CN103032116B - 用于冷却涡轮排气部分的系统 - Google Patents

用于冷却涡轮排气部分的系统 Download PDF

Info

Publication number
CN103032116B
CN103032116B CN201210368930.3A CN201210368930A CN103032116B CN 103032116 B CN103032116 B CN 103032116B CN 201210368930 A CN201210368930 A CN 201210368930A CN 103032116 B CN103032116 B CN 103032116B
Authority
CN
China
Prior art keywords
cavity
external
pillar
exhaust
flow
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
CN201210368930.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN103032116A (zh
Inventor
V.卡西霍特拉 R.S
P.E.科贝
S.帕卡拉
R.I.丹斯库
D.M.约翰森
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 PLC
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 CN103032116A publication Critical patent/CN103032116A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN103032116B publication Critical patent/CN103032116B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F01D25/125—Cooling of bearings
    • 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
    • F01D25/30—Exhaust heads, chambers, or the like
    • 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
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Support Of The Bearing (AREA)

Abstract

本发明涉及用于冷却涡轮排气部分的系统。提供一种包括涡轮排气区段的系统。涡轮排气区段包括排气流径。涡轮排气区段还包括外部结构，外部结构具有外壳、沿着排气流径设置的外部排气壁，以及设置在外部排气壁和外壳之间的外部腔体。涡轮排气区段进一步包括内部结构，内部结构具有沿着排气流径设置的内部排气壁、设置在内部排气壁和内壳之间的内部腔体，以及设置在内壳和轴承壳体之间的轴承腔体。另外，涡轮排气区段包括在外部结构和内部结构之间延伸的支柱。支柱包括构造成使流体从内部腔体流到外部腔体的第一流道。

