CN103382862A - 包括对流冷却系统的燃气涡轮机和方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及包括对流冷却系统的燃气涡轮机和方法。具体而言，一种燃气涡轮机包括围绕该燃气涡轮机的一部分的壳体组件以及布置在该壳体内的对流冷却系统。该对流冷却系统配置和设置成引导冷却流体沿第一轴向方向通过壳体组件以及使冷却流体沿与第一轴向方向相反的第二轴向方向通过壳体组件返回。
Description
技术领域
本文所公开的主题涉及涡轮机的领域，并且更特定而言，涉及包括对流冷却系统的燃气涡轮机。
背景技术
许多涡轮机包括压缩机部分，其通过共同的压缩机/涡轮轴或转子和燃烧器组件连结到涡轮部分。压缩机部分引导压缩空气流通过一些连续级朝向燃烧器组件。在燃烧器组件中，压缩空气流与燃料混合以形成可燃混合物。可燃混合物在燃烧器组件中燃烧以形成热气体。热气体通过过渡件被引导至涡轮部分。热气体膨胀通过涡轮部分，从而使涡轮叶片旋转以产生功，该功例如被输出以给发电机、泵提供动力，或以提供动力至交通工具。除了提供压缩空气以用于燃烧之外，压缩空气流的一部分被传送通过涡轮部分以用于冷却目的。
发明内容
根据示例性实施例的一个方面，一种燃气涡轮机包括具有对流冷却系统的壳体组件，该对流冷却系统配置和设置成引导冷却流体沿第一轴向方向通过壳体组件以及使冷却流体沿与第一轴向方向相反的第二轴向方向通过壳体组件返回。
根据示例性实施例的另一个方面，一种传递冷却流体通过燃气涡轮机的方法包括：将冷却流体引导到燃气涡轮机的涡轮部分的壳体组件中；将冷却流体沿第一方向传送到第一管道部件中，该第一管道部件沿轴向延伸穿过壳体组件；引导冷却流体沿第二方向通过流体地联接至第一管道部件的横流管道；将冷却流体从横流管道传递到基本平行于第一管道部件延伸的第二管道部件中；以及沿与第一方向基本相反的第三方向传送冷却流体通过第二管道部件。
根据示例性实施例的又一方面，一种燃气涡轮机包括：压缩机部分；燃烧器组件，其流体地连接至压缩机部分；以及涡轮部分，其流体地连接至燃烧器组件且机械地连结到压缩机部分。对流冷却系统布置在压缩机部分和涡轮部分中的一个中。对流冷却系统配置和设置成引导冷却流体沿第一轴向方向通过壳体组件以及使冷却流体沿与第一轴向方向相反的第二轴向方向通过壳体组件返回。
根据一方面，一种燃气涡轮机包括：围绕燃气涡轮机的一部分的壳体组件；以及布置在壳体组件内的对流冷却系统，对流冷却系统配置和设置成引导冷却流体沿第一轴向方向通过壳体组件以及使冷却流体沿与第一轴向方向相反的第二轴向方向通过壳体组件返回。
优选地，对流冷却系统包括：第一管道部件，其沿轴向延伸穿过壳体组件；第二管道部件，其基本平行于第一管道部件延伸并与第一管道部件间隔开；以及至少一个横流管道，其连结第一和第二管道部件。
优选地，至少一个横流管道包括流换向部件。
优选地，流换向部件包括曲线表面。
优选地，至少一个横流管道包括第一横流管道和第二横流管道，第一和第二横流管道中的每一个连结第一和第二管道部件。
优选地，燃气涡轮机还包括流体地连接第一和第二横流管道的跨接管道。
优选地，壳体组件包括外壳体部分和内壳体部分，对流冷却系统布置在内壳体部分内。
优选地，内壳体部分包括多个罩支撑元件，对流冷却系统延伸穿过多个罩支撑元件中的至少两个。
优选地，燃气涡轮机还包括流体地连接至对流冷却系统的冷却流体供给管道，冷却流体供给管道包括冷却流体供给阀，冷却流体供给阀被选择性地操作以将冷却流体传递至对流冷却系统。
优选地，燃气涡轮机还包括并行地联接至冷却流体供给阀的冷却流体供给阀旁路，冷却流体供给阀旁路配置和设置成在冷却流体供给阀关闭时允许一定量的冷却流体经过对流冷却系统。
优选地，燃气涡轮机还包括可操作地连接至冷却流体供给阀的控制器，控制器配置和设置成选择性地打开冷却流体供给阀，以将一定量的冷却流体传递到对流冷却系统中。
优选地，对流冷却系统布置在涡轮部分内。
优选地，燃气涡轮机还包括流体性地连接至对流冷却系统的外部换热器。
根据另一方面，一种传递冷却流体通过燃气涡轮机的方法包括：将冷却流体引导到燃气涡轮机的壳体组件中；将冷却流体沿第一方向传送到第一管道部件中，第一管道部件沿轴向延伸穿过壳体组件；引导冷却流体沿第二方向通过横流管道，横流管道流体地联接至第一管道部件；将冷却流体从横流管道传递到第二管道部件中，第二管道部件基本平行于第一管道部件延伸；沿与第一方向基本相反的第三方向传送冷却流体通过第二管道部件。
优选地，将冷却流体引导到壳体组件中包括将冷却流体引导到壳体组件的内壳体部分中。
优选地，传送冷却流体通过第一管道部件包括传送冷却流体通过至少两个罩支撑元件。
优选地，该方法还包括：其中将冷却流体引导到壳体组件中包括打开冷却流体供给阀。
优选地，该方法还包括：当冷却流体供给阀关闭时，使一定量的冷却流体绕过冷却流体供给阀，以维持涡轮部分的喷嘴元件内的回流裕度。
优选地，该方法还包括：将冷却流体的一部分从第一和第二管道部件及横流管道中的一个引导到涡轮部分的喷嘴元件中。
优选地，将冷却流体引导到壳体组件中包括将冷却流体从压缩机部分抽取部传递到燃气涡轮机的涡轮部分中。
优选地，将冷却流体引导到壳体组件中包括将冷却流体传递到壳体组件中，壳体组件容纳燃气涡轮机的压缩机部分。
优选地，将冷却流体引导到壳体组件中包括将冷却流体从外部换热器传送到壳体组件中。
根据又一方面，一种燃气涡轮机包括：压缩机部分；燃烧器组件，其流体地连接至压缩机部分；涡轮部分，其流体地连接至燃烧器组件且机械地连结到压缩机部分；以及对流冷却系统，其布置在压缩机部分和涡轮部分中的一个中，对流冷却系统配置和设置成引导冷却流体沿第一轴向方向通过壳体组件以及使冷却流体沿与第一轴向方向相反的第二轴向方向通过壳体组件返回。
