CN103104349A - 用于涡轮系统中的过渡管道的柔性金属密封件 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及用于涡轮系统中的过渡管道的柔性金属密封件，具体而言，公开了一种涡轮系统。在一个实施例中，该涡轮系统包括过渡管道。该过渡管道包括进口、出口、以及在进口和出口之间延伸并限定纵向轴线、径向轴线和切向轴线的通路。过渡管道的出口沿着纵向轴线和切向轴线偏离进口。过渡管道还包括用于与涡轮区段接口的接口部件。涡轮系统还包括与接口部件接触以提供接口部件和涡轮区段之间的密封的柔性金属密封件。
Description
本发明根据由能源部提供的合同No.DE-FC26-05NT42643由政府资助做出。政府对本发明拥有某些权利。
技术领域
本文公开的主题总体上涉及涡轮系统，且更具体地涉及涡轮系统的过渡管道和涡轮区段之间的密封件。
背景技术
涡轮系统广泛用于诸如发电的领域中。例如，常规的燃气涡轮系统包括压缩机区段、燃烧器区段和至少一个涡轮区段。压缩机区段构造成当空气流过压缩机区段时对空气进行压缩。然后,空气从压缩机区段流向燃烧器区段，空气在这里与燃料混合并燃烧，从而产生热气流。热气流被提供应涡轮区段，涡轮区段通过从热气流提取能量以驱动压缩机、发电机和其它各种负载来利用热气流。
涡轮系统的燃烧器区段通常包括用于使燃烧的热气体流过其中来到一个或多个涡轮区段的管或管道。近来，已引入包括转移热气流的管或管道的燃烧器区段。例如，已引入用于燃烧器区段的管道，其在使热气体纵向地流过其中的同时另外径向或切向地转移该流，以使得该流具有各种角向分量。这些设计具有各种优点，包括从涡轮区段消除了第一级喷嘴。先前提供第一级喷嘴来转移热气流，并且由于这些管道的设计而可以不需要。第一级喷嘴的消除可消除相关的压降并提高涡轮系统的效率和功率输出。
然而，这些管道到涡轮的连接日益受到关注。例如，由于管道并不是简单地沿着纵向轴线延伸，而是从管道的进口到管道的出口偏离轴线移位，所以管道的热膨胀会导致管道沿着或绕各种轴线不希望地移位。此类移位会导致管道和涡轮区段之间不希望有的间隙，从而不希望地允许冷却空气和热气体的泄漏和混合。
因此，本领域中希望涡轮系统的燃烧器管道和涡轮区段之间改善的密封件。例如，允许管道的热生长同时防止管道和涡轮区段之间的间隙的密封件将是有利的。
发明内容
本发明的方面和优点将在下文的描述中部分地陈述，或者可从该描述变得明显，或者可通过实践本发明而获悉。
在一个实施例中，公开了一种涡轮系统。该涡轮系统包括过渡管道。该过渡管道包括进口、出口、以及在进口和出口之间延伸并限定纵向轴线、径向轴线和切向轴线的通路。过渡管道的出口沿着纵向轴线和切向轴线偏离进口。过渡管道还包括用于与涡轮区段接口的接口部件。涡轮系统还包括与接口部件接触以提供接口部件和涡轮区段之间的密封的柔性金属密封件。
在另一实施例中，公开了一种涡轮系统。该涡轮系统包括过渡管道。该过渡管道包括进口、出口、以及在进口和出口之间延伸并限定纵向轴线、径向轴线和切向轴线的通路。过渡管道的出口沿着纵向轴线和切向轴线偏离进口。过渡管道还包括第一接口部件。涡轮系统另外包括涡轮区段，该涡轮区段包括第二接口部件。涡轮系统还包括与第一接口部件和第二接口部件接触并提供二者之间的密封的柔性金属密封件。
参考下文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。结合在本说明书中并构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，并连同描述一起用于解释本发明的原理。
附图说明
在参照附图的说明书中针对本领域的普通技术人员陈述了本发明的完整和能够实现的公开，包括其最佳模式，在附图中：
图1是根据本公开内容的一个实施例的燃气涡轮系统的示意图；
图2是根据本公开内容的一个实施例的燃气涡轮系统的若干部分的截面图；
图3是根据本公开内容的一个实施例的过渡管道的环形阵列的透视图；
图4是根据本公开内容的一个实施例的多个过渡管道的顶部透视图；
图5是根据本公开内容的一个实施例的多个过渡管道的后透视图；
图6是根据本公开内容的一个实施例的多个过渡管道的侧透视图；
图7是根据本公开内容的一个实施例的燃气涡轮系统的涡轮区段的截面图；
图8是根据本公开内容的一个实施例的过渡管道和涡轮区段之间的接口的截面图；以及
图9是根据本公开内容的另一实施例的过渡管道和涡轮区段之间的接口的截面图。
部件列表
10 涡轮系统
12 压缩机区段
14 燃烧器区段
15 燃烧器
16 涡轮区段
18 轴
21 外壳
22 燃烧器衬套
24 燃烧区
26 过渡件
30 流动套筒
32 流动路径
34 冲击套筒
36 流动路径
38 外环带
40 燃料喷嘴
50 过渡管道
52 进口
54 出口
56 通路
90 纵向轴线
92 切向轴线
94 径向轴线
98 纵向轴线
102 护罩
104 热气体路径
106 护罩块