Description

用于冷却涡轮排气部分的系统
技术领域
本文公开的主题涉及燃气涡轮冷却，并且更具体而言，涉及排气区段冷却。
背景技术
燃气涡轮发动机燃烧燃料和压缩空气的混合物，以产生热的燃烧气体，热的燃烧气体驱动涡轮叶片旋转。涡轮叶片的旋转使轴承所支撑的轴旋转。轴的旋转在轴承中产生大量的热，并且通过涡轮排气区段而离开的热的燃烧气体将热传递到涡轮排气区段构件。可惜的是，在涡轮排气区段中没有充分冷却的情况下，这个热可对涡轮构件造成损害。
发明内容
下面对在范围方面与原本声明的发明相当的某些实施例进行概述。这些实施例不意图限制声明的发明的范围，而是相反，这些实施例仅意图提供本发明的可能形式的简要概述。实际上，本发明可包括可能类似于或异于下面阐述的实施例的多种形式。
在第一实施例中，一种系统包括涡轮排气区段。该涡轮排气区段包括排气流径。涡轮排气区段还包括外部结构，外部结构具有外壳、沿着排气流径设置的外部排气壁，以及设置在外部排气壁和外壳之间的外部腔体。涡轮排气区段进一步包括内部结构，内部结构具有沿着排气流径设置的内部排气壁、设置在内部排气壁和内壳之间的内部腔体，以及设置在内壳和轴承壳体之间的轴承腔体。另外，涡轮排气区段包括在外部结构和内部结构之间延伸的支柱。支柱包括构造成使流体从内部腔体流到外部腔体的第一流道。
在第二实施例中，一种系统包括涡轮排气区段。该涡轮排气区段包括排气流径。涡轮排气区段还包括外部结构，外部结构具有外壳、沿着排气流径设置的外部排气壁，以及设置在外部排气壁和外壳之间的外部腔体。涡轮排气区段进一步包括内部结构，内部结构具有沿着排气流径设置的内部排气壁、设置在内部排气壁和内壳之间的内部腔体，以及设置在内壳和轴承壳体之间的轴承腔体。另外，涡轮排气区段包括在外部结构和内部结构之间延伸的支柱。支柱包括构造成使流体从内部腔体流到外部腔体的第一流道。涡轮排气区段还包括设置在涡轮排气系统的下游端处的第二流道。第二流道构造成使流体流到内部腔体中。
在第三实施例中，一种系统包括涡轮排气区段。该涡轮排气区段包括排气流径。涡轮排气区段还包括外部结构，外部结构具有外壳、沿着排气流径设置的外部排气壁，以及设置在外部排气壁和外壳之间的外部腔体。涡轮排气区段进一步包括内部结构，内部结构具有沿着排气流径设置的内部排气壁、设置在内部排气壁和内壳之间的内部腔体，以及设置在内壳和轴承壳体之间的轴承腔体。另外，涡轮排气区段包括在外部结构和内部结构之间延伸的支柱。支柱包括构造成使流体流到内部腔体中的第一流道，以及构造成使流体从内部腔体流到外部腔体的第二流道。
附图说明
当参照附图来阅读以下详细描述时，本发明的这些和其它特征、方面与优点将变得更好理解，在附图中，相同符号在所有图中表示相同部件，其中：
图1是具有可采用排气区段冷却的燃气涡轮发动机的涡轮系统的实施例的示意性流程图；
图2是图1的燃气涡轮发动机的实施例的通过纵向轴线截取的横截面侧视图，其示出了排气冷却系统的实施例；
图3是图2的燃气涡轮发动机的实施例的在线3-3内得到的横截面侧视图，其示出了由图2的排气冷却系统进行的排气区段冷却；
图4是图3的支柱的实施例的沿着线4-4得到的横截面图；
图5是图3的支柱的实施例的沿着线4-4得到的横截面图；
图6是图3的支柱的实施例的沿着线4-4得到的横截面图；
图7是图3中的支柱和外部排气壁的沿着线7-7得到的截面图；
图8是可插入到图7中的外部排气壁的一个或多个孔口中的可移除式插件的实施例的沿着线8-8得到的横截面图；
图9是图1的燃气涡轮发动机的实施例的通过纵向轴线截取的横截面侧视图，其示出了排气区段冷却系统的实施例；
图10是图9的燃气涡轮发动机的实施例的在线10-10内得到的横截面侧视图，其示出了由图9的排气区段冷却系统进行的排气区段冷却；
图11是图10的支柱的实施例的沿着线11-11得到的横截面图；以及
图12是图10的支柱的实施例的沿着线11-11得到的横截面图。
具体实施方式
下面将对本发明的一个或多个特定的实施例进行描述。为了致力于提供对这些实施例的简明描述，在说明书中可能不会对实际实现的所有特征进行描述。应当意识到的是，在任何这种实际实现的开发中，如在任何工程或设计项目中那样，必须作出许多特定于实现的决策来达到开发者的具体目的，诸如服从系统相关的约束及商业相关的约束，该具体目的可随不同的实现而改变。此外，应当意识到的是，这种开发工作可能是复杂和耗时的，但对受益于本公开的普通技术人员来说，这种开发工作将不过是设计、生产和制造的例行任务。
当介绍本发明的多种实施例的要素时，冠词“一”、“一种”、“该”和“所述”意图表示存在一个或多个该要素的意思。术语“包括”、“包含”和“具有”意图为包括性的，并且表示除了列出的要素之外可存在另外的要素的意思。
如下面更加详细地描述的那样，公开的实施例使得能够冷却和吹扫燃气涡轮发动机的排气区段中的多种构件(例如轴承、支柱、外部排气口、内部结构等等)。例如，某些实施例包括能够将冷却流体(例如空气)从燃气涡轮发动机的内部结构引导到燃气涡轮发动机的外部结构的支柱。在某些实施例中，冷却流体可在燃气涡轮发动机的下游位置(例如，通过人行道)处或下游位置附近接收到燃气涡轮发动机的内部结构中。通过内部结构而引导到外部结构的冷却流体冷却燃气涡轮发动机的轴承和其它排气区段构件。其它实施例可包括能够有双向流的支柱，双向流使得冷却流体能够通过支柱的第一流道吹到内部结构中，并且通过支柱的第二流道从内部结构回到外部结构。
因而，冷却流体可将热传递远离(例如冷却)轴承、内部排气壁、内部结构的后部部分等等，同时调节外部结构(例如外部排气壁)的温度。在某些实施例中，冷却流体可排到排气流径中。另外，在某些实施例中，多种插件可选择性地安装在内部结构或外部结构中的开口中，以控制排出量。例如，一些插件可完全阻挡冷却流体流，而其它则减少进入到排气流径中的冷却流体流的量。另外，在某些实施例中，可使用多个调整区域来调节从内部结构进入到支柱中和/或进入到内部结构的腔体之间的冷却流体流。
图1是具有可采用排气区段冷却的燃气涡轮发动机12的涡轮系统10的实施例的示意性流程图。例如，系统10可包括具有通过排气区段支柱的一个或多个冷却流径的排气区段冷却系统11。在某些实施例中，涡轮系统10可包括航空器、机车、功率发生系统或它们的组合。示出的燃气涡轮发动机12包括空气进气区段16、压缩机18、燃烧器区段20、涡轮22和排气区段24。涡轮22通过轴26而联接到压缩机18上。如箭头所指示的那样，空气可通过进气区段16进入燃气涡轮发动机12，并且流到压缩机18中，在空气进入到燃烧器区段20中之前，压缩机18压缩空气。示出的燃烧器区段20包括在压缩机18和涡轮22之间以同心或环形的方式围绕轴26而设置的燃烧器壳体28。来自压缩机18的压缩空气进入燃烧器30，其中，压缩空气在燃烧器30内可与燃料混合和燃烧，以驱动涡轮22。从燃烧器区段20，热的燃烧气体流过涡轮22，从而通过轴26来驱动压缩机18。例如，燃烧气体可对涡轮22内的涡轮转子叶片施加原动力，以旋转轴26。在流过涡轮22之后，热的燃烧气体可通过排气区段24离开燃气涡轮发动机12。如下面描述的那样，排气区段24可包括多个支柱，它们各自具有排气区段冷却系统11的一个或多个冷却流径。
图2是图1的燃气涡轮发动机12的实施例的通过纵向轴线截取的横截面侧视图，其示出了排气区段冷却系统11的实施例。如上面关于图1所描述的那样，空气可通过空气进气区段16进入燃气涡轮发动机12，并且可被压缩机18压缩。来自压缩机18压缩空气然后可被引导到燃烧器区段20中，在其中，压缩空气可与燃料混合。燃烧器区段20包括一个或多个燃烧器30。在某些实施例中，燃气涡轮发动机12可包括以环形布置设置的多个燃烧器30。另外，各个燃烧器30可包括以环形或其它布置附连到各个燃烧器30的首端上或首端附近的多个燃料喷嘴32。在运行中，燃料喷嘴32可按适于有最佳燃烧、排放、燃料消耗和功率输出的比来将燃料-空气混合物喷射到燃烧器30中。在燃烧器区段20内，燃料-空气混合物可燃烧而产生热的加压燃烧气体。在燃烧之后，热的加压燃烧气体可离开燃烧器区段20，并且通过过渡件34流到涡轮22。在涡轮22内，加压燃烧气体可转动在涡轮22内沿径向延伸的叶片36，以在通过排气区段24作为排气离开之前旋转轴26。