优选地，对流冷却系统包括：第一管道部件，其沿轴向延伸穿过壳体组件；第二管道部件，其基本平行于第一管道部件延伸并与第一管道部件间隔开；以及横流管道，其连结第一和第二管道部件。
优选地，横流管道包括流换向部件。
优选地，流换向部件包括曲线表面。
优选地，壳体组件包括外壳体部分和内壳体部分，对流冷却系统布置在内壳体部分内。
优选地，燃气涡轮机还包括：冷却流体供给管道，其流体地连接至对流冷却系统，冷却流体供给管道包括冷却流体供给阀，冷却流体供给阀被选择性地操作以将冷却流体传递至对流冷却系统；和控制器，其可操作地连接至冷却流体供给阀，控制器配置和设置成选择性地打开冷却流体供给阀，以将一定量的冷却流体传递到对流冷却系统中。
优选地，对流冷却系统布置在涡轮部分中。
优选地，燃气涡轮机还包括流体性地连接至对流冷却系统的外部换热器。
根据结合附图的以下描述，这些和其它的优点和特征将变得更加显而易见。
附图说明
被视作本发明的主题在作为本说明书的结论的权利要求中特别地指出并清楚地要求获得保护。根据下面结合附图的详细描述，本发明的前述和其它的特征及优点是显而易见的，在附图中：
图1是根据示例性实施例的包括具有对流冷却系统的涡轮部分的燃气涡轮机的示意图；
图2是图1的燃气涡轮机的涡轮部分的局部剖视图；
图3是根据示例性实施例的一方面的对流冷却系统的局部透视图；
图4是图3的对流冷却系统的平面图，示出了根据示例性实施例的一个方面的流换向(flow redirection)部件；
图5是根据示例性实施例的一方面的横流管道(cross-flow duct)的侧视图；
图6是图5的横流管道的端视图；
图7是图3的对流冷却系统的平面图，示出了根据示例性实施例的另一方面的流换向部件；以及
图8是根据示例性实施例的另一方面的对流冷却系统的平面图。
该详细描述参照附图以示例的方式解释了本发明的实施例，以及优点和特征。
附图标记：
2 涡轮机
4 压缩机部分
6 涡轮部分
8 燃烧器组件
10 燃烧器
12 共同的压缩机/涡轮轴
18 外壳
25 多个涡轮级
26 第一涡轮级
27 第二涡轮级
28 第三涡轮级
29 第四涡轮级
34 动叶
37 多个静叶或喷嘴
38 第二多个叶片或动叶
41 第三多个静叶或喷嘴
42 第三多个叶片或动叶
45 第四多个静叶或喷嘴
46 第四多个叶片或动叶
50 壳体组件
60 外壳体部分
64 内壳体部分
65 止推套环
67 第一气室区
69 第二气室区
80 多个罩支撑元件
81 多个罩支撑元件
82 多个罩支撑元件
83 多个罩支撑元件
84 钩状元件
86 多个静止罩部件
87 多个静止罩部件
88 多个静止罩部件
89 多个静止罩部件
100 对流冷却系统
108 第一管道部件
109 第二管道部件
111 横流管道
112 流换向帽或部件
113 大致线性的内表面
114 第一端部部段
115 第二端部部段
116 中间部段
118 入口部段
127 第一端部
128 第二端部
129 中间部分
130 离开管道部分
131 出口部分
140 空腔区域
145 泻流板(effusion plate)
147 多个开口
149 大致曲线的表面
150 冷却流体供给管道
151 入口
157 冷却流体供给阀
160 冷却流体供给阀旁路
164 控制器。
具体实施方式
参照图1和图2，根据示例性实施例的燃气涡轮机大体上以2表示。涡轮机2包括压缩机部分4和涡轮部分6。压缩机部分4通过燃烧器组件8流体地连接至涡轮部分6。燃烧器组件8包括多个燃烧器，其中一个以10表示。燃烧器10可关于涡轮机2布置成环管式阵列。当然，应当理解，也可采用燃烧器10的其它布置。压缩机部分4还通过共同的压缩机/涡轮轴12机械地连结到涡轮部分6。还存在从流体地连接至涡轮构件的各个压缩机级得到而未穿过燃烧器的抽取部(extraction)。这些抽取部被用来冷却涡轮构件，例如位于定子上的罩和喷嘴以及位于转子上的动叶、盘和垫片。
涡轮部分6包括包封多个涡轮级25的外壳18。涡轮级25包括第一涡轮级26、第二涡轮级27、第三涡轮级28和第四涡轮级29。第一涡轮级26包括第一多个静叶或喷嘴以及形式为叶片或动叶34的第一多个旋转构件。动叶34被安装至联接到轴12的第一转子部件(未示出)。第二涡轮级27包括第二多个静叶或喷嘴37以及第二多个叶片或动叶38。动叶38联接至第二转子部件(未示出)。第三涡轮级28包括第三多个静叶或喷嘴41以及联接至第三转子部件(未示出)的第三多个叶片或动叶42。第四涡轮级29包括第四多个静叶或喷嘴45以及联接至第四转子部件(未示出)的第四多个叶片或动叶46。当然，应当理解，涡轮级的数量可变化。
外壳18包括具有外壳体部分60和内壳体部分64的壳体组件50。止推套环65从外壳体部分60朝内壳体部分64延伸。止推套环65在涡轮机2的操作期间限制内壳体部分64的轴向运动。第一气室区(plenum zone)67在止推套环65的上游限定于外壳体部分60和内壳体部分64之间。第二气室区69在止推套环65的下游限定于外壳体部分60和内壳体部分64之间。第一气室区67和第二气室区69流体地连接至一个或更多压缩机抽取部(未示出)。内壳体部分64包括多个罩支撑元件80-83。每个罩支撑元件80-83包括一对钩状元件，例如在罩支撑元件80上以84表示的，其支撑相应的多个静止罩部件86-89。罩部件86-89在内壳体部分64与动叶34、38、42和46的相应的其中一些顶端部分(没有单独标示)之间提供期望的间隙。在许多情况下，罩部件86-89包括各种密封构件，其限制工作流体经过动叶34、38、42和46的顶端部分。