112 轮叶
114 喷嘴
122 第一级轮叶组件
123 第二级喷嘴组件
124 第二级轮叶组件
125 第三级喷嘴组件
126 第三级轮叶组件
140 密封件
142 第一接口部件
143 接触表面
144 第二接口部件
150 密封板
152 保持板
154 通道
156 钩部
158 接触板
160 布层。
具体实施方式
现将详细参考本发明的实施例，其一个或更多实例在附图中示出。各实例作为本发明的解释而非本发明的限制提供。事实上，对本领域的技术人员而言明显的是，可以在本发明中做出各种改型和变型而不偏离本发明的范围或精神。例如，作为一个实施例的一部分示出或描述的特征可以与另一实施例联用以产生再又一实施例。因此，本发明旨在涵盖落入所附权利要求及其等同方案的范围内的此类改型和变型。
图1是燃气涡轮系统10的示意图。应理解，本公开内容的涡轮系统10不一定是燃气涡轮系统10，而可以是任何合适的涡轮系统10，诸如蒸汽涡轮系统或其它合适的系统。燃气涡轮系统10可包括压缩机区段12、可包括如下文讨论的多个燃烧器15的燃烧器区段14、以及涡轮区段16。压缩机区段12和涡轮区段16可通过轴18联接。轴18可以是单个轴或被联接在一起以形成轴18的多个轴段。轴18还可联接到发电机或其它合适的蓄能装置上，或者可直接连接到例如电网上。来自系统10的排气可被排放到大气中，流向蒸汽涡轮或其它合适的系统，或者通过热回收蒸汽发生器回收。
参照图2，示出了燃气涡轮系统10的若干部分的简图。如图2中所示的燃气涡轮系统10包括用于对流过系统10的下文讨论的工作流体进行加压的压缩机区段12。从压缩机区段12排出的加压的工作流体流入燃烧器区段14中，燃烧器区段14可包括绕系统10的轴线成环形阵列布置的多个燃烧器15(图2中仅示出其中之一)。进入燃烧器区段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且燃烧。热燃烧气体从各燃烧器15流向涡轮区段16，以驱动系统10并产生功率。
燃气涡轮10中的燃烧器15可包括用于混合并燃烧工作流体和燃料的各种构件。例如，燃烧器15可包括外壳21，诸如压缩机排出外壳21。可以是轴向地延伸的环形套筒的各种套筒可至少部分地布置在外壳21中。如图2中所示，套筒沿着总体上纵向轴线98轴向地延伸，以使得套筒的进口与出口轴向地对准。例如，燃烧器衬套22可在其中总体上限定燃烧区24。工作流体、燃料和可选的氧化剂的燃烧总体上可在燃烧器24内发生。产生的热燃烧气体可沿着纵向轴线98总体上轴向地向下游经燃烧衬套22流入过渡件26中，然后沿着纵向轴线98总体上轴向地流过过渡件26并流入涡轮区段16中。
燃烧器15还可包括燃料喷嘴40或多个燃料喷嘴40。燃料可由一个或更多歧管(未示出)供应到燃料喷嘴40。如下文所述，该燃料喷嘴40或多个燃料喷嘴40可向燃烧区24供应燃料并可选地供应工作流体以用于燃烧。
如图3至6中所示，根据本公开内容的燃烧器15可包括过渡管道50。可将本公开内容的过渡管道50设于其它燃烧器的各种轴向延伸的套筒处。例如，过渡管道50可代替轴向地延伸的过渡件26，并可选地代替燃烧器15的燃烧器衬套22。因此，过渡管道可从燃料喷嘴40或从燃烧器衬套22延伸。如下文所述，与用于使工作流体流过其中并流向涡轮区段16的轴向地延伸的燃烧器衬套22和过渡件26相比，过渡管道50可提供各种优势。
如图所示，多个过渡管道50可绕纵向轴线90成环形阵列布置。此外，每个过渡管道50均可在燃料喷嘴40或多个燃料喷嘴40和涡轮区段16之间延伸。例如，每个过渡管道50均可从燃料喷嘴40延伸到涡轮区段16。因此，工作流体可总体上从燃料喷嘴40经过渡管道50流向涡轮区段16。在一些实施例中，过渡管道50可有利地允许消除涡轮区段中的第一级喷嘴，这可消除任何相关的阻力(drag)和压降并提高系统10的效率和输出。
每个过渡管道50均可具有进口52、出口54和二者之间的通路56。过渡管道50的进口52和出口54可具有总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，应理解，过渡管道50的进口52和出口54无需具有相似地成形的截面。例如，在一个实施例中，进口52可具有总体上圆形截面，而出口54可具有总体上矩形截面。
此外，通路56可在进口52和出口54之间总体上渐缩。例如，在示例性实施例中，通路56的至少一部分可总体上呈圆锥形。然而，另外或备选地，通路56或其任何部分可具有总体上矩形截面、三角形截面、或任何其它合适的多边形截面。应理解，当通路56从相对较大的进口52到相对较小的出口54渐缩时，通路56的截面形状可贯穿通路56或其任何部分而改变。
多个过渡管道50中的每一个的出口54均可偏离相应过渡管道50的进口52。如文中所用的术语“偏离”是指沿着确定的坐标方向间隔开。多个过渡管道50中的每一个的出口54均可纵向地偏离相应过渡管道50的进口52，诸如沿着纵向轴线90偏离。