排气区段24可包括内部结构38、至少一个支柱40和外部结构42。支柱40在外部结构42和内部结构38之间提供支撑。在热的燃烧气体离开涡轮22，并且轴26旋转时，排气区段24中的构件可经历高温状况。更具体而言，高温状况可对支柱40、内部结构38和外部结构42引起热应力、磨损和/或损害。因此，在示出的实施例中，排气区段冷却系统11包括联接到控制器46上的吹送器44，控制器46控制通过内部结构38、支柱40和外部结构42的冷却空气流，以减小这些构件和设置在其中的部件的热应力和磨损。
在图2中示出的实施例中，支柱40限定外部本体48和内部本体50。内部本体50限定第一流道52(例如内部流道)，并且外部本体48限定排气区段冷却系统11的第二流道53(例如外部流道)。如下面更加详细地描述的那样，在图2中示出的实施例中，第一流道52和第二流道53彼此分开，以使得冷却流体(例如空气)能够双向地流过支柱40。虽然示出的支柱40包括仅两个单独流道52和53，但是支柱40可包括任何数量的单独流道，以将冷却流体(例如空气)输送到内部结构38、外部结构42和支柱40中的多种特征，以及从多种特征中输送出冷却流体。如示出的那样，吹送器44(在控制器46的控制下)将冷却空气58吹送通过外部结构42，通过支柱40(即，通过内部本体50的第一流道52)，以及进入到内部结构38中。冷却空气源58可为燃气涡轮发动机12的压缩机18或一些其它外部空气源。冷却空气58在内部结构38中循环，并且然后通过支柱40的外部本体48离开。在通过支柱40流到内部结构38以及从内部结构38中流出之后，冷却空气58流到外部结构42中，以排到排气流径56中。如下面更加详细地描述的那样，排气区段冷却系统11使得单个吹送器44能够冷却支柱40，而同时从内部结构38的轴承腔体中吹扫出热。
另外，在某些实施例中，支柱40的内部本体50是构造成支承排气区段24的内部结构38和外部结构42之间的相当大的机械负荷的负荷支承式结构支撑件，而支柱40的外部本体48则不是负荷支承式结构支撑件。例如，可包括外部本体48，以通过阻挡热到达内部本体50来保护内部本体50。具体而言，外部本体48可设计成使冷却空气在外部沿着内部本体50流动，以在内部本体50和排气区段24中的热的燃烧气体之间提供隔热。与内部本体50相比，外部本体48还可针对热的燃烧气体具有更大的耐热性。例如，内部本体50可比外部本体48具有更低的温度极限。在一些实施例中，内部本体50可具有低于热的燃烧气体的温度的温度极限，而外部本体48则可具有基本高于热的燃烧气体的温度的温度极限。因而，外部本体48在热方面保护内部本体50，使得内部本体50能够有效地支承排气区段24的内部结构38和外部结构42之间的机械负荷。
图3是图2的燃气涡轮发动机12的实施例的在线3-3内得到的横截面侧视图，其示出了由图2的排气区段冷却系统11进行的排气区段冷却。支柱40的设计使得单个吹送器44能够冷却支柱40、外部结构42和内部结构38。如图3中示出的那样，内部结构38限定内部排气壁80、轴承腔体82、容纳在轴承壳体85中的轴承组件84、润滑剂(例如油)通道86、第一导流件(例如套管)88、第二导流件(例如盘)90、轴承支撑壁92(例如，在本文中也称为内壳)和后部轴转子腔体94。如示出的那样，内部结构38包括设置在内部排气壁80和内壳92之间的内部腔体91，以及设置在内壳92和轴承壳体85之间的轴承腔体82。
如上面描述的那样，吹送器44送吹冷却空气58通过支柱40的内部本体50。冷却空气58以对流的方式冷却内部本体50中的第一流道52，从而降低在支柱40中的与热应力相关联的损害。在传送通过支柱40之后，冷却空气58进入内部结构38。更具体而言，冷却空气58传送通过轴承支撑壁92，并且进入到轴承腔体82中，在其中，冷却空气58冷却轴承组件84。在轴26的旋转期间，轴承组件84在其轴承的自旋时会产生大量的热。因此，冷却空气流以对流的方式冷却轴承组件84，以减小热引起的早期磨损或损害。
在接触轴承组件84之后，冷却空气58以相反的轴向方向分成两个空气流100和102，如箭头96和98所指示的那样。沿下游轴向方向96行进的空气流100接触第二导流件(例如盘)90，第二导流件沿径向将空气流100引导向第一导流件(例如套管)88。第一导流件(例如套管)88沿着润滑剂通道86沿轴向输送空气流100。如示出的那样，导流件88和90沿着润滑剂通道86聚集和约束(例如集中)空气流100，从而增强润滑剂通道86的对流冷却。在离开第一导流件(例如套管)88之后，空气流100在内部结构38的下游端部分81处沿着内部排气壁80传送，从而冷却下游端部分81，以及进入内部结构38的排气腔体95。再次，导流件88和90可迫使空气流沿着内壳92传送，从而增强内壳92的对流冷却。在到达支柱40之后，空气流100然后行进通过外部本体48的第二流道53，并且进入到外部结构42中。
不像空气流100，空气流102沿相反的(即，上游)轴向方向行进，如箭头98所示出的那样。在沿箭头98的上游方向行进时，空气流102传送通过轴承组件84，并且然后进入涡轮后部轮空间94。然后空气流102朝内部排气壁80行进，在其中，空气流102的一部分通过间隙104离开而进入到排气路径56中。空气流102的其余部分回到支柱40，在其中，它进入外部本体48，并且通过第二流道53行进到外部结构42。
外部结构42包括外部排气壁106和外壳108，外部排气壁106和外壳108限定中间外部腔体110(例如环形空间)。随着空气100和102离开支柱40，空气进入外部腔体110，以在排到排气流径56中之前，控制外部结构42的温度。例如，空气100和102通过外部排气壁106中的孔口112排到排气流径56中。在一些实施例中，内部排气壁80也可包括用于将空气流排到排气流径56中的孔口112。如示出的那样，外部结构42包括彼此分开的冷却空气流58和暖空气流100和102两者。可调节这两个空气流，以控制外部结构42中的温度。例如，可通过改变第一流道52和第二流道53的大小、内部排气壁80和外部排气壁106中的孔口112的数量和大小等等来调节这两个空气流的比。
图4是图3的支柱40的实施例的沿着线4-4得到的横截面图。如上面描述的那样，图4中示出的支柱40包括围绕内部本体50而设置的外部本体48。如示出的那样，外部本体48限定第二流道53、前缘54和后缘55，而内部本体50则包括第一流道52。在本实施例中，外部本体48具有卵形形状(例如翼型形状)，而内部本体50则具有长方形形状。在其它实施例中，内部本体50和外部本体48可具有其它形状，诸如长方形套长方形、翼型套翼型、卵形套卵形等等。不管具体的形状如何，内部本体50和外部本体48一个设置在另一个的内部，使得第一流道52和第二流道53一个在另一个的内部(例如同轴)而隔开。两个流道52和53在内部结构38和外部结构42之间提供双向空气流。例如，第一流道52可将空气流从外部结构42向内引导到内部结构38，而第二流道53则将空气流从内部结构38引导到外部结构42，或者相反。在一些实施例中，各个流道52和53可构造成将空气输送到内部结构38的特定的区。在任一实施例中，支柱40中的第一流道52和第二流道53使得单个吹送器44能够冷却支柱40、内部结构38和外部结构42。在内部结构38中，空气流可被引导到多种区，以在排到排气中之前，增强对流冷却。
图5是图3的支柱40的实施例的沿着线4-4得到的横截面图。图5中示出的支柱40包括围绕内部本体142(例如同轴)而设置的外部本体140。外部本体140限定流道143、前缘144和后缘145。外部本体140可形成任何数量的形状，诸如卵形、翼型、泪珠、长方形、正方形、圆形或大体细长形。外部本体140围绕内部本体142而设置，内部本体142在大小上设置成小于外部本体140，以限定流道143。如示出的那样，流道143被壁150分开而形成流道146和148。在其它实施例中，流道143可进一步被壁150分开而限定任何数量的流道(例如1、2、3、4、5、6、7、8、9、10个或更多个流道)。类似于外部本体140，内部本体142可形成任何数量的形状，诸如卵形、翼型、泪珠、长方形、正方形、圆形或大体细长形。虽然示出的内部本体142包括单个流道152，但是内部本体142可包括任何数量的流道(例如1、2、3、4、5、6、7、8、9、10个或更多个流道)。如上面描述的那样，流道146、148和152使得单个吹送器44能够吹送冷却空气58，冷却空气58冷却支柱40、外部结构42和内部结构38，同时吹扫轴承腔体82的暖空气。另外，多个流道可使得专门的冷却剂流(例如空气流)能够到达以及/或者离开排气区段24的内部结构38的特定的区。例如，专门的空气流可输送到轴承组件84、内部结构38的下游端部分81、内部结构38的排气腔体95、涡轮后部轮空间94等等，或者从它们中输送出来。