根据示例性实施例，涡轮机2包括设置在内壳体部分64中的对流冷却系统100。如在图3和图4中最佳示出的，对流冷却系统100包括第一管道部件108，其通过横流管道111流体地连接至第二管道部件109，横流管道111具有设置为带有大致线性的内表面113的流换向帽或部件112。第一管道部件108和第二管道部件109沿轴向延伸穿过内壳体部分64。此外，第一管道部件108在内壳体部分64内基本平行于第二管道部件109延伸。传送冷却流通过以上述方式布置的管道降低了内壳体部分64内的周向热梯度。此外，在内壳体部分64内的深对流流传送降低了罩支撑件80-83处的热梯度。以这种特定方式传送冷却流通过管道降低了多个涡轮级25的整体温度，以提供期望的间隙益处。
第一管道部件108包括第一端部部段114，其穿过中间部段116延伸至第二端部部段115。第一端部部段114限定流体地连接至第二气室区69的入口部段118，而第二端部部段115与横流管道111连接。第二管道部件109包括第一端部127，其穿过中间部分129从横流管道111延伸至第二端部128。第二端部128联接至具有出口部分131的离开管道部分130。出口部分131引入内壳体部分64并流体地连接至一个或更多静叶33、37、41和45。冷却流体从压缩机抽取部(未示出)传送到第二气室区69中。冷却流体流动到入口部段118中并沿着第一管道部件108流动。冷却流体然后进入横流管道111，并在传送到第三多个喷嘴41中且对其提供冷却之前被引导跨过流换向部件112的大体线性表面113到第二管道部件109中。传送冷却流体沿第一方向通过第一管道部件108以及沿第二相反的方向通过第二管道部件109在内壳体部分64内创建对流。根据图5和图6中所示的示例性实施例的一方面，横流管道111可设置为带有扩大的空腔区域140和具有多个开口147的泻流板145，多个开口147在离开第一管道部件108的第二端部部段115的冷却流与进入第二管道部件109的第一端部127的冷却流体之间创建期望的压降。
对流通过在传送通过第一管道部件108的冷却流与传送通过第二管道部件109的冷却流之间提供热传递而降低内壳体部分64内的周向热梯度。另外，将对流冷却系统100嵌入内壳体部分64内提供深对流冷却，其降低可发生在罩支撑部件80-83中的热梯度且降低多个涡轮级25的整体温度，从而提供期望的间隙益处。在这一点上，应当理解，横流管道111可设置为带有具有大致曲线表面149的流换向帽或部件148，如图7中示出的，其中，相似标号表示相应视图中的对应部件。大体而言，曲线表面149可被调整为在对流冷却系统100内创建期望的流特性。
根据示例性实施例的一个方面，涡轮机2包括流体地连接至第二气室区69的冷却流体供给管道150。冷却流体供给管道150包括流体地连接至压缩机抽取部(未示出)的入口151。冷却流体供给管道150还被显示成包括冷却流体供给阀157和冷却流体供给阀旁路160。冷却流体供给阀旁路160包括计量流孔口，其在冷却流体供给阀157关闭时允许冷却流体传送到第二气室区69中。这样，冷却流体供给阀旁路160维持第三多个喷嘴41内期望的回流压力裕度。进一步根据示例性方面，冷却流体供给阀157可操作地连接至控制器164。控制器164还联接至各种温度传感器(未示出)。控制器164选择性地打开冷却流体供给阀157，以将期望的冷却流体流传送到第二气室区69中。
传送到第二气室部分区域69中且更具体而言到对流冷却系统100中的冷却流体的量可被用来控制动叶34、38、42和46的顶端部分(未单独标示)与相应的其中一些罩部件86-89之间的间隙。更特定而言，在涡轮机启动期间，动叶34、38、42和46的顶端部分与相应的其中一些罩部件86-89之间的间隙大于当涡轮机2在全速和全速满载下运行时。在启动与全速之间且在全速与全速满载之间，涡轮机2的旋转构件以比静止构件(例如内壳体64和罩部件86-89)的膨胀速率更快的速率膨胀。不同的热膨胀速率导致旋转构件和固定构件之间不期望的间隙。控制冷却流体流到对流冷却系统100中使旋转构件和静止构件的膨胀速率更接近地对齐，而涡轮机2在启动与全速之间以及在全速与全速满载操作状况之间转换。使旋转构件和静止构件的膨胀速率对齐可在燃气涡轮机2的瞬态和稳态操作过程期间提供更紧密的间隙。更紧密的间隙导致在旋转构件的顶端部分上方工作流体损失的降低，从而提高涡轮机性能和效率。
根据示例性实施例的另一方面的对流冷却系统大体上在图8中以175表示。对流冷却系统175包括具有第一端部部段182的第一管道部件180，第一端部部段182穿过中间部段184延伸至第二端部部段183。对流冷却系统175还包括大致平行于内壳体部分64内的第一管道部件180延伸的第二管道部件190。第二管道部件190包括第一端部192，其穿过中间部分194延伸至第二端部193。第二端部193流体地连接至出口管道196，该出口管道196与第三多个喷嘴41流体地连接。
第一管道部件180由第一横流管道204和第二横流管道207接合至第二管道部件190。第一横流管道204包括流体地联接至第一管道部件180的中间部段185的第一入口210以及流体地连接至第二管道部件190的第一端部192的第一出口211。第二横流管道207包括流体地连接至第一管道部件180的第二端部部段183的第二入口214以及流体地连接至第二管道部件190的中间部分194的第二出口215。第一横流管道204通过跨接管道(cross-over duct)220接合至第二横流管道207。跨接管道220创建混合区225以用于冷却传送通过第一横流管道204和第二横流管道207的流体。混合区225有助于均衡传送通过第一横流管道204和第二横流管道207的冷却流体的温度，以降低内壳体部分64内的热梯度，从而降低、减少对流冷却系统175中的热梯度和整体温度。
