功率输出。
然而，这些导管到涡轮段的连接更让人关心。例如，由于导管不只是沿纵向轴线延伸，而是从导管的入口到导管的出口偏轴地移位，导管的热膨胀可以在导管中引起沿各种轴线或围绕各种轴线的不期望的移位。这些移位可以在导管内引起应力和应变，并且可引起导管失效。
因此，本领域期望一种用于支撑涡轮系统中的过渡导管的改进的支撑组件。例如，允许导管的热增长的支撑组件将是有利的。
发明内容
本发明的方面和优点将部分地在下面的描述中陈述，或者可由该描述显而易见，或者可通过本发明的实践而了解。
在一个实施例中，公开了用于涡轮系统的支撑组件。支撑组件包括在燃料喷嘴与涡轮段之间延伸的过渡导管。过渡导管具有入口、出口、以及在入口与出口之间延伸且限定纵向轴线、径向轴线和切向轴线的通道。过渡导管的出口沿纵向轴线相对于入口偏置。支撑组件还包括从过渡导管延伸的环形接触构件。接触构件被构造成允许过渡导管围绕至少一个轴线的移动。
参考下面的描述和所附权利要求，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。被合并于说明书中并组成其一部分的附图示出了本发明的实施例，并且与该描述一起用来解释本发明的原理。
附图说明
针对本领域技术人员的本发明的完全且充分的公开，包括最佳模式，在参考附图的说明书中陈述，在附图中：
图1是根据本公开的一个实施例的燃气涡轮系统的若干部分的截面视图；
图2是根据本公开的一个实施例的过渡导管的环形阵列的透视图；
图3是根据本公开的一个实施例的支撑组件的侧透视图；
图4是根据本公开的一个实施例的支撑结构的透视剖面图；
图5是根据本公开的一个实施例的包括支撑结构的支撑组件的侧透视图；以及
图6是根据本公开的一个实施例的包括支撑结构的支撑组件的截面视图。
部件列表
10燃气涡轮
12压缩机段
14燃烧器段
16燃烧器
18涡轮段
20壳体
22燃烧器衬里
24燃烧区
26过渡导管
30流动套筒
32流动路径
34冲击套筒
36流动路径
38外环
40燃料喷嘴
50过渡导管
52入口
54出口
56通道
90纵向轴线
92切向轴线
94径向轴线
100支撑组件
102接触构件
104支撑结构
106头端
112外表面
116内表面
118厚度
122燃烧器壳体
124压缩机排出壳体
126机械紧固件。
具体实施方式
现在将对本发明的实施例进行详细参考，在附图中示出了实施例的一个或多个示例。每个示例通过对本发明进行解释而不是对本发明进行限制的方式提供。实际上，对本领域技术人员而言显而易见的是，在不脱离本发明的范围或精神的情况下，可在本发明中作出许多修改与变型。例如，作为一个实施例的部分而示出或描述的特征可与另一实施例一起使用，以产生又一实施例。因此，意图本发明涵盖这种落入所附权利要求及其等同物的范围内的修改与变型。
参照图1，示出了燃气涡轮系统10的一个实施例的若干部分的简图。应当理解，本公开的涡轮系统10未必是燃气涡轮系统10，而是可以为任何合适的涡轮系统10，例如蒸汽涡轮系统或其它合适的系统。
如图1所示的燃气涡轮系统10包括压缩机段12，压缩机段12用于加压如下文所讨论的流过系统10的工作流体。从压缩机段12排出的加压工作流体流入燃烧器段14中，燃烧器段14通常由设置在围绕系统10的轴线的环形阵列中的多个燃烧器16(图1仅示出其中一个)来表征。进入燃烧器段14的工作流体与诸如天然气或另一种合适的液体或气体的燃料混合并燃烧。热燃烧气体从每个燃烧器16流至涡轮段18以驱动系统10并发电。