另外，在示例性实施例中，多个过渡管道50中的每一个的出口54都可以切向地偏离相应过渡管道50的进口52，诸如沿着切向轴线92偏离。由于多个过渡管道50中的每一个的出口54都切向地偏离相应过渡管道50的进口52，所以过渡管道50可有利地利用通过过渡管道50的工作流体流的切向分量来消除对涡轮区段16中的第一级喷嘴的需求，如下文所述。
此外，在示例性实施例中，多个过渡管道50中的每一个的出口54都可以径向地偏离相应过渡管道50的进口52，诸如沿着径向轴线94偏离。由于多个过渡管道50中的每一个的出口54都径向地偏离相应过渡管道50的进口52，所以过渡管道50可有利地利用通过过渡管道50的工作流体流的径向分量来进一步消除对涡轮区段16中的第一级喷嘴的需求，如下文所述。
应理解，切向轴线92和径向轴线94是相对于由过渡管道50的环形阵列限定的圆周针对每个过渡管道50单独限定的，如图3中所示，并且轴线92和94基于绕纵向轴线90成环形阵列布置的过渡管道50的数量绕圆周针对每个过渡管道50而变化。
如上所述，在热燃烧气体流过过渡管道50后，它们可从过渡管道50流入涡轮区段 16 中。如图7至9中所示，根据本公开内容的涡轮区段16可包括护罩102，护罩102可限定热气体路径104。护罩102可由多个护罩块106形成。护罩块106可布置成一个或更多环形阵列，每个阵列都可在其中限定热气体路径104的一部分。
涡轮区段16还可包括多个轮叶112和多个喷嘴114。多个轮叶112和喷嘴114中的每一个都可至少部分地布置在热气体路径104中。此外，多个轮叶112和多个喷嘴114可布置成一个或更多环形阵列，每个阵列都可限定热气体路径104的一部分。
涡轮区段16可包括多个涡轮级。每个级都可包括布置成环形阵列的多个轮叶112和布置成环形阵列的多个喷嘴114。例如，在一个实施例中，涡轮区段16可具有三个级，如图7中所示。例如，涡轮区段16的第一级可包括第一级喷嘴组件(未示出)和第一级轮叶组件122。喷嘴组件可包括绕轴18周向地布置和固定的多个喷嘴114。轮叶组件122可包括绕轴18周向地布置并联接到轴18上的多个轮叶112。然而，在其中涡轮区段联接到包括多个过渡管道50的燃烧器区段14上的示例性实施例中，可消除第一级喷嘴组件，以使得第一级轮叶组件122上游不布置喷嘴。上游可以相对于通过热气体路径104的热燃烧气流限定。
涡轮区段16的第二级可包括第二级喷嘴组件123和第二级轮叶组件124。喷嘴组件123中包括的喷嘴114可绕轴18周向地布置和固定。轮叶组件124中包括的轮叶112可绕轴18周向地布置并联接到轴18上。第二级喷嘴组件123因此沿着热气体路径104定位在第一级轮叶组件122和第二级轮叶组件124之间。涡轮区段16的第三级可包括第三级喷嘴组件125和第三级轮叶组件126。喷嘴组件125中包括的喷嘴114可绕轴18周向地布置和固定。轮叶组件126中包括的轮叶112可绕轴18周向地布置并联接到轴18上。第三级喷嘴组件125因此沿着热气体路径104定位在第二级轮叶组件124和第三级轮叶组件126之间。
应理解，涡轮区段16并不限于三级，而是任何数量的级都在本公开内容的范围和精神内。
如上所述，多个过渡管道50中的每一个的出口54都可纵向地、径向地和/或切向地偏离相应过渡管道50的进口52。过渡管道50的这些不同偏离可能导致过渡管道50由于系统10运行期间的热生长而不希望地移动。例如，过渡管道50的出口54可与涡轮区段16接口，以允许热气体在二者之间流动。然而，热生长可能导致出口54绕或沿着纵向轴线90、切向轴线92和/或径向轴线94的一个或更多相对于涡轮区段16移动。
为了防止出口54和涡轮区段16之间的间隙，本公开内容还可针对一个或更多密封件140。每个密封件140都可设置在出口54和涡轮区段16之间的接口处。此外，每个密封件140都可以是柔性的。柔性密封件是至少一部分挠曲以与密封件与其接口的配合表面的外形对应从而提供与该表面的密封，并在相对于这种配合表面移动期间维持这种外形和得到的密封的密封件。尽管过渡管道50和出口54沿着或绕轴线90、92、94中的一者或更多不希望地移动，但根据本公开内容的柔性密封件可挠曲以在涡轮系统10运行期间维持这种外形和密封。另外，根据本公开内容的每个密封件140都可以是金属的。金属密封件是至少一部分由金属或金属合金或超合金形成的密封件。例如，金属密封件可包括铝、铁、镍或其任何合适的合金或超合金，和/或可包括任何其它合适的金属或其合金或超合金。发明人已发现，柔性金属密封件在密封出口54和涡轮区段16之间的接口方面特别有利，因为柔性金属密封件140可适应出口54沿着或绕各种轴线90、92、94的不希望的移动。
如图4至6和8至9中所示，根据本公开内容的过渡管道50包括一个或更多第一接口部件142。接口部件142定位在过渡管道50的出口54附近，并且可与涡轮区段16接口。接口部件142可在过渡管道50的整个外缘或其任何部分周围延伸。例如，图4至6和8至9示出了上接口部件142和下接口部件142。