在这一点上，应当理解，示例性实施例提供了一种对流冷却系统以用于减少涡轮机的涡轮部分内的总体金属温度和热梯度。该系统还提供深对流冷却至静止构件，例如内壳体、罩部件和沿涡轮的气体通路定位的类似物。这样，对流冷却系统可使静止涡轮构件和旋转涡轮构件的热膨胀更接近地对齐或匹配。此外，可选择性地控制通过对流冷却系统的冷却流，以使通过涡轮的各种操作阶段的静止构件和旋转构件的热膨胀速率对齐。热膨胀速率的对齐减小了静止构件和旋转构件之间的间隙，特别是当从一个操作阶段过渡到另一操作阶段时。间隙的减小导致沿着热气体通路的工作流体的损失的减少，从而提高性能和效率。
还应当理解，虽然被描述为与涡轮部分6相关联，但是，对流冷却系统300也可被集成到压缩机部分4中，以改进压缩机级310的间隙。还应当理解，根据示例性实施例的对流冷却系统可联接至外部换热器320和330，其流体性地连接至压缩机部分4和涡轮部分6。根据示例性实施例的一方面，外部换热器320和330也可彼此流体性地联接，以将冷却流从压缩机部分引导至涡轮部分中的对流冷却系统。根据示例性实施例的一个方面，对流冷却系统300可从压缩机部分4的上游部段(例如第六级的后部)抽取气体，传送该气体通过外部换热器320且然后压缩机部分4的壳体部分(未单独标示)到涡轮部段6上。流过压缩机部分4的气体将提高热膨胀的均匀性，由此允许设计者采用更紧密的顶端间隙公差来提高压缩机效率。一个或更多外部换热器的存在提供额外的调节至冷却流，以进一步提高关于燃气涡轮机2的间隙控制。
虽然已结合仅仅有限数量的实施例详细地描述了本发明，但是应当容易理解，本发明并不限于此类公开的实施例。而是，本发明可被修改，以包括迄今尚未描述但与本发明的精神和范围相称的任意数量的变型、改变、替换或等同布置。另外，虽然已经描述了本发明的各种实施例，但是应当理解，本发明的方面可包括所描述实施例中的仅仅一些。因此，本发明不被视为由前面的描述限制，而是仅由所附权利要求的范围限制。
Claims (10)
1. 一种燃气涡轮机，包括：
围绕所述燃气涡轮机的一部分的壳体组件；以及
布置在所述壳体组件内的对流冷却系统，所述对流冷却系统配置和设置成引导冷却流体沿第一轴向方向通过所述壳体组件以及使冷却流体沿与所述第一轴向方向相反的第二轴向方向通过所述壳体组件返回。
2. 根据权利要求1所述的燃气涡轮机，其特征在于，所述对流冷却系统包括：第一管道部件，其沿轴向延伸穿过所述壳体组件；第二管道部件，其基本平行于所述第一管道部件延伸并与所述第一管道部件间隔开；以及至少一个横流管道，其连结所述第一和第二管道部件。
3. 根据权利要求2所述的燃气涡轮机，其特征在于，所述至少一个横流管道包括流换向部件。
4. 根据权利要求3所述的燃气涡轮机，其特征在于，所述流换向部件包括曲线表面。
5. 根据权利要求2所述的燃气涡轮机，其特征在于，所述至少一个横流管道包括第一横流管道和第二横流管道，所述第一和第二横流管道中的每一个连结所述第一和第二管道部件。
6. 根据权利要求5所述的燃气涡轮机，其特征在于，还包括流体地连接所述第一和第二横流管道的跨接管道。
7. 根据权利要求1所述的燃气涡轮机，其特征在于，所述壳体组件包括外壳体部分和内壳体部分，所述对流冷却系统布置在所述内壳体部分内。
8. 根据权利要求7所述的燃气涡轮机，其特征在于，所述内壳体部分包括多个罩支撑元件，所述对流冷却系统延伸穿过所述多个罩支撑元件中的至少两个。
9. 根据权利要求1所述的燃气涡轮机，其特征在于，还包括流体地连接至所述对流冷却系统的冷却流体供给管道，所述冷却流体供给管道包括冷却流体供给阀，所述冷却流体供给阀被选择性地操作以将冷却流体传递至所述对流冷却系统。
10. 根据权利要求9所述的燃气涡轮机，其特征在于，还包括并行地联接至所述冷却流体供给阀的冷却流体供给阀旁路，所述冷却流体供给阀旁路配置和设置成在所述冷却流体供给阀关闭时允许一定量的冷却流体经过所述对流冷却系统。
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Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
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|---|---|---|---|
| CN201310157075.6A Active CN103382862B (zh) | 2012-05-01 | 2013-05-02 | 包括对流冷却系统的燃气涡轮机和方法 |
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| Country | Link |
|---|---|
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107345488A (zh) * | 2016-05-06 | 2017-11-14 | 通用电气公司 | 包括间隙控制系统的涡轮机 |
| CN110030045A (zh) * | 2018-01-12 | 2019-07-19 | 通用电气公司 | 具有环形腔的涡轮发动机 |
| CN111279053A (zh) * | 2017-10-27 | 2020-06-12 | 赛峰航空器发动机 | 用于涡轮发动机壳体的冷却管的固位装置 |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8973373B2 (en) * | 2011-10-31 | 2015-03-10 | General Electric Company | Active clearance control system and method for gas turbine |
| US9963994B2 (en) | 2014-04-08 | 2018-05-08 | General Electric Company | Method and apparatus for clearance control utilizing fuel heating |