图6是图3的支柱40的实施例的沿着线4-4得到的横截面图。图6中示出的支柱40包括围绕内部本体172而设置的外部本体170。外部本体170限定流道173、前缘174和后缘175。外部本体170可形成任何数量的形状，包括卵形、翼型、泪珠、长方形、正方形、圆形或大体细长形，并且外部本体170包括流道173。外部本体170围绕内部本体172而设置。如示出的那样，内部本体172限定被壁180隔开的两个流道176和178。在其它实施例中，较多壁180可在内部本体172中形成额外的流道(例如1、2、3、4、5、6、7、8、9、10个或更多个流道)。类似于外部本体170，内部本体172可形成任何数量的形状，诸如卵形、翼型、泪珠、长方形、正方形、圆形或大体细长形。如上面描述的那样，流道174、176和178使得单个吹送器44能够吹送冷却空气58，冷却空气58 冷却支柱40和内部结构38，同时吹扫轴承腔体82的暖空气。另外，多个流道可使得专门的冷却剂流(例如空气流)能够到达以及/或者离开排气区段24的内部结构38的特定的区。例如，专门的空气流可输送到轴承组件84、内部结构38的下游端部分81、内部结构38的排气腔体95、涡轮后部轮空间94等等，或者从它们中输送出来。
图7是支柱40和外部排气壁106的沿着图3的线7-7得到的截面图，其示出了排出孔口112。如上面阐明的那样，冷却空气58吹扫轴承腔体82，在其中，冷却空气通过支柱40中的第二流道53流到具有外部排气壁106的外部结构42。在外部结构42中，空气流传送通过外部腔体110，并且然后通过外部排气壁106经由孔口112排到排气流径56中。如图7中示出的那样，孔口112在形状上可为圆形，并且布置成排。在其它实施例中，孔口112可形成不同的形状(例如正方形、三角形、长方形、卵形、细长形、多边形或交叉形)，并且可布置成其它型式(例如交错形、圆形、长方形或任意的)。另外，孔口112的大小可取决于它们的位置而改变。例如，孔口112可随着距支柱40的距离而在直径上逐步改变(例如增大或减小)。在一些实施例中，孔口112可布置成彼此间隔开的组(例如1至100个孔口112)。另外，孔口112可布置成相对于燃气涡轮发动机12的旋转轴线而介于大约0度至180度之间。例如，孔口112可相对于轴线以15度、30度、45度、60度、75度、90度、105度、120度、135度、150度或165度成角度。
图8是可插入到图7的一个或多个孔口112中的可移除式插件202、204和206的实施例的沿着线8-8得到的横截面图。如图8中示出的那样，各个孔口112可选择性地接收多种插件，诸如插件202、204和206。插件202、204和206可协助控制通过外部排气壁106的孔口112而进入图3的排气流径56的空气的量。例如，各个插件202、204和206可对孔口112提供不同的限制量。因而，多种不同的插件202、204和206可联接到孔口112上，以控制通过外部排气壁106的流分配，从而控制外部排气壁106中的温度分布。
如示出的那样，插件202包括本体部分208、凸缘部分210和孔口212。本体部分208配合在孔口112内，而凸缘部分210则支托在外部排气壁106的内部表面214或外部表面216上。本体部分208可通过干涉配合、螺纹、焊缝、螺栓或另一个紧固件而连接到外部排气壁106上。如示出的那样，孔口212限定小于孔口112的直径220的直径218。因此，在插入之后，插件202将减小孔口112的大小，这然后会限制进入到排气流径56中的空气流。类似于插件202，插件204包括本体部分222和凸缘部分224。本体部分222配合在孔口220内，而凸缘部分224则接触外部排气壁106的内部表面214或外部表面216。如示出的那样，插件204不包括孔口，并且因此填充整个孔口112，从而阻止冷却空气排到排气流径56中。插件206同样包括本体部分226、凸缘部分228和孔口230。本体部分226配合在孔口112内，而凸缘228则支托在外部排气壁106的内部表面214或外部表面216上。如示出的那样，孔口230限定小于孔口112的直径220但大于插件202的直径218的直径232。因此，在插入之后，插件206将减小孔口112的大小，这然后与插件202相比会对进入到排气流径56中的空气流限制更少的量。
虽然示出的实施例包括仅三个插件202、204和206，但是在燃气涡轮发动机12中可采用具有不同的限制孔口的任何数量的插件。这些插件202、204和206控制通过外部排气壁106且进入到排气流径56中的空气流的量和分配。例如，插件202、204和206可用于不同的孔口112中，以按较均匀的方式控制外部结构42的冷却。因此，选择性地使用这些插件202、204和206可减小外部结构42中的温度梯度和热应力。
上面关于图2至8所描述的实施例包括能够使空气流双向地流动的支柱(例如图2中示出的支柱40)，这使得单个冷却空气吹送器44能够冷却轴承组件84，以及燃气涡轮发动机12的其它排气区段构件。具体而言，在图2和3中示出的实施例中，双向支柱40包括在内部本体50内的第一流道52，以及在外部本体48和内部本体50之间的第二流道53。如上面描述的那样，冷却空气58可通过第一流道52而吹送到内部结构38中，并且然后通过第二流道53回到外部结构42中，并且然后排到排气流径56中。
但是，在其它实施例中，支柱可包括仅一个流道，或仅一个流向(例如具有一个或多个流道)，同时仍然能够通过支柱而从内部结构38中输送出冷却空气。例如，图9是图1的燃气涡轮发动机12的实施例的通过纵向轴线截取的横截面侧视图，其示出了排气区段冷却系统11的实施例。在图9中示出的实施例中，排气区段24包括在外部结构42和内部结构38之间提供支撑的至少一个支柱290。类似于图2和3中示出的支柱40，图9中示出的支柱290限定外部本体292和内部本体294。但是，与图2和3中示出的支柱40的空心内部本体50相反，图9中示出的支柱290的内部本体294是实心本体，没有通过其中而限定内部流道。因而，在外部本体292和实心内部本体294之间的区域限定通过图9中示出的排气区段冷却系统11的支柱290的唯一流道296。
如图9中示出的那样，吹送器298(例如类似于图2和3中示出的吹送器44)可由控制器300(例如类似于图2和3中的控制器46)控制，以首先将冷却空气302(例如类似于图2和3中的冷却空气58)吹送通过内部结构38，并且然后通过外部结构42。例如，如图9中示出的那样，在某些实施例中，吹送器298可构造成将冷却空气302吹送通过排气区段24的人行道304 的内部容积(例如在后部扩散区中)。冷却空气源302可为燃气涡轮发动机12的压缩机18或一些其它外部空气源。不管冷却空气302引入到内部结构38中的确切位置如何，在排气区段24的下游位置处或下游位置附近引入冷却空气302。换句话说，除了排气区段24的其它构件之外，一些冷却空气302在支柱290和轴承组件84的下游引入到内部结构38中。吹送到内部结构38中的冷却空气302的一部分循环通过内部结构38(例如穿过轴承组件84)，并且然后通过支柱290的流道296离开，并且进入到外部结构42中，以排到排气路径56中。如同图2和3中示出的实施例一样，图9中示出的排气冷却系统11使得单个吹送器298 能够冷却支柱290，同时吹扫轴承腔体82，以及从内部结构(例如从轴承组件84)中移除热。
图9中示出的支柱290的实心内部本体294可比图2和3中示出的支柱40的空心内部本体50提供略微更多负荷支承式结构支撑，而支柱290的外部本体292则不是负荷支承式结构支撑件。在某些实施例中，内部本体294可具有低于热的燃烧气体的温度的温度极限，而外部本体292则可具有基本高于热的燃烧气体的温度的温度极限。因而，外部本体292在热方面保护内部本体294，使得内部本体294能够有效地支承排气区段24的内部结构38和外部结构42之间的机械负荷。另外，如下面更加详细地描述的那样，在某些实施例中，排气区段冷却系统11可包括用于控制通过轴承区(例如轴承腔体82)、内部腔体91、支柱290的流道296等等的冷却空气流的可调区域306、308、310。
