CN106437869B - 第一级涡轮机叶片装置 - Google Patents

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Abstract

本公开涉及第一级涡轮机叶片装置，公开的第一级叶片装置具有第一级叶片的阵列，和用于轴向地接收燃烧器过渡件的尾端部的框架节段的阵列。第一级叶片包括延长叶片，每个延长叶片包括前区段、后缘以及在外平台和内平台之间延伸的翼型部，框架节段包括带有上水平元件、下水平元件以及竖直腹板的工字梁，竖直腹板具有下游面，当安装在燃气涡轮机中时，下游面面朝向涡轮机的第一级，其中，当沿轴向方向观察时，框架节段中的至少一个的竖直腹板的下游面与延长叶片中的至少一个的前区段至少部分地重叠。

Description

第一级涡轮机叶片装置
技术领域
本公开涉及用于接收燃烧器过渡件的第一级叶片装置，所述燃烧器过渡件在从燃烧器到涡轮机的界面处将热气体从燃烧器引导到涡轮机。
背景技术
从发电厂中的各种应用已知带有筒形燃烧器的燃气涡轮机。已知带有环管形燃烧器装置的不同燃气涡轮机。通常，多个燃烧器以环形阵列围绕涡轮机的轴线布置。热燃烧气体从每个燃烧器流动通过相应过渡件进入第一级叶片。除了相对运动之外，例如由于这些部件之间的动态脉动，过渡件和第一级叶片由不同材料制成，并且在操作期间经受不同温度，从而经历不同程度的热生长。为允许过渡件和第一级叶片的界面处的这种“失配”，已提议在涡轮机入口处支撑并引导过渡件的支撑框架。为允许过渡件和支撑框架之间的运动，US 2009/0115141 A1提出使用密封的狭槽。其教导使用其余的泄露物以冷却过渡件和支撑框架。
然而，泄露物在操作期间能够变化并且不能够被引导来有效地控制支撑框架的所有区域。因此，不能够施加有效密封并且在这种装置中能够损失大量的冷却气体。此外，燃气涡轮机的第一级的叶片直接暴露于热燃烧气体，并且其也需要相当大量的冷却气体。
需要的是一种能够提供在燃烧器和涡轮机之间具有有效过渡区域的优点的装置，而且与此同时，相比于已知技术方案，该装置应当具有减小的冷却需求。
发明内容
提出一种第一级叶片装置以便在最少使用冷却气体的情况下确保过渡件-涡轮机界面的有效冷却，所述过渡件-涡轮机界面具有用于轴向接收过渡件的尾端部的相框式容器（picture frame receptacle）。此外，提议了用以减少动力学脉动的器件。因此，增加了寿命，并且避免了由于大的冷却气体消耗导致的功率和效率损耗，以及由于不受控的冷却气体流动导致的排放增加。
本公开涉及一种从筒形燃烧器到涡轮机入口的燃烧器过渡件，其适于沿在燃气涡轮机筒形燃烧器和涡轮机的第一级之间延伸的热气体流动路径引导燃烧气体。燃烧器过渡件包括管，所述管具有适于连接到筒形燃烧器的在上游端部处的入口，和适于连接到涡轮机的第一级的在下游端部处的出口。通常，每个出口插入由框架节段形成的相框式容器内。下游端部包括燃烧器过渡壁，通常是外壁、内壁以及两个燃烧器过渡侧壁。
燃烧器过渡件的入口通常具有与筒形燃烧器的横截面相同的横截面，过渡件附接到该筒形燃烧器。这些能够例如是圆形、椭圆形或矩形横截面。出口通常具有环形部的节段的形式。安装在燃气涡轮机中的多个燃烧器过渡件形成用于引导热气体流入涡轮机内的环形部。
本发明的一个目标在于提供一种具有第一级叶片的阵列和多个框架节段的第一级叶片装置，其中所述装置的设计允许减少冷却叶片和框架节段所需的冷却流体的总量。
本发明的另一目标在于提供一种第一级叶片装置，其能够减少或消除燃烧器的筒之间的热声学连通。