燃气涡轮10中的燃烧器16可包括用于混合并燃烧工作流体与燃料的多种部件。例如，燃烧器16可包括壳体20，例如，压缩机排出壳体20。可以是轴向延伸的环形套筒的多种套筒可以至少部分地设置在壳体20中。如图1所示，套筒沿大致纵向的轴线90轴向延伸，使得套筒的入口与出口纵向偏置且轴向对准。例如，燃烧器衬里22可在其中大体上限定燃烧区24。工作流体、燃料和可选的氧化剂的燃烧可大体上在燃烧区24中发生。所得的热燃烧气体可大致轴向地沿纵向轴线52向下游经燃烧衬里22流入过渡导管26中，并且然后大致轴向地沿纵向轴线90流过过渡件26并流入涡轮段18中。备选地，可以消除燃烧衬里22，并且热燃烧气体可以直接通过细长的过渡导管26流入涡轮段18中。
燃烧器16还可包括燃料喷嘴40或多个燃料喷嘴40。燃料可通过一个或多个歧管(未示出)供应至燃料喷嘴40。如下文讨论地，燃料喷嘴40或多个燃料喷嘴40可将燃料和可选的工作流体供应至燃烧区24以用于燃烧。过渡导管可大体上在燃料喷嘴40与涡轮段18之间延伸。
在备选的示例性实施例中，如图2、图3、图5和图6所示，根据本公开的燃烧器16可包括在燃料喷嘴40或多个燃料喷嘴40与涡轮段18之间延伸的过渡导管50。本公开的过渡导管50可以代替各种轴向延伸的套筒或过渡导管而设置。例如，过渡导管50可替代如图1所示的轴向延伸的燃烧器衬里22和过渡件26，并且如下文讨论的那样可提供超过用于使工作流体通过其并且流至涡轮段18的轴向延伸的燃烧器衬里22和过渡导管26的各种优点。
如图所示，多个过渡导管50可围绕纵向轴线90设置成环形阵列。此外，每个过渡导管50可以在燃料喷嘴40或多个燃料喷嘴40与涡轮段18之间延伸。例如，每个过渡导管50可以从燃料喷嘴40延伸至过渡段18。因此，工作流体可以大体上从燃料喷嘴40经过渡导管50流至涡轮段18。在一些实施例中，过渡导管50可以有利地允许消除涡轮段中的第一级喷嘴，这可以消除任何相关的阻力和压降并增加系统10的效率和输出。
每个过渡导管50可具有入口52、出口54和在其间的通道56。过渡导管50的入口52和出口54可具有大体上圆形或椭圆形截面、矩形截面、三角形截面或任何其它合适的多边形截面。此外，应当理解，过渡导管50的入口52和出口54未必具有类似形状的截面。例如，在一个实施例中，入口52可具有大体上圆形的截面，而出口54可具有大体上矩形的截面。
此外，通道56可在入口52与出口54之间大体上渐缩。例如，在示例性实施例中，通道56的至少一部分可以是大体上圆锥形的。然而，另外或备选地，通道56或其任何部分可具有大体上矩形截面、三角形截面或任何其它合适的多边形截面。应当理解，当通道56从相对较大的入口52向相对较小的出口54渐缩时，通道56的截面形状可以贯穿通道56或其任何部分而变化。
多个过渡导管50中的每一个的出口54可以相对于相应过渡导管50的入口52偏置。如本文所用地，术语“偏置”表示沿所确定的坐标方向间隔开。多个过渡导管50中的每一个的出口54可以相对于相应过渡导管50的入口52纵向偏置，例如，沿纵向轴线90偏置。
另外，在示例性实施例中，多个过渡导管50中的每一个的出口54可以相对于相应过渡导管50的入口52切向偏置，例如，沿切向轴线92偏置。由于多个过渡导管50中的每一个的出口54相对于相应过渡导管50的入口52切向偏置，所以过渡导管50可以有利地使用通过过渡导管30的工作流体流的切向分量来消除对涡轮段18中的第一级喷嘴(未示出)的需要。
此外，在示例性实施例中，多个过渡导管50中的每一个的出口54可以相对于相应过渡导管50的入口52径向偏置，例如，沿径向轴线94偏置。由于多个过渡导管50中的每一个的出口54相对于相应过渡导管50的入口52径向偏置，所以过渡导管50可以有利地使用通过过渡导管30的工作流体流的径向分量来进一步消除对涡轮段18中的第一级喷嘴(未示出)的需要。