图10是图9的燃气涡轮发动机12的实施例的在线10-10内得到的横截面侧视图，其示出了由图9的排气区段冷却系统11进行的排气区段冷却。如上面描述的那样，吹送器298将冷却空气302吹送通过人行道304，或在支柱290和轴承组件84的下游连接到内部结构38上的另一个构件。如箭头312所示出的那样，一些冷却空气302然后沿上游轴向方向98在第一导流件(例如套管)88和润滑剂通道86之间流动，润滑剂通道86连接到轴承组件84上，以将润滑油输送给轴承组件84。然后，如箭头314和316所示出的那样，一些冷却空气流到轴承腔体82中且流过轴承腔体82，在其中，冷却空气冷却轴承组件84。如上面描述的那样，在轴26的旋转期间，轴承组件84在其轴承自旋时会产生大量的热。因此，冷却空气流以对流的方式冷却轴承组件84，以减小热引起的早期磨损或损害。
在接触轴承组件84之后，一些冷却空气进入涡轮后部轮空间94，如箭头318所示出的那样。这个冷却空气然后朝内部排气壁80行进，在其中，冷却空气的一部分通过间隙104离开而进入到排气路径56中。未通过间隙104而离开的冷却空气沿轴向下游方向96朝支柱290的流道296流回来，如箭头320所示出的那样。在到达支柱290之后，一些冷却空气然后在外部本体292和实心内部本体294之间行进通过流道296，并且进入到外部结构42中，如箭头322所示出的那样。如上面描述的那样，随着冷却空气离开支柱290，冷却空气进入外部腔体110，以在排到排气流径56中之前，控制外部结构42的温度。例如，一些冷却空气通过外部排气壁106中的孔口112而排到排气流径56中。在一些实施例中，内部排气壁80也可包括用于将空气流排到排气流径56中的孔口112。
如上面描述的那样，图10中示出的排气区段冷却系统11也包括三个可调区域306、308、310，以控制在内部结构38内且通过支柱290的流道296的冷却空气流。更具体而言，可调区域306、308、310用来控制通往内部结构38的不同的区的冷却空气流的分配(例如划分的百分数)。虽然示出为包括三个可调区域306、308、310，但是在其它实施例中，可使用任何数量的可调区域(诸如1、2、3、4、5、6、7、8、9、10个或更多个)来将冷却空气流分割成合乎需要的任何百分数的冷却空气。此外，各个可调区域之间划分的百分数可有所改变，并且可由例如操纵可调区域的控制器(例如控制器300)独立地和主动地控制。另外，可调区域306、308、310也可被动地控制冷却空气流，因为可调区域306、308、310可包括在大小和形状上不同地设置的孔，在排气区段冷却系统11的设计期间可对其进行选择。
如示出的那样，第一可调区域306和第二可调区域308可用来调整允许多少冷却空气从轴承腔体82流过内部腔体91且进入到支柱290的流道296中。更具体而言，第一可调区域306可构造成使得来自轴承腔体82内的某个量的冷却空气能够流过内部腔体91，以及在支柱290的上游的位置通过轴承支撑壁92而进入到流道296中。类似地，第二可调区域308可构造成使得来自轴承腔体82内的某个量的冷却空气能够流过内部腔体91，以及在支柱290的下游的位置处通过轴承支撑壁92而进入到流道296中。另外，第三可调区域310可构造成使得某个量的冷却空气能够沿下游轴向方向96通过第二导流件(例如盘)90从轴承腔体82内逃逸，以及进入到排气腔体95中。在某些实施例中，可主动地控制获许排到排气腔体95中的冷却空气的量。换句话说，控制器(例如控制器300)可主动地控制第三可调区域310，以调节在燃气涡轮发动机12的运行期间从轴承腔体82流到排气腔体95中的冷却空气的量。在某些实施例中，排到排气腔体95中的冷却空气诸如可通过内人行道304内的出口流道(例如，其与接收冷却空气302所通过的入口流道分开)在下游位置处被引导出排气腔体95。另外，虽然示出了与支柱290隔开或分开，但是在某些实施例中，可使得排气腔体95中的冷却空气能够流到支柱290中，因为或者可移除排气腔体95和支柱290之间的示出的壁311，或者壁311可具有通过其中的开口(或者，实际上，单独的可调区域)。
可使用类似于上面关于图8所描述的插件(例如插件202、204和206)的插件来调整所有的可调区域306、308和310。换句话说，在某些实施例中，可调区域306、308和310可包括类似于上面关于图7和8所描述的孔口112的孔口。如上面描述的那样，通过控制通过可调区域306、308和310的冷却空气的分配，可控制在内部结构38内和在内部结构38中以及在支柱290的流道296中的温度分布。更具体而言，例如，使用第一可调区域306和第二可调区域308来划分冷却空气流有利于调整在支柱290的上游和下游分配的冷却空气的量。因而，可如需要的那样将更多或更少的冷却空气引导向支柱290的前缘或后缘。如上面描述的那样，在某些实施例中，可主动地控制通过第一可调区域306和第二可调区域308的冷却空气的分配。换句话说，控制器(例如控制器300)可主动地控制第一可调区域306和第二可调区域308，以在燃气涡轮发动机12的运行期间调节从轴承腔体82流过内部腔体91且流到流道296中的冷却空气的分配。
图11是图10的支柱290的实施例的沿着线11-11得到的横截面图。如上面描述的那样，图11中示出的支柱290包括围绕实心内部本体294而设置的外部本体292。如示出的那样，流道296由外部本体292和实心内部本体294之间的区域限定。另外，外部本体292限定前缘324和后缘326。在本实施例中，外部本体292具有卵形形状(例如翼型形状)，而内部本体294则具有长方形形状。在其它实施例中，内部本体294和外部本体292可具有其它形状，诸如长方形套长方形、翼型套翼型、卵形套卵形等等。实际上，内部本体294和外部本体292两者可形成任何数量的形状，诸如卵形、翼型、泪珠、长方形、正方形、圆形或大体细长形。不管具体的形状如何，内部本体294和外部本体292一个设置在另一个的内部，使得流道296是内部本体294和外部本体292之间的容积。
图12是图10的支柱290的实施例的沿着线11-11得到的横截面图。如图12中示出的那样，流道296被壁328分开，以形成流道330和332。在其它实施例中，流道296可进一步被壁328分开，以限定任何数量的流道(例如1、2、3、4、5、6、7、8、9、10个或更多个流道)。在图12中示出的实施例中，第一流道330可至少部分地包括流过第一可调区域306的冷却空气，而第二流道332可至少部分地包括流过第二可调区域308的冷却空气。因而，因为可如上面描述的那样主动地和/或被动地控制这些流，所以在支柱290的热点处可提供较多冷却(例如，沿着支柱290的前缘有较高的冷却空气流率)。
如上面描述的那样，图2、3、9和10中示出的控制器46、300可构造成主动地控制吹送器44和298、可调区域306、308和310以及排气区段冷却系统11的其它构件的运行。控制器46、300可各自包括处理器，处理器可对其上编码有计算机指令的存储器进行读写，诸如非暂时性计算机可读介质(例如硬盘驱动器、闪存驱动器、随机存取存储器(RAM)、压密盘(CD)等等)，计算机指令配置成执行本文描述的主动控制操作。更具体而言，控制器46、300可构造成接收与排气区段冷却系统11的运行参数有关的信号(例如，与支柱40、290、流道52、53、296、轴承组件84、轴承腔体82、内部腔体91、排气腔体95等等中及它们周围的温度有关的信号)，以及产生控制信号且将控制信号传输给吹送器44和298、可调区域306、308和310以及排气区段冷却系统11的其它构件。
本发明的技术效果包括用单个吹送器冷却涡轮排气区段的多个构件的能力。具体而言，公开的实施例使得能够用单个吹送器冷却支柱、轴承和涡轮排气区段的内部结构的其它部分。例如，支柱可构造有一个或多个通道，以将空气流引导到内部结构中以及从内部结构中引导出空气流，以同时冷却支柱、轴承等等。在一个实施例中，各个支柱包括至少两个通道，以沿相反的方向将空气流引导到内部结构中以及从内部结构中引导出空气流。在另一个实施例中，一个支柱可包括至少一个通道，以从内部结构中引导出空气。在这个实施例中，可在支柱的下游位置处或下游位置附近接收空气。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统，以及实行任何结合的方法。本发明的可取得专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例具有不异于权利要求的字面语言的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质性差异的等效结构要素，则它们意于处在权利要求的范围之内。