本发明的以上和其它目标由具有第一级叶片的阵列和用于轴向接收燃烧器过渡件的尾端部的框架节段的阵列的第一级叶片装置来实现。所述第一级叶片包括多个延长叶片，每个延长叶片包括前区段、后缘以及在外平台和内平台之间延伸的翼型部；所述框架节段包括工字梁，所述工字梁带有上水平元件、下水平元件以及竖直腹板，所述竖直腹板具有下游面，当安装在燃气涡轮机中时，所述下游面面向涡轮机的第一级，其中，当沿轴向方向观察时，所述框架节段中的至少一个的竖直腹板的下游面与所述延长叶片中的至少一个的前区段至少部分地重叠。
使框架节段的工字梁和延长叶片的前区段彼此接近，保护所述叶片的前区段不受热燃烧器气体损伤，并且需要更少的冷却空气来冷却所述前区段。同时，以这种方式节省的冷却空气能够用于冷却工字梁，所述叶片的前区段额外地保护该工字梁不受热气体损伤。因此，总体上地减少了冷却空气或冷却流体的总量。
根据一个实施例，当沿轴向方向观察时，每一个框架节段的竖直腹板的下游面与延长叶片中的一个的前区段至少部分地重叠。根据一个优选实施例，竖直腹板的数量等于延长叶片的数量。
根据另一优选实施例，第一级叶片装置还包括多个非延长叶片，其中，每个非延长叶片包括前区段、后缘以及在外平台和内平台之间延伸的翼型部。所述非延长叶片中的至少一个定位在两个延长叶片之间。在另一优选实施例中，每一对所述延长叶片之间存在两个非延长叶片。
根据又一实施例，延长叶片的前区段和非延长叶片的前区段包括冷却器件，优选地冷却孔。所述非延长叶片使用冷却器件以冷却其暴露于热燃烧气体的前区段，同时所述延长叶片也使用冷却器件来冷却其面向的节段的工字梁。
在另一优选实施例中，从延长叶片的前区段到内平台的边缘的第一距离N1对于所有延长叶片而言是相等的。此外，从非延长叶片的前区段到内平台的边缘的第二距离N2对于所有非延长叶片而言是相等的。优选地，所述第一距离N1小于所述第二距离N2。
根据另一优选实施例，延长叶片中的至少一个的前区段是实质上平坦的。此外，延长叶片中的至少一个的前区段也可以是平坦的并且平行于至少一个竖直腹板的下游面。
根据又一实施例，延长叶片和非延长叶片具有弯曲的前区段。延长叶片中的至少一个的前区段的曲率半径大于非延长叶片的前区段的曲率半径。
根据另一实施例，延长叶片中的至少一个的前区段不接触框架节段。在一个实施例中，延长叶片中的至少一个的前区段和竖直腹板的下游面之间的轴向距离L在N1和N2之间。在另一优选实施例中，延长叶片中的至少一个的前区段和竖直腹板的下游面之间的轴向距离L小于下游面处竖直腹板的最小厚度。
根据又一实施例，节段中的至少一个的竖直腹板沿轴向方向延伸超过内平台的边缘。优选地，延长叶片中的至少一个的前区段具有凸形状，并且竖直腹板中的至少一个的下游面具有凹形状。
进一步地，本公开的目标在于一种包括这种第一级装置的燃气涡轮机。所提议的燃气涡轮机具有至少一个压缩机、至少一个涡轮，以及带有过渡件的至少一个筒形燃烧器以及根据本公开的第一级叶片装置。
最后，本申请还公开了一种用于冷却根据本公开的第一叶片装置的框架节段的方法。所述方法包括以下步骤：向延长叶片的内部供应冷却流体；以及将所述冷却流体引导至所述延长叶片的前区段。冷却流体从所述延长叶片的前区段喷入竖直腹板和延长叶片之间的间隙。
上文所描述的燃烧器过渡件、筒形燃烧器以及燃气涡轮机能够是如已知于例如EP0 620 363 B1或EP 0 718 470 A2的单一燃烧燃气涡轮机或顺序燃烧燃气涡轮机。其还能够是带有在WO 2012/136787中所描述的燃烧器装置中的一者的燃气涡轮机的燃烧器过渡件。
附图说明
本发明、其本质以及其优点将在附图的辅助下在下文更详细地描述。参考附图：
图1a示出根据本发明的燃气涡轮机的示例。
图1b示出带有来自图1a的燃气涡轮机的燃烧器过渡件的涡轮机入口的横截面b-b。
图2示出用于接收图1b中所示的过渡件的尾端部的框架节段的环形装置的示例。
图3示出插入有两个过渡件的框架节段的示例。
图4示出图3的框架节段的示例的透视图。
图5是根据本发明的一个筒形燃烧器、过渡件以及第一级装置的一部分的轴向截面视图。
图6是根据本发明的第一级叶片装置的实施例的部分放大的横截面视图。