应当理解，切向轴线92和径向轴线94相对于由过渡导管50的环形阵列限定的周边对于每个过渡导管50单独地被限定，如图2所示，并且根据设置在围绕纵向轴线90的环形阵列中的过渡导管50的数量，轴线92和94对于围绕周边的每个过渡导管50来说不同。
根据本公开的过渡导管26和50必须支撑在燃烧器段14内并且总体地在系统10内。因此，本公开还涉及用于涡轮系统10的支撑组件100。支撑组件100通常可支撑在燃烧器段14内和总体地在系统10内的过渡导管26或50，并且在示例性实施例中可允许过渡导管26或50围绕至少一个轴线的移动。
支撑组件100包括过渡导管26或50，如上文所讨论地。此外，如图3、图5和图6所示，支撑组件100包括环形接触构件102。接触构件102被构造成允许过渡导管环绕至少一个轴线的移动，如下文所讨论地。在另外的示例性实施例中，如图4至图6所示，支撑组件100包括支撑结构，例如支撑结构104。支撑结构接触接触构件102且被构造成将过渡导管26或50定位在涡轮系统内。
如上文所讨论地，支撑组件100中的过渡导管可以是轴向过渡导管26，如图1所示，或偏置的过渡导管50，如图2、图3、图5和图6所示。因此，虽然本公开在偏置过渡导管50的背景下讨论了支撑组件100，但应当理解，这样的公开在轴向过渡导管26的背景下同样适用。
图3示出了本公开的支撑组件100的一个实施例。如图所示，环形接触构件102从过渡导管50延伸。在示例性实施例中，接触构件102从过渡导管50的头端106延伸。过渡导管50的头端106相对于通过过渡导管的热气体流为过渡导管50的上游端，并且邻近入口52。要注意的是，头端106可仅仅是过渡导管50的上游部分，并且可以与过渡导管50一体化，或者可以是例如通过焊接或机械紧固安装到过渡导管50的与过渡导管50分开的部件。此外，接触构件102可与过渡导管50一体化，或者可以是例如通过焊接或机械紧固安装到过渡导管50的与过渡导管50分开的部件。因此，在示例性实施例中，接触构件102为头端106。此外，应当理解，本公开不限于以上公开的接触构件102的定位。而是，具有相对于过渡导管的任何合适定位的接触构件102都在本公开的范围和精神内。
图3和图6示出了环形接触构件102的示例性实施例。如图所示，在这些示例性实施例中的接触构件102具有大体上曲线的外表面112。此外，如图6所示，外表面112可以是弯曲的，使得接触构件102具有大体上弓形的截面轮廓。弓形截面轮廓可以沿纵向轴线90延伸。然而，应当理解，本公开不限于以上公开的接触构件102的形状。而是，接触构件102可具有允许过渡导管50围绕至少一个轴线移动的曲线、线性或其它的任何合适的形状。
本公开的支撑组件100还可包括支撑结构。支撑结构大体上环绕并接触接触构件102，并且被构造成将过渡导管50支撑和定位在燃烧器段14内并总体地在系统10内。例如，图4至图6示出支撑结构104。支撑结构104可以是中空柱体或环，其在其中接纳过渡导管50，使得接触构件102与支撑结构104的内表面接触。然而，备选地，支撑结构104可具有任何合适形状，其被构造成在其中接纳过渡导管50，使得接触构件102与支撑结构104的内表面116接触。
图6是支撑组件100的一个实施例的截面视图。如图所示，支撑结构104与燃烧器壳体122一体化。燃烧器壳体122大体上环绕并包封(encase)燃烧器16的各种部件。燃烧器壳体122可以安装到压缩机排出壳体124，压缩机排出壳体124也可以大体上环绕并包封燃烧器16的各种部件。燃烧器壳体122和压缩机排出壳体124可以例如通过焊接或机械紧固安装到一起。如图所示，例如，机械紧固件126可以将燃烧器壳体122和压缩机排出壳体124安装到一起，机械紧固件126可以是螺母-螺栓组合、铆钉、螺钉、钉子、或其它合适的机械紧固装置。