每个接口部件142都可与涡轮区段16上任何合适的接触表面143接口。密封件140可定位成并且可与接触表面142接触。这种接触表面143可以是第二接口部件144的一部分，或者是第二接口部件144，如图8和9中所示。在示例性实施例中，第二接口部件144可布置在护罩102的上游外表面上或者可以是该上游外表面，该上游外表面可包括多个护罩块106的上游外表面。这些护罩块106可至少部分地限定涡轮区段16的第一级。
如图所示，根据本公开内容的密封件140可与第一接口部件142以及相关的第二接口部件144和其接触表面143接触。这种接触可允许第一部件142和第二部件144接口，并且可提供第一接口部件142和第二接口部件144之间的密封，并因此提供过渡管道50和涡轮区段16之间的密封。
图4至6和8至9中示出了示例性密封件140。在一些实施例中，根据本公开内容的密封件140可包括密封板150。密封板150的至少一部分可以是柔性的，如上所述。此外，在如图所示的一些实施例中，密封板150的至少一部分具有曲线截面轮廓。该曲线部分可以是柔性部分。然而，另外或备选地，密封板150的至少一部分具有线性截面轮廓。密封板150的柔性和/或曲线部分可以定位成并且可以与过渡管道50或涡轮区段16诸如其接口部件接触，以提供如上所述的密封。
此外，在一些实施例中，密封件140的至少一部分诸如其密封板150可具有总体上与当密封件140处于运行状态时该部分所接触的表面的外形对应的外形。运行状态是其中密封件140承受它在系统10的正常运行期间可能承受的温度或温度范围和压力或压力范围的状态。例如，在一个实施例中，该运行状态可以是密封件140在系统10运行期间在系统10内部承受的状态。表面可以是例如接触表面143。在一些实施例中，具有这种外形的部分可以是柔性部分。密封件140或密封板150的该部分和该部分所接触的表面的对应的外形可有利于在密封件140与接口部件接触时的密封。此类部分还可在涡轮系统10运行期间沿着或绕一个或更多轴线90、92、94按需挠曲，以维持这种对应的外形并维持这种密封。
在一些实施例中，根据本公开内容的密封件140还可包括保持板152。保持板152可与第一接口部件142或第二接口部件144中的一者接触，并且可布置在密封板150和该部件之间。在一些实施例中，保持板152可保持密封件140与保持板152所接触的接口部件诸如第一接口部件142接触。例如，在一些实施例中，保持板152可通过合适的粘合剂、焊接或其它合适的安装设备或方法安装在接口部件的表面上。在其它实施例中，接口部件诸如如图所示的第一接口部件142可限定通道154。保持板152的至少一部分诸如钩部156可布置在通道154中。在一些实施例中，这种部分还可通过使用合适的粘合剂、焊接或其它合适的安装设备或方法安装在通道154中。这种部分可保持密封件140与接口部件接触。在其它实施例中，保持板152可以不安装在表面上或通道154中，而是可由于各种组装好的构件诸如接口部件和密封件140的几何形状和力，和/或由于密封件140在系统10运行期间所承受的压力而被保持在表面上或通道154中。
在一些实施例中，根据本公开内容的密封件140还可包括接触板158。接触板158可定位成与接口部件的表面诸如第二接口部件144的接触表面143接触并与该表面保持接触。接触板158可定位在这种表面和密封板150之间。接触板158可稳定并维持密封件140和该接口部件诸如第二接口部件144之间的密封，并且还可稳定密封件140相对于其它接口部件142的定位。
在一些实施例中，如图9中所示，密封件140或其任何部分可包括布层160。一个或更多布层160可设置在密封件140的各种板的表面上并与这些表面接触。各种板可彼此接触并通过布层160与其它各种表面接触。例如，如图所示，布层160可设置在密封板150、保持板152和/或接触板158的相对表面上。布层160可包括已被编织、针织或压紧到一层织物中的金属、陶瓷和/或聚合物纤维。布层160可覆盖密封件140的至少一部分并保护密封件140的该部分免于暴露于高温。布层160还可有利于系统10在其运行期间的密封及减振。
本公开内容的密封件140可有利地允许过渡管道50诸如过渡管道50的出口54绕或沿着各种轴线90、92、94中的一者或更多移动，同时维持与涡轮区段16的密封。这可有利地适应可如上所述偏离的过渡管道50的热生长，同时允许过渡管道50保持充分密封于涡轮区段16。例如，在示例性实施例中，密封件140可允许过渡管道50诸如过渡管道50的出口54绕或沿着纵向轴线90、切向轴线92和径向轴线94中的一者、两者或三者移动。在示例性实施例中，密封件140允许绕或沿着所有三个轴线移动。因此，密封件140有利地提供了适应本公开内容的过渡管道50的不希望的移动的密封。