| US10208609B2 (en) | 2014-06-09 | 2019-02-19 | General Electric Company | Turbine and methods of assembling the same |
| JP6492737B2 (ja) * | 2015-02-19 | 2019-04-03 | 中国電力株式会社 | ガスタービン、及びガスタービンの制御方法 |
| KR101991645B1 (ko) * | 2015-11-26 | 2019-06-20 | 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 | 가스 터빈, 및 그 부품 온도 조절 방법 |
| US10309246B2 (en) | 2016-06-07 | 2019-06-04 | General Electric Company | Passive clearance control system for gas turbomachine |
| US10392944B2 (en) | 2016-07-12 | 2019-08-27 | General Electric Company | Turbomachine component having impingement heat transfer feature, related turbomachine and storage medium |
| US10605093B2 (en) | 2016-07-12 | 2020-03-31 | General Electric Company | Heat transfer device and related turbine airfoil |
| JP6925862B2 (ja) | 2017-05-16 | 2021-08-25 | 三菱パワー株式会社 | ガスタービン、及び翼環部の製造方法 |
| DE102018210598A1 (de) * | 2018-06-28 | 2020-01-02 | MTU Aero Engines AG | Gehäusestruktur für eine Strömungsmaschine, Strömungsmaschine und Verfahren zum Kühlen eines Gehäuseabschnitts einer Gehäusestruktur einer Strömungsmaschine |
| US10989068B2 (en) | 2018-07-19 | 2021-04-27 | General Electric Company | Turbine shroud including plurality of cooling passages |
| US10837315B2 (en) * | 2018-10-25 | 2020-11-17 | General Electric Company | Turbine shroud including cooling passages in communication with collection plenums |
| GB2584712A (en) * | 2019-06-13 | 2020-12-16 | Rolls Royce Plc | A forced air convection apparatus and method for cooling a turbomachine |
| US10975770B1 (en) * | 2019-12-05 | 2021-04-13 | Hamilton Sundstrand Corporation | Integral engine case precooler |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4304093A (en) * | 1979-08-31 | 1981-12-08 | General Electric Company | Variable clearance control for a gas turbine engine |
| US5593278A (en) * | 1982-12-31 | 1997-01-14 | Societe National D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation S.N.E.C.M.A. | Gas turbine engine rotor blading sealing device |
| US6152685A (en) * | 1997-12-08 | 2000-11-28 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Seal active clearance control system for gas turbine stationary blade |
| US6179557B1 (en) * | 1998-07-18 | 2001-01-30 | Rolls-Royce Plc | Turbine cooling |
| US6422807B1 (en) * | 1999-04-23 | 2002-07-23 | General Electric Company | Turbine inner shell heating and cooling flow circuit |
| US20030035722A1 (en) * | 2001-08-18 | 2003-02-20 | Barrett David W. | Gas turbine structure |