备选地，支撑结构104可与压缩机排出壳体124一体化，或者可以是安装到燃烧器壳体122和压缩机排出壳体124中的一个或两个的分开的部件。此外，应当理解，本公开不限于以上公开的构造，而是，支撑结构104、过渡导管26和接触表面102的任何合适的构造都在本公开的范围和精神内。
如图4至图6所示，支撑结构104的内表面116可以在其中接纳接触构件102。因此，接触构件102的外表面112可以接触支撑结构104的内表面114。在示例性实施例中，支撑结构104的内表面116可以是大体上曲线的。此外，支撑结构104可具有厚度118。在示例性实施例中，厚度118可以沿纵向轴线90朝过渡导管50的出口54增加。然而，应当理解，本公开不限于以上公开的支撑结构104的形状。而是，支撑结构104可具有允许过渡导管50围绕至少一个轴线移动的曲线、线性或其它的任何合适的形状。
如上文所讨论地，接触构件102可被构造成允许过渡导管围绕至少一个轴线的移动。此外，在示例性实施例中，接触构件102可被构造成允许过渡导管50围绕两个轴线的移动。在一些实施例中，接触构件102可允许过渡导管50围绕切向轴线92的移动。例如，如上文所讨论地，在示例性实施例中，接触构件102可具有曲线和/或弓形的上表面112。在系统10的操作期间，过渡导管50可能经受热膨胀或可能引起过渡导管50例如过渡导管50的头端106移动的其它各种效应。上表面112可允许过渡导管50围绕切向轴线92旋转，从而防止过渡导管50中的应力。在一些实施例中，接触构件102可允许过渡导管50围绕切向轴线92的这种旋转达到大约5度的最大旋转度、或达到2度的最大旋转度。然而，应当理解，本公开不限于以上公开的旋转度，而是，过渡导管50的任何合适的旋转都在本公开的范围和精神内。
另外或备选地，在一些实施例中，接触构件102可允许过渡导管50围绕纵向轴线90的移动。例如，如上文所讨论地，在示例性实施例中，接触构件102可以是大体上环形的。在系统10的操作期间，过渡导管50可能经受热膨胀或可能引起过渡导管50例如过渡导管50的头端106移动的其它各种效应。环形接触构件102可允许过渡导管50围绕纵向轴线旋转，从而防止过渡导管50中的应力。在一些实施例中，接触构件102可允许过渡导管50围绕纵向轴线90的这种旋转达到大约5度的最大旋转度、或达到2度的最大旋转度。然而，应当理解，本公开不限于以上公开的旋转度，而是，过渡导管50的任何合适的旋转都在本公开的范围和精神内。
在示例性实施例中，接触构件102还允许过渡导管50沿纵向轴线90的移动。例如，虽然从过渡导管50延伸，但接触构件102不安装或附连到接触接触构件102的任何其它表面，例如，支撑结构104的表面。因此，在例如由于热膨胀或可能引起过渡导管50例如过渡导管50的头端106移动的其它各种效应而使过渡导管50沿纵向轴线90移动时，接触构件102可沿纵向轴线90滑动。
该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何合并的方法。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员所想到的其它示例。如果这种其它示例包括与所附权利要求的字面语言并无不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等同结构元件，则这种其它示例意图在所附权利要求的范围内。