此书面描述使用了包括最佳模式在内的实例来公开本发明，并且还使本领域的任何技术人员能够实施本发明，包括制造并利用任何装置或系统并且执行任何所结合的方法。本发明可取得专利权的范围通过权利要求来限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果此类其它实例包括并未不同于权利要求的文字语言所描述的结构元件，或者它们包括与权利要求的文字语言无实质性区别的等同结构元件，则认为此类其它实例包含在权利要求的保护范围内。
Claims (20)
1. 一种涡轮系统，包括：
过渡管道，其包括进口、出口、以及在所述进口和所述出口之间延伸并限定纵向轴线、径向轴线和切向轴线的通路，所述过渡管道的所述出口沿着所述纵向轴线和所述切向轴线偏离所述进口，所述过渡管道还包括用于与涡轮区段接口的接口部件；以及
柔性金属密封件，其与所述接口部件接触，以提供所述接口部件与所述涡轮区段之间的密封。
2. 根据权利要求1所述的涡轮系统，其特征在于，所述密封件包括密封板，并且其中所述密封板的至少一部分具有曲线截面轮廓。
3. 根据权利要求2所述的涡轮系统，其特征在于，所述密封件的至少一部分具有在运行状态下与所述涡轮区段的接触表面的外形总体上对应的外形。
4. 根据权利要求2所述的涡轮系统，其特征在于，具有所述曲线截面轮廓的所述密封板的所述部分定位成接触所述涡轮区段。
5. 根据权利要求1所述的涡轮系统，其特征在于，所述密封件包括与所述第一接口部件接触的保持板。
6. 根据权利要求5所述的涡轮系统，其特征在于，所述保持板保持所述密封件与所述第一接口部件接触。
7. 根据权利要求5所述的涡轮系统，其特征在于，所述第一接口部件限定通道，并且其中所述保持板的至少一部分布置在所述通道中。
8. 根据权利要求1所述的涡轮系统，其特征在于，所述密封件包括定位成与所述涡轮区段的接触表面接触的接触板。
9. 根据权利要求1所述的涡轮系统，其特征在于，所述涡轮系统还包括多个密封件。
10. 根据权利要求1所述的涡轮系统，其特征在于，所述涡轮系统还包括多个接口部件。
11. 根据权利要求1所述的涡轮系统，其特征在于，所述过渡管道的所述出口沿着所述径向轴线进一步偏离所述进口。
12. 根据权利要求1所述的涡轮系统，其特征在于，所述涡轮系统还包括多个过渡管道，所述多个过渡管道中的每一个都绕所述纵向轴线成环形地布置并连接到所述涡轮区段上。
13. 根据权利要求1所述的涡轮系统，其特征在于，所述接口部件是第一接口部件，还包括所述涡轮区段，所述涡轮区段包括用于与所述第一接口部件接口的第二接口部件，所述密封件与所述第二接口部件接触，以提供所述第一接口部件和所述第二接口部件之间的密封。
14. 根据权利要求13所述的涡轮系统，其特征在于，所述涡轮区段包括第一级轮叶组件，并且其中所述第一级轮叶组件上游未布置喷嘴。
15. 一种涡轮系统，包括：
过渡管道，其包括进口、出口、以及在所述进口和所述出口之间延伸并限定纵向轴线、径向轴线和切向轴线的通路，所述过渡管道的所述出口沿着所述纵向轴线和所述切向轴线偏离所述进口，所述过渡管道还包括第一接口部件；
涡轮区段，其包括第二接口部件；以及
柔性金属密封件，其与所述第一接口部件和所述第二接口部件接触并提供二者之间的密封。
16. 根据权利要求15所述的涡轮系统，其特征在于，所述密封件包括密封板，并且其中所述密封板的至少一部分具有曲线截面轮廓。
17. 根据权利要求16所述的涡轮系统，其特征在于，所述密封件的至少一部分具有在运行位置与所述第二接口部件的接触表面的外形总体上对应的外形。
18. 根据权利要求16所述的涡轮系统，其特征在于，具有所述曲线截面轮廓的所述密封板的所述部分与所述第二接口部件接触。
19. 根据权利要求15所述的涡轮系统，其特征在于，所述密封件包括与所述第一接口部件接触的保持板。
20. 根据权利要求15所述的涡轮系统，其特征在于，所述密封件包括定位成与所述第二接口部件的接触表面接触的接触板。
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107288760A (zh) * | 2016-03-24 | 2017-10-24 | 通用电气公司 | 具有迟喷射结构的过渡导管组件 |
| CN107313813A (zh) * | 2016-04-27 | 2017-11-03 | 通用电气公司 | 涡轮密封件修理补片及修理涡轮密封件的方法 |
| CN110207148A (zh) * | 2018-02-28 | 2019-09-06 | 三菱日立电力系统株式会社 | 燃气轮机燃烧器及过渡构件 |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8974179B2 (en) * | 2011-11-09 | 2015-03-10 | General Electric Company | Convolution seal for transition duct in turbine system |