图7是根据本发明的第一级叶片装置的另一实施例的部分放大的横截面视图。
图8是包括根据本发明的第一级装置的燃气涡轮机的一部分的截面视图。
图9是根据本发明的第一级叶片装置的实施例的部分放大的横截面视图。
具体实施方式
相同的或功能上等同的元件在下文设有相同的标记。示例不构成就这些装置对本发明的任何限制。
图1a中示出示例性装置。燃气涡轮机9供应有压缩机入口气体7。在燃气涡轮机9中，压缩机1之后是包括多个筒形燃烧器2的燃烧室。热燃烧气体经由多个燃烧器过渡件24馈送入涡轮机3内。筒形燃烧器2和燃烧器过渡件24形成导向涡轮机3的热气体流动路径15。燃烧器过渡件24将燃烧室的筒形燃烧器2与涡轮机3的第一级叶片10连接。
冷却气体5、6从压缩机1分流以冷却涡轮机3、燃烧器2（未示出）以及框架节段（在图1a和图1b中未示出）。在该示例中，指示用于高压冷却气体6和低压冷却气体5的冷却系统。
排出气体8离开涡轮机3。排出气体8通常用在热回收蒸汽发生器中以生成用于热电联产或用于组合循环（未示出）中的水蒸汽循环的蒸汽。
图1b中示出燃气涡轮机9的燃烧器过渡件24的横截面b-b。燃烧器过渡件24将热气体从筒形燃烧器2引导至涡轮机3，并且布置成在涡轮机入口处形成环形热气体管。
图2示出用于接收燃烧器过渡件24的尾端部的框架节段12的环形装置的示例。框架节段12的相邻对形成相框式容器17，其能够接收燃烧器过渡件（未示出）的尾端部或出口。
图3示出框架节段12的示例的透视图，其中插入有两个燃烧器过渡件24。燃烧器过渡件24由燃烧器过渡壁11限定，燃烧器过渡壁11是热气体流动路径15的边界。框架节段12由竖直腹板22组成，并且其中当安装在燃气涡轮机中时，上水平元件20设置成在竖直腹板22的径向外侧，且下水平元件21设置成在竖直腹板22的径向内侧。框架节段12包括用于固定到叶片承载件的两个耳部25。它们从上水平元件20沿径向方向延伸。竖直腹板22具有下游面27。燃烧器过渡件24在下游面27的两侧上沿流动方向开放。密封件35可以设置在燃烧器过渡壁11的外侧和接收框架节段12之间。通常用冷却气体加压燃烧器过渡壁11和接收框架节段12之间的间隙。密封件35防止冷却气体通过该间隙进入热气体流动路径15的不必要的损耗。图4示出图3的框架节段12的示例的另一透视图；其示出带有面向沿热气体流动路径的方向的下游面27的竖直腹板22。
图5示出根据本发明的一个筒形燃烧器、过渡件以及第一级装置的一部分的截面视图。在燃烧器过渡件24的出口处，每个燃烧器过渡件的横截面具有环形部的部段的几何形状，所述环形部在涡轮机入口处形成热气体流动路径15。热气体流动路径15继续进入涡轮机3的第一级叶片10之间的空间内。内平台14和外平台13在涡轮机入口中限定热气体流动路径15。涡轮机叶片10的翼型部在叶片10的内平台14和外平台13之间沿径向方向延伸，并且沿周向方向至少部分地划分热气体流动路径15。在涡轮机的出口（也称为尾端部）处，框架节段12支撑过渡件24由将其保持在恰当位置。框架节段12和第一级叶片10由叶片承载件16支撑并固定到叶片承载件16。能够将高压冷却气体供应到框架节段12和第一级叶片10。
图6示出根据本发明的第一级叶片装置的实施例的部分放大的横截面视图。框架节段12的相邻对形成相框式容器17，其能够接收燃烧器过渡件的尾端部或出口。在燃气涡轮机的操作期间，腹板22的下游面27暴露于热气体15。在图6中所示的该示例中，该装置具有多个延长叶片40（在该情况下示出三个）。每个延长叶片40包括前区段41、后缘42以及翼型部44。前区段41连接延长叶片41的压力和吸入侧。总体地，前区段能够具有平坦的或弯曲的形状。如已在图5中示出的那样，翼型部44在外平台13和内平台14之间延伸。术语“延长”用于强调叶片的形状，原因在于相比于标准的第一排叶片，延长叶片40的上游部分是延长的。