Claims (13)

1.一种用于涡轮系统(10)的支撑组件(100)，所述支撑组件(100)包括：
过渡导管(50)，所述过渡导管(50)在燃料喷嘴(40)与涡轮段(18)之间延伸，所述过渡导管(50)具有入口(52)、出口(54)、以及在所述入口(52)与所述出口(54)之间延伸且限定纵向轴线(90)、径向轴线(94)和切向轴线(92)的通道(56)，所述过渡导管(50)的出口(54)沿所述纵向轴线(90)相对于所述入口(52)偏置；
环形接触构件(102)，所述环形接触构件(102)从所述过渡导管(50)延伸，所述环形接触构件(102)被构造成允许所述过渡导管(50)围绕至少两个轴线的移动，其中所述环形接触构件(102)从所述过渡导管(50)的头端(106)延伸；和
支撑结构(104)，所述支撑结构(104)接触所述环形接触构件(102)且被构造成将所述过渡导管(50)定位在所述涡轮系统(10)内，所述支撑结构(104)连接到包围所述过渡导管(50)的燃烧器壳体(20)。
2.根据权利要求1所述的支撑组件(100)，其特征在于，所述过渡导管(50)的所述出口(54)还沿所述切向轴线(92)和所述径向轴线(94)相对于所述入口(52)偏置。
3.根据权利要求1所述的支撑组件(100)，其特征在于，所述环形接触构件(102)被构造成允许所述过渡导管(50)围绕所述切向轴线(92)的移动。
4.根据权利要求1所述的支撑组件(100)，其特征在于，所述环形接触构件(102)被构造成允许所述过渡导管(50)围绕所述纵向轴线(90)的移动。
5.根据权利要求1所述的支撑组件(100)，其特征在于，所述环形接触构件(102)具有大体上曲线的外表面(112)。
6.根据权利要求1所述的支撑组件(100)，其特征在于，所述环形接触构件(102)具有大体上弓形的截面轮廓。
7.根据权利要求6所述的支撑组件(100)，其特征在于，所述大体上弓形的截面轮廓沿所述纵向轴线(90)延伸。
8.根据权利要求1所述的支撑组件(100)，其特征在于，所述支撑结构(104)具有大体上曲线的内表面(116)。
9.根据权利要求1或8所述的支撑组件(100)，其特征在于，所述支撑结构(104)具有厚度(118)，并且其中，所述厚度(118)沿所述纵向轴线(90)朝所述出口(54)增加。
10.一种涡轮系统(10)，包括：
燃料喷嘴(40)；
涡轮段(18)；
过渡导管(50)，所述过渡导管(50)在所述燃料喷嘴(40)与所述涡轮段(18)之间延伸，所述过渡导管(50)具有入口(52)、出口(54)、以及在所述入口(52)与所述出口(54)之间延伸且限定纵向轴线(90)、径向轴线(94)和切向轴线(92)的通道(56)，所述过渡导管(50)的出口(54)沿所述纵向轴线(90)相对于所述入口(52)偏置；
环形接触构件(102)，所述环形接触构件(102)从所述过渡导管(50)延伸，所述环形接触构件(102)被构造成允许所述过渡导管(50)围绕至少两个轴线的移动，其中所述环形接触构件(102)从所述过渡导管(50)的头端(106)延伸；和
支撑结构(104)，所述支撑结构(104)接触所述环形接触构件(102)且被构造成将所述过渡导管(50)定位在所述涡轮系统(10)内，所述支撑结构(104)连接到包围所述过渡导管(50)的燃烧器壳体(20)。
11.根据权利要求10所述的涡轮系统(10)，其特征在于，所述环形接触构件(102)具有大体上曲线的外表面(112)。
12.根据权利要求10所述的涡轮系统(10)，其特征在于，所述环形接触构件(102)具有大体上弓形的截面轮廓。
13.根据权利要求10所述的涡轮系统(10)，其特征在于，所述支撑结构(104)具有大体上曲线的内表面(116)。
CN201210230716.1A 2011-07-05 2012-07-05 用于涡轮系统中的过渡导管的支撑组件 Expired - Fee Related CN102865110B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/176183 2011-07-05
US13/176,183 US8650852B2 (en) 2011-07-05 2011-07-05 Support assembly for transition duct in turbine system
US13/176,183 2011-07-05