| FR2989426B1 (fr) * | 2012-04-11 | 2014-03-28 | Snecma | Turbomachine, telle qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion |
| US9038394B2 (en) | 2012-04-30 | 2015-05-26 | General Electric Company | Convolution seal for transition duct in turbine system |
| US20130283817A1 (en) * | 2012-04-30 | 2013-10-31 | General Electric Company | Flexible seal for transition duct in turbine system |
| 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 |
| US10260424B2 (en) * | 2016-03-24 | 2019-04-16 | General Electric Company | Transition duct assembly with late injection features |
| US11299994B2 (en) | 2017-06-29 | 2022-04-12 | Mitsubishi Power, Ltd. | First-stage stator vane for gas turbine, gas turbine, stator vane unit for gas turbine, and combustor assembly |
| EP3752717A1 (en) * | 2018-03-27 | 2020-12-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Sealing arrangement with pressure-loaded feather seals to seal gap between components of gas turbine engine |
| US11434831B2 (en) | 2018-05-23 | 2022-09-06 | General Electric Company | Gas turbine combustor having a plurality of angled vanes circumferentially spaced within the combustor |
| US11761342B2 (en) * | 2020-10-26 | 2023-09-19 | General Electric Company | Sealing assembly for a gas turbine engine having a leaf seal |
Family Cites Families (42)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| US5265412A (en) * | 1992-07-28 | 1993-11-30 | General Electric Company | 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 |
| US6076835A (en) | 1997-05-21 | 2000-06-20 | Allison Advanced Development Company | Interstage van seal apparatus |
| 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 |
| US6431825B1 (en) | 2000-07-28 | 2002-08-13 | Alstom (Switzerland) Ltd | Seal between static turbine parts |
| US6442946B1 (en) | 2000-11-14 | 2002-09-03 | Power Systems Mfg., Llc | Three degrees of freedom aft mounting system for gas turbine transition duct |
| US20020121744A1 (en) * | 2001-03-05 | 2002-09-05 | General Electric Company | Low leakage flexible cloth seals for turbine combustors |