Claims (19)

1.一种用于冷却涡轮排气部分的系统，包括：
涡轮排气区段，其包括：
排气流径；
外部结构，其包括外壳、沿着所述排气流径设置的外部排气壁，以及设置在所述外部排气壁和所述外壳之间的外部腔体；
内部结构，其包括沿着所述排气流径设置的内部排气壁、设置在所述内部排气壁和内壳之间的内部腔体，以及设置在所述内壳和轴承壳体之间的轴承腔体；以及
在所述外部结构和所述内部结构之间延伸的支柱，其中，所述支柱包括构造成使流体从所述内部腔体流到所述外部腔体的第一流道；
其中，所述内部腔体包括通过所述内壳的至少一个开口，其中，所述至少一个开口构造成使流体从所述轴承腔体流到所述第一流道中。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述支柱包括内部本体和外部本体，其中，所述第一流道设置在所述内部本体和所述外部本体之间。
3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述内部本体包括负荷支承式结构支撑件，并且所述外部本体不支承负荷。
4.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述内部本体包括实心本体。
5.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述支柱包括设置在所述内部本体和所述外部本体之间的第二流道，所述第一流道构造成使流体从所述内部腔体的第一部分流到所述外部腔体，并且所述第二流道构造成使流体从所述内部腔体的第二部分流到所述外部腔体。
6.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述系统包括设置在所述涡轮排气区段的下游端部分处的流道，其中，所述设置在所述涡轮排气区段的下游端部分处的流道构造成使流体流到所述内部腔体中。
7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述设置在所述涡轮排气区段的下游端部分处的流道设置在所述涡轮排气区段的人行道内。
8.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述系统包括相对于所述第一流道在上游位置处的开口。
9.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述系统包括相对于所述第一流道在下游位置处的开口。
10.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述外部排气壁包括构造成使流体从所述外部腔体流到所述排气流径中的多个开口，并且所述多个开口中的各个开口包括可移除式插件。
11.一种用于冷却涡轮排气部分的系统，包括：
涡轮排气区段，其包括：
排气流径；
外部结构，其包括外壳、沿着所述排气流径设置的外部排气壁，以及设置在所述外部排气壁和所述外壳之间的外部腔体；
内部结构，其包括沿着所述排气流径设置的内部排气壁、设置在所述内部排气壁和内壳之间的内部腔体，以及设置在所述内壳和轴承壳体之间的轴承腔体；
在所述外部结构和所述内部结构之间延伸的支柱，其中，所述支柱包括构造成使流体从所述内部结构流到所述外部结构的第一流道；以及
设置在所述涡轮排气区段的下游端部分处的第二流道，其中，所述第二流道构造成使流体流到所述内部结构中；
其中，所述内部腔体包括通过所述内壳的至少一个开口，其中，所述至少一个开口构造成使流体从所述轴承腔体流到所述第一流道中。
12.根据权利要求11所述的系统，其特征在于，所述轴承腔体包括在导流件壁中的至少一个开口，其中，所述轴承腔体的所述至少一个开口构造成使流体从所述轴承腔体流到排气腔体中。
13.根据权利要求11所述的系统，其特征在于，所述第二流道设置在所述涡轮排气区段的人行道内。
14.根据权利要求11所述的系统，其特征在于，所述支柱包括内部本体和外部本体，其中，所述第一流道设置在所述内部本体和所述外部本体之间。
15.根据权利要求14所述的系统，其特征在于，所述内部本体包括实心本体。
16.根据权利要求14所述的系统，其特征在于，所述内部本体包括负荷支承式结构支撑件，并且所述外部本体不支承负荷。
17.一种用于冷却涡轮排气部分的系统，包括：
涡轮排气区段，其包括：
排气流径；
外部结构，其包括外壳、沿着所述排气流径设置的外部排气壁，以及设置在所述外部排气壁和所述外壳之间的外部腔体；
内部结构，其包括沿着所述排气流径设置的内部排气壁、设置在所述内部排气壁和内壳之间的内部腔体，以及设置在所述内壳和轴承壳体之间的轴承腔体；以及
在所述外部结构和所述内部结构之间延伸的支柱，其中，所述支柱包括构造成使流体流到所述内部腔体中的第一流道，以及构造成使流体从所述内部腔体流到所述外部腔体的第二流道；
其中，所述内部腔体包括通过所述内壳的至少一个开口，其中，所述至少一个开口构造成使流体从所述轴承腔体流到所述第二流道中。
18.根据权利要求17所述的系统，其特征在于，所述支柱包括内部本体和外部本体，其中，所述第一流道设置在所述内部本体内，并且所述第二流道设置在所述内部本体和所述外部本体之间。
19.根据权利要求18所述的系统，其特征在于，所述内部本体包括负荷支承式结构支撑件，并且所述外部本体不支承负荷。
CN201210368930.3A 2011-10-03 2012-09-27 用于冷却涡轮排气部分的系统 Active CN103032116B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PL396519A PL220729B1 (pl) 2011-10-03 2011-10-03 Układ turbiny gazowej
PLP.396519 2011-10-03