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102865110A CN102865110A (zh) 2013-01-09
CN102865110B true CN102865110B (zh) 2015-11-18

Family

ID=46507886

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201210230716.1A Expired - Fee Related CN102865110B (zh) 2011-07-05 2012-07-05 用于涡轮系统中的过渡导管的支撑组件

Country Status (3)

Country Link
US (1) US8650852B2 (zh)
EP (1) EP2543850B1 (zh)
CN (1) CN102865110B (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8707673B1 (en) * 2013-01-04 2014-04-29 General Electric Company Articulated transition duct in turbomachine
US9416969B2 (en) * 2013-03-14 2016-08-16 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine transition inlet ring adapter
US9702258B2 (en) 2014-07-01 2017-07-11 Siemens Energy, Inc. Adjustable transition support and method of using the same
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
EP3472518B1 (en) * 2016-09-27 2020-11-18 Siemens Aktiengesellschaft Fuel oil axial stage combustion for improved turbine combustor performance

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN88101760A (zh) * 1987-04-01 1988-10-19 西屋加拿大有限公司 燃气轮机的强迫对流冷却过渡通道
CN1250504A (zh) * 1997-03-14 2000-04-12 西门子西屋动力公司 用于冷却燃烧透平组件的供冷歧管装置
CN1537212A (zh) * 2001-09-03 2004-10-13 西门子公司 燃烧室装置
CN1828140A (zh) * 2005-03-02 2006-09-06 通用电气公司 整体式筒形燃烧室
CN101221033A (zh) * 2007-01-09 2008-07-16 通用电气公司 用于制作涡轮机喷嘴组件的方法和设备
CN101307723A (zh) * 2007-05-18 2008-11-19 通用电气公司 利于冷却涡轮发动机的方法和装置
CN101555833A (zh) * 2008-04-08 2009-10-14 通用电气公司 过渡件冲击套筒及其组装方法

Family Cites Families (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3899882A (en) * 1974-03-27 1975-08-19 Westinghouse Electric Corp Gas turbine combustor basket cooling
US4422288A (en) 1981-03-02 1983-12-27 General Electric Company Aft mounting system for combustion transition duct members
US5118120A (en) 1989-07-10 1992-06-02 General Electric Company Leaf seals
US5077967A (en) 1990-11-09 1992-01-07 General Electric Company Profile matched diffuser
US5149250A (en) 1991-02-28 1992-09-22 General Electric Company Gas turbine vane assembly seal and support system
US5249920A (en) 1992-07-09 1993-10-05 General Electric Company Turbine nozzle seal arrangement
US5400586A (en) * 1992-07-28 1995-03-28 General Electric Co. Self-accommodating brush seal for gas turbine combustor
FR2711771B1 (fr) 1993-10-27 1995-12-01 Snecma Diffuseur de chambre à alimentation circonférentielle variable.
US5414999A (en) 1993-11-05 1995-05-16 General Electric Company Integral aft frame mount for a gas turbine combustor transition piece
US5457954A (en) 1993-12-21 1995-10-17 Solar Turbines Inc Rolling contact mounting arrangement for a ceramic combustor
EP0718468B1 (en) 1994-12-20 2001-10-31 General Electric Company Transition piece frame support
DE19549143A1 (de) 1995-12-29 1997-07-03 Abb Research Ltd Gasturbinenringbrennkammer
US5934687A (en) 1997-07-07 1999-08-10 General Electric Company Gas-path leakage seal for a turbine
EP0924470B1 (de) 1997-12-19 2003-06-18 MTU Aero Engines GmbH Vormischbrennkammer für eine Gasturbine
GB2335470B (en) 1998-03-18 2002-02-13 Rolls Royce Plc A seal
US6471475B1 (en) 2000-07-14 2002-10-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated duct diffuser
US6442946B1 (en) 2000-11-14 2002-09-03 Power Systems Mfg., Llc Three degrees of freedom aft mounting system for gas turbine transition duct
US6564555B2 (en) 2001-05-24 2003-05-20 Allison Advanced Development Company Apparatus for forming a combustion mixture in a gas turbine engine
US6537023B1 (en) 2001-12-28 2003-03-25 General Electric Company Supplemental seal for the chordal hinge seal in a gas turbine
US6652229B2 (en) 2002-02-27 2003-11-25 General Electric Company Leaf seal support for inner band of a turbine nozzle in a gas turbine engine
GB2390890B (en) 2002-07-17 2005-07-06 Rolls Royce Plc Diffuser for gas turbine engine
US6662567B1 (en) 2002-08-14 2003-12-16 Power Systems Mfg, Llc Transition duct mounting system
US7007480B2 (en) * 2003-04-09 2006-03-07 Honeywell International, Inc. Multi-axial pivoting combustor liner in gas turbine engine
US7024863B2 (en) 2003-07-08 2006-04-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor attachment with rotational joint
US7377116B2 (en) 2005-04-28 2008-05-27 Siemens Power Generation, Inc. Gas turbine combustor barrier structures for spring clips
US7721547B2 (en) 2005-06-27 2010-05-25 Siemens Energy, Inc. Combustion transition duct providing stage 1 tangential turning for turbine engines
US7637110B2 (en) 2005-11-30 2009-12-29 General Electric Company Methods and apparatuses for assembling a gas turbine engine
US8322146B2 (en) 2007-12-10 2012-12-04 Alstom Technology Ltd Transition duct assembly
EP2128524A1 (de) * 2008-05-26 2009-12-02 Siemens Aktiengesellschaft Bauteilanordnung, Brennkammeranordnung und Gasturbine
US8091365B2 (en) 2008-08-12 2012-01-10 Siemens Energy, Inc. Canted outlet for transition in a gas turbine engine
US8113003B2 (en) 2008-08-12 2012-02-14 Siemens Energy, Inc. Transition with a linear flow path for use in a gas turbine engine
US8065881B2 (en) 2008-08-12 2011-11-29 Siemens Energy, Inc. Transition with a linear flow path with exhaust mouths for use in a gas turbine engine
US9822649B2 (en) 2008-11-12 2017-11-21 General Electric Company Integrated combustor and stage 1 nozzle in a gas turbine and method
US8616007B2 (en) 2009-01-22 2013-12-31 Siemens Energy, Inc. Structural attachment system for transition duct outlet
US8991192B2 (en) * 2009-09-24 2015-03-31 Siemens Energy, Inc. Fuel nozzle assembly for use as structural support for a duct structure in a combustor of a gas turbine engine
US8359867B2 (en) * 2010-04-08 2013-01-29 General Electric Company Combustor having a flow sleeve
US20110259015A1 (en) 2010-04-27 2011-10-27 David Richard Johns Tangential Combustor
US9151171B2 (en) * 2010-08-27 2015-10-06 Siemens Energy, Inc. Stepped inlet ring for a transition downstream from combustor basket in a combustion turbine engine