| US20100247297A1 (en) * | 2009-03-26 | 2010-09-30 | Pratt & Whitney Canada Corp | Active tip clearance control arrangement for gas turbine engine |
| US20110027068A1 (en) * | 2009-07-28 | 2011-02-03 | General Electric Company | System and method for clearance control in a rotary machine |
Family Cites Families (40)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3973874A (en) | 1974-09-25 | 1976-08-10 | General Electric Company | Impingement baffle collars |
| US4363599A (en) | 1979-10-31 | 1982-12-14 | General Electric Company | Clearance control |
| US4332133A (en) | 1979-11-14 | 1982-06-01 | United Technologies Corporation | Compressor bleed system for cooling and clearance control |
| US5259730A (en) | 1991-11-04 | 1993-11-09 | General Electric Company | Impingement cooled airfoil with bonding foil insert |
| US5219268A (en) | 1992-03-06 | 1993-06-15 | General Electric Company | Gas turbine engine case thermal control flange |
| FR2695161B1 (fr) | 1992-08-26 | 1994-11-04 | Snecma | Système de refroidissement d'un compresseur de turbomachine et de contrôle des jeux. |
| US5363654A (en) | 1993-05-10 | 1994-11-15 | General Electric Company | Recuperative impingement cooling of jet engine components |
| US5591002A (en) | 1994-08-23 | 1997-01-07 | General Electric Co. | Closed or open air cooling circuits for nozzle segments with wheelspace purge |
| DE4430302A1 (de) | 1994-08-26 | 1996-02-29 | Abb Management Ag | Prallgekühltes Wandteil |
| ES2205075T3 (es) | 1996-01-12 | 2004-05-01 | The Boeing Company | Estructuras emparedadas de multiples chapas. |
| DE19823251C1 (de) | 1998-05-26 | 1999-07-08 | Siemens Ag | Verfahren und Vorrichtung zur Kühlung einer Niederdruckstufe einer Dampfturbine |
| EP1105623B1 (de) | 1998-08-18 | 2003-05-28 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinengehäuse |
| US6227800B1 (en) | 1998-11-24 | 2001-05-08 | General Electric Company | Bay cooled turbine casing |
| WO2001009553A1 (de) | 1999-08-03 | 2001-02-08 | Siemens Aktiengesellschaft | Prallkühlvorrichtung |
| EP1136651A1 (de) | 2000-03-22 | 2001-09-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Kühlsystem für eine Turbinenschaufel |
| EP1152125A1 (de) | 2000-05-05 | 2001-11-07 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren und Vorrichtung zur Kühlung eines Einström-Wellenbereichs einer Dampfturbine |
| GB0029337D0 (en) | 2000-12-01 | 2001-01-17 | Rolls Royce Plc | A seal segment for a turbine |