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN103032116A CN103032116A (zh) 2013-04-10
CN103032116B true CN103032116B (zh) 2016-12-07

Family

ID=46963589

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201210368930.3A Active CN103032116B (zh) 2011-10-03 2012-09-27 用于冷却涡轮排气部分的系统

Country Status (4)

Country Link
US (1) US9546567B2 (zh)
EP (1) EP2578816B1 (zh)
CN (1) CN103032116B (zh)
PL (1) PL220729B1 (zh)

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2679780B8 (en) * 2012-06-28 2016-09-14 General Electric Technology GmbH Diffuser for the exhaust section of a gas turbine and gas turbine with such a diffuser
WO2015036233A1 (de) 2013-09-10 2015-03-19 Siemens Aktiengesellschaft Kühlluftleitung zur entnahme von kühlluft aus einem mannloch einer gasturbine
WO2015069125A1 (en) * 2013-11-08 2015-05-14 General Electric Company Turbomachine exhaust frame
JP5876894B2 (ja) 2014-04-07 2016-03-02 川崎重工業株式会社 タービンの換気構造
US20150354382A1 (en) * 2014-06-06 2015-12-10 General Electric Company Exhaust frame cooling via strut cooling passages
JP6324548B2 (ja) * 2014-06-10 2018-05-16 シーメンス エナジー インコーポレイテッド 排気ディフューザ内にロータセンタリング冷却システムを備えるガスタービンエンジン
US9903215B2 (en) * 2014-06-11 2018-02-27 General Electric Company Cooling passages for inner casing of a turbine exhaust
US20170067365A1 (en) * 2015-09-09 2017-03-09 General Electric Company Exhaust frame strut with cooling fins
JP6580494B2 (ja) * 2016-01-22 2019-09-25 三菱日立パワーシステムズ株式会社 排気フレーム
ITUA20161748A1 (it) 2016-03-17 2017-09-17 I M A Industria Macch Automatiche S P A In Sigla Ima S P A Gruppo per la regolarizzazione e laminazione di un flusso gassoso
US20180149085A1 (en) * 2016-11-28 2018-05-31 General Electric Company Exhaust frame cooling via cooling flow reversal
KR101882104B1 (ko) * 2016-12-20 2018-07-25 두산중공업 주식회사 가스터빈
GB2566498B (en) * 2017-09-15 2021-02-17 Gkn Aerospace Sweden Ab Turbine exhaust case cooling
US11286882B2 (en) * 2018-11-28 2022-03-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Exhaust casing for a gas turbine engine
US11391179B2 (en) 2019-02-12 2022-07-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with bearing support structure
US11346249B2 (en) 2019-03-05 2022-05-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with feed pipe for bearing housing
GB2589125B (en) * 2019-11-21 2022-10-19 Gkn Aerospace Sweden Ab Heat exchanger integration
US11578621B2 (en) * 2020-04-08 2023-02-14 General Electric Company System for cooling turbine shaft coupling
DE102020122588A1 (de) 2020-08-28 2022-03-03 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Ölsystem eines Gasturbinentriebwerkes und Gasturbinentriebwerk
FR3120912B1 (fr) * 2021-03-16 2023-02-24 Safran Aircraft Engines Module de soufflante equipe d’un dispositif de transfert d’huile
JP2023100250A (ja) * 2022-01-05 2023-07-18 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 排気フレーム差動冷却システム