| US6431555B1 (en) | 2001-03-14 | 2002-08-13 | General Electric Company | Leaf seal for inner and outer casings of a turbine |
| US6547257B2 (en) * | 2001-05-04 | 2003-04-15 | General Electric Company | Combination transition piece floating cloth seal and stage 1 turbine nozzle flexible sealing element |
| 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 |
| 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 |
| US7784264B2 (en) * | 2006-08-03 | 2010-08-31 | Siemens Energy, Inc. | Slidable spring-loaded transition-to-turbine seal apparatus and heat-shielding system, comprising the seal, at transition/turbine junction of a gas turbine engine |
| US8322146B2 (en) | 2007-12-10 | 2012-12-04 | Alstom Technology Ltd | Transition duct assembly |
| 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 |
| 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 |
| 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 |
| US8141879B2 (en) * | 2009-07-20 | 2012-03-27 | General Electric Company | Seals for a turbine engine, and methods of assembling a turbine engine |
| US20110259015A1 (en) | 2010-04-27 | 2011-10-27 | David Richard Johns | Tangential Combustor |
| US20120304665A1 (en) | 2011-06-03 | 2012-12-06 | General Electric Company | Mount device for transition duct in turbine system |
| US8978388B2 (en) | 2011-06-03 | 2015-03-17 | General Electric Company | Load member for transition duct in turbine system |
| US9115585B2 (en) * | 2011-06-06 | 2015-08-25 | General Electric Company | Seal assembly for gas turbine |
-
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Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107288760A (zh) * | 2016-03-24 | 2017-10-24 | 通用电气公司 | 具有迟喷射结构的过渡导管组件 |
| CN107313813A (zh) * | 2016-04-27 | 2017-11-03 | 通用电气公司 | 涡轮密封件修理补片及修理涡轮密封件的方法 |
| CN110207148A (zh) * | 2018-02-28 | 2019-09-06 | 三菱日立电力系统株式会社 | 燃气轮机燃烧器及过渡构件 |
| CN110207148B (zh) * | 2018-02-28 | 2020-11-13 | 三菱动力株式会社 | 燃气轮机燃烧器及过渡构件 |
| US11391168B2 (en) | 2018-02-28 | 2022-07-19 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine combustor and transition piece assembly |
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