| US6435823B1 (en) | 2000-12-08 | 2002-08-20 | General Electric Company | Bucket tip clearance control system |
| US6428273B1 (en) | 2001-01-05 | 2002-08-06 | General Electric Company | Truncated rib turbine nozzle |
| US6554563B2 (en) | 2001-08-13 | 2003-04-29 | General Electric Company | Tangential flow baffle |
| US6779597B2 (en) | 2002-01-16 | 2004-08-24 | General Electric Company | Multiple impingement cooled structure |
| US6877952B2 (en) | 2002-09-09 | 2005-04-12 | Florida Turbine Technologies, Inc | Passive clearance control |
| GB0222352D0 (en) | 2002-09-26 | 2002-11-06 | Dorling Kevin | Turbine blade turbulator cooling design |
| US6925814B2 (en) | 2003-04-30 | 2005-08-09 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Hybrid turbine tip clearance control system |
| EP1589192A1 (de) | 2004-04-20 | 2005-10-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel mit einem Prallkühleinsatz |
| US7434402B2 (en) * | 2005-03-29 | 2008-10-14 | Siemens Power Generation, Inc. | System for actively controlling compressor clearances |
| EP1780376A1 (de) | 2005-10-31 | 2007-05-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Dampfturbine |
| EP1806476A1 (de) | 2006-01-05 | 2007-07-11 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine für ein thermisches Kraftwerk |
| JP2008038807A (ja) | 2006-08-08 | 2008-02-21 | Hitachi Ltd | ガスタービン及びトランジションピース |
| ATE459447T1 (de) | 2006-10-16 | 2010-03-15 | Siemens Ag | Turbinenschaufel für eine turbine mit einem kühlmittelkanal |
| US7798775B2 (en) | 2006-12-21 | 2010-09-21 | General Electric Company | Cantilevered nozzle with crowned flange to improve outer band low cycle fatigue |
| US7862291B2 (en) | 2007-02-08 | 2011-01-04 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component cooling scheme |
| US8127553B2 (en) | 2007-03-01 | 2012-03-06 | Solar Turbines Inc. | Zero-cross-flow impingement via an array of differing length, extended ports |
| JP4884410B2 (ja) * | 2008-03-04 | 2012-02-29 | 株式会社日立製作所 | 二軸ガスタービン |
| EP2381069B1 (en) | 2009-01-20 | 2016-03-30 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine facility |
| EP2243933A1 (en) | 2009-04-17 | 2010-10-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Part of a casing, especially of a turbo machine |
| JP5791232B2 (ja) * | 2010-02-24 | 2015-10-07 | 三菱重工航空エンジン株式会社 | 航空用ガスタービン |
| EP2410128A1 (de) | 2010-07-21 | 2012-01-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Interne Kühlung für eine Strömungsmaschine |