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN88101760A (zh) * 1987-04-01 1988-10-19 西屋加拿大有限公司 燃气轮机的强迫对流冷却过渡通道
CN1250504A (zh) * 1997-03-14 2000-04-12 西门子西屋动力公司 用于冷却燃烧透平组件的供冷歧管装置
CN1537212A (zh) * 2001-09-03 2004-10-13 西门子公司 燃烧室装置
CN1828140A (zh) * 2005-03-02 2006-09-06 通用电气公司 整体式筒形燃烧室
CN101221033A (zh) * 2007-01-09 2008-07-16 通用电气公司 用于制作涡轮机喷嘴组件的方法和设备
CN101307723A (zh) * 2007-05-18 2008-11-19 通用电气公司 利于冷却涡轮发动机的方法和装置
CN101555833A (zh) * 2008-04-08 2009-10-14 通用电气公司 过渡件冲击套筒及其组装方法

Also Published As

Publication number Publication date
US20130008178A1 (en) 2013-01-10
EP2543850B1 (en) 2016-03-30
EP2543850A1 (en) 2013-01-09
CN102865110A (zh) 2013-01-09
US8650852B2 (en) 2014-02-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9316396B2 (en) Hot gas path duct for a combustor of a gas turbine
CN102808659B (zh) 用于涡轮系统中过渡管道的载荷部件
CN103017199B (zh) 燃烧器以及用于向燃烧器供给燃料的方法
US9383104B2 (en) Continuous combustion liner for a combustor of a gas turbine
CN105829802B (zh) 具有柔性支承结构的燃料喷嘴
CN203796417U (zh) 涡轮机中的铰接过渡导管
CN103375261B (zh) 用于涡轮系统中的过渡导管的卷折密封件
CN102865110B (zh) 用于涡轮系统中的过渡导管的支撑组件
US20140260272A1 (en) System for providing fuel to a combustor
EP2741005A1 (en) A fuel nozzle for a combustor of a gas turbine engine
KR20170107382A (ko) 가스 터빈 유동 슬리브 장착
US9803555B2 (en) Fuel delivery system with moveably attached fuel tube
CN203835539U (zh) 具有中心轴线的燃气涡轮发动机
CN102865145B (zh) 涡轮机系统及用于涡轮机系统的支承组件
CN103032113A (zh) 涡轮系统
JP6956497B2 (ja) 移行ダクト組立体
JP7012444B2 (ja) 後期噴射特徴部を有するトランジションダクトアセンブリ
JP6971596B2 (ja) 後期噴射機構を有するトランジションダクトアセンブリ
CN107228016A (zh) 过渡导管组件
KR102303466B1 (ko) 트랜지션 덕트 조립체

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
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20151118

Termination date: 20210705