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4076452A (en) * 1974-04-09 1978-02-28 Brown, Boveri-Sulzer Turbomaschinen Ag Gas turbine plant
GB2234035B (en) 1989-07-21 1993-05-12 Rolls Royce Plc A reduction gear assembly and a gas turbine engine
JP2954797B2 (ja) 1992-10-05 1999-09-27 株式会社東芝 蒸気タ−ビンの強制冷却装置
US6406254B1 (en) 1999-05-10 2002-06-18 General Electric Company Cooling circuit for steam and air-cooled turbine nozzle stage
US6266954B1 (en) 1999-12-15 2001-07-31 General Electric Co. Double wall bearing cone
US6438938B1 (en) * 2000-11-28 2002-08-27 Rolls-Royce Corporation Bearing compartment self cooling vent system
JP4410425B2 (ja) 2001-03-05 2010-02-03 三菱重工業株式会社 冷却型ガスタービン排気車室
DE50301055D1 (de) * 2002-05-22 2005-09-29 Alstom Technology Ltd Baden Kühlbares bauteil und verfahren zur herstellung einer durchtrittsöffnung in einem kühlbarem bauteil
EP1611315B1 (de) 2003-04-07 2015-07-29 Alstom Technology Ltd Turbomaschine
JP2007500298A (ja) 2003-07-29 2007-01-11 プラット　アンド　ホイットニー　カナダ　コーポレイション ターボファンケースと製造方法
JP4040556B2 (ja) * 2003-09-04 2008-01-30 株式会社日立製作所 ガスタービン設備及び冷却空気供給方法
US7493769B2 (en) * 2005-10-25 2009-02-24 General Electric Company Assembly and method for cooling rear bearing and exhaust frame of gas turbine
EP1793091A1 (de) * 2005-12-01 2007-06-06 Siemens Aktiengesellschaft Dampfturbine mit Lagerstreben
JP4681458B2 (ja) 2006-01-17 2011-05-11 三菱重工業株式会社 ガスタービン排気部の冷却構造及び該構造を備えたガスタービン設備
JP5118496B2 (ja) 2008-01-10 2013-01-16 三菱重工業株式会社 ガスタービンの排気部の構造およびガスタービン
US8371812B2 (en) * 2008-11-29 2013-02-12 General Electric Company Turbine frame assembly and method for a gas turbine engine
JP5398405B2 (ja) 2009-07-30 2014-01-29 三菱重工業株式会社 流路構造及びガスタービン排気ディフューザ
US8500392B2 (en) * 2009-10-01 2013-08-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Sealing for vane segments
US8511969B2 (en) * 2009-10-01 2013-08-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Interturbine vane with multiple air chambers
US8979477B2 (en) * 2011-03-09 2015-03-17 General Electric Company System for cooling and purging exhaust section of gas turbine engine
US8641362B1 (en) * 2011-09-13 2014-02-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine exhaust cylinder and strut cooling

Also Published As

Publication number Publication date
EP2578816A2 (en) 2013-04-10
CN103032116A (zh) 2013-04-10
US20130084172A1 (en) 2013-04-04
EP2578816A3 (en) 2017-05-31
PL396519A1 (pl) 2013-04-15
US9546567B2 (en) 2017-01-17
PL220729B1 (pl) 2015-12-31
EP2578816B1 (en) 2020-03-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103032116B (zh) 用于冷却涡轮排气部分的系统
CN102678334B (zh) 用于对燃气涡轮发动机的排气部分进行冷却和清除的系统
CN101349425B (zh) 用于冷却低NOx燃烧器中的燃烧室/文丘里管的装置/方法
JP6976051B2 (ja) ガスタービンの燃焼システムにおける段階的な燃料および空気噴射
JP6937572B2 (ja) ガスタービンの燃焼システムにおける段階的な燃料および空気噴射
JP2675361B2 (ja) ガスタービン機関及びガスタービン機関用の支持構造体
JP5968329B2 (ja) 一体型可変形状流量制限器および熱交換器
US7665309B2 (en) Secondary fuel delivery system
CN102213429B (zh) 燃烧器衬套螺旋冷却装置
CN101220965B (zh) 翼片、套筒及用于组装燃烧器组件的方法
JP5220400B2 (ja) ダクト燃焼式混成流ターボファン
EP2738469B1 (en) Combustor part of a gas turbine comprising a near wall cooling arrangement
US10480329B2 (en) Airfoil turn caps in gas turbine engines
JP5590957B2 (ja) 冷却ピンを有するタービンエンジン
CN105371300A (zh) 用于燃气涡轮发动机的燃烧器的下游喷嘴以及延迟贫喷射器
KR20110065559A (ko) 터빈 냉각 시스템
CN103185354A (zh) 用于冷却过渡喷嘴的方法和系统
KR20060052396A (ko) 2단 연소식 보일러용 애프터에어 노즐 및 그것을 사용하는2단 연소식 보일러, 및 보일러와 연소방법
CN102607063A (zh) 用于在燃料喷嘴中预混的系统
CA2613763A1 (en) Airfoil with improved cooling slot arrangement
JP2013227974A (ja) タービン冷却システム
CN107023400A (zh) 燃气涡轮中的燃料喷射器和分级燃料喷射系统
US20080152475A1 (en) Method for preventing backflow and forming a cooling layer in an airfoil
CN102853451B (zh) 用于冷却过渡喷嘴的方法和系统
JP2010216479A (ja) 熱制御を有するタービン燃料ノズル

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
TR01 Transfer of patent right
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20240102

Address after: Swiss Baden

Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York State, USA

Patentee before: General Electric Co.