| US20120070302A1 (en) | 2010-09-20 | 2012-03-22 | Ching-Pang Lee | Turbine airfoil vane with an impingement insert having a plurality of impingement nozzles |
| US20120247297A1 (en) | 2011-03-30 | 2012-10-04 | Brother Kogyo Kabushiki Kaisha | Cutting apparatus and cutting control program therefor |
-
2012
- 2012-05-01 US US13/461,035 patent/US9719372B2/en active Active
-
2013
- 2013-04-26 JP JP2013093294A patent/JP6250951B2/ja active Active
- 2013-04-29 RU RU2013119494/06A patent/RU2013119494A/ru not_active Application Discontinuation
- 2013-04-30 EP EP13165921.1A patent/EP2660431B1/en active Active
- 2013-05-02 CN CN201310157075.6A patent/CN103382862B/zh active Active
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4304093A (en) * | 1979-08-31 | 1981-12-08 | General Electric Company | Variable clearance control for a gas turbine engine |
| US5593278A (en) * | 1982-12-31 | 1997-01-14 | Societe National D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation S.N.E.C.M.A. | Gas turbine engine rotor blading sealing device |
| US6152685A (en) * | 1997-12-08 | 2000-11-28 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Seal active clearance control system for gas turbine stationary blade |
| US6179557B1 (en) * | 1998-07-18 | 2001-01-30 | Rolls-Royce Plc | Turbine cooling |
| US6422807B1 (en) * | 1999-04-23 | 2002-07-23 | General Electric Company | Turbine inner shell heating and cooling flow circuit |
| US20030035722A1 (en) * | 2001-08-18 | 2003-02-20 | Barrett David W. | Gas turbine structure |
| US20100247297A1 (en) * | 2009-03-26 | 2010-09-30 | Pratt & Whitney Canada Corp | Active tip clearance control arrangement for gas turbine engine |
| US20110027068A1 (en) * | 2009-07-28 | 2011-02-03 | General Electric Company | System and method for clearance control in a rotary machine |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107345488A (zh) * | 2016-05-06 | 2017-11-14 | 通用电气公司 | 包括间隙控制系统的涡轮机 |
| CN107345488B (zh) * | 2016-05-06 | 2021-10-29 | 通用电气公司 | 包括间隙控制系统的涡轮机 |
| CN111279053A (zh) * | 2017-10-27 | 2020-06-12 | 赛峰航空器发动机 | 用于涡轮发动机壳体的冷却管的固位装置 |
| CN111279053B (zh) * | 2017-10-27 | 2022-07-12 | 赛峰航空器发动机 | 用于涡轮发动机壳体的冷却管的固位装置 |
| CN110030045A (zh) * | 2018-01-12 | 2019-07-19 | 通用电气公司 | 具有环形腔的涡轮发动机 |
| CN110030045B (zh) * | 2018-01-12 | 2022-08-16 | 通用电气公司 | 具有环形腔的涡轮发动机 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP2660431A3 (en) | 2014-06-04 |
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