延长叶片的上游部分优选地是笔直的并且彼此平行。该装置还包括多个框架节段12，其中每个框架节段12包括带有上水平元件20、下水平元件21以及竖直腹板22的工字梁。竖直腹板22具有下游面27，当安装在燃气涡轮机9中时，其面向涡轮机的第一级。图6是示出具有厚度T的竖直腹板22的横截面的横截面。根据本发明的优选实施例，当沿轴向方向上观察时，框架节段12的竖直腹板22的下游面27与延长叶片40重叠。通过重叠，这意味着下游面27和竖直腹板沿轴向方向具有共同平面。图6示出当沿轴向方向观察时，延长叶片40和下游面27完全重叠的示例。然而，其还可以仅部分地彼此重叠。在优选实施例中，当沿轴向方向观察时，延长叶片40的每一个与腹板22中的一个的对应下游面27重叠。在优选实施例中，延长叶片40的数量等于腹板22的数量。
在操作中，将冷却流体43供应到延长叶片40的内部腔。在一个实施例中，冷却流体43是空气。由于前区段41未直接暴露于热气体流动15，故冷却流体43也能够用于冷却腹板12的下游面27。为促进冷却，延长叶片可以具有冷却器件，优选地在前区段41中的冷却孔。以这种方式，减少了用于叶片40和节段12的冷却空气的量。在优选实施例中，对于每个节段12而言，存在一个延长叶片40。
从前区段41到下游面27的轴向距离（L）可以变化。在根据本发明的一个优选实施例中，前区段41定位在内平台14的边缘45处。在一个优选实施例中，轴向距离（L）可以小于下游面27处腹板22的最小厚度（T）。轴向距离L越接近，相邻筒之间的间隙越小，这能够显著地减少或消除筒之间的热声学连通。在优选实施例中，延长叶片40中的至少一个的前区段41不接触框架节段12，即，轴向距离（L）大于零。
图7示出根据本发明的第一级叶片装置的另一优选实施例的部分放大的横截面视图。延长叶片的构造相似于图6中所示的构造。与图6中所示的第一实施例不同，该实施例还包括多个非延长叶片50。每个非延长叶片50包括前区段51、后缘52以及在外平台13和内平台14之间延伸的翼型部53。非延长叶片50中的至少一个定位在两个延长叶片40之间。术语“非延长”用于强调这些叶片具有在燃气涡轮机的第一叶片排中所使用的标准叶片形状。非延长叶片直接暴露于热燃烧气体15，并且其不促成节段12的工字梁的冷却。然而，它们具有其引导热燃烧气体的原始功能。后缘52和42的形状优选地相似，以保持燃烧气体的流动方向不改变。从延长叶片40的前区段41到内平台14的边缘45的第一距离N1对于所有延长叶片40优选地相等。相似地，从非延长叶片50的前区段51到内平台14的边缘45的第二距离N2对于所有非延长叶片50相等。优选地，如图7中所示，从非延长叶片50的前区段到内平台14的边缘45的第二距离N2大于从延长叶片40的前区段到内平台14的边缘45的第一距离N1。从图7中清晰可见的是，当沿轴向方向观察时，下游面27不与非延长叶片50的前区段51重叠。
图8示出包括根据本发明的第一级装置的燃气涡轮机的一部分的部分放大的横截面视图。在根据本发明的该实施例中，两个延长叶片40之间存在两个非延长叶片50。总体地，非延长叶片的数量取决于燃气涡轮机设计，并且该数量不由所示实施例限制。
图9示出根据本发明的一个实施例的第一级叶片装置的实施例的部分放大的横截面视图。在根据本发明的该实施例中，节段12中的至少一个的竖直腹板22沿轴向方向延伸超过内平台14的边缘45。图9示出非延长叶片40和延长叶片是实质上相似的叶片的示例。在优选实施例中，延长叶片40的前区段具有凸形状并且竖直腹板22的下游面27具有凹形状。其它组合也是可能的。例如，延长叶片40的前区段41和/或竖直腹板的下游面27可以是平坦的。为了将热气体流动路径15分成声学上去耦（decouple）的区段，腹板22到达涡轮机3的上游端部，延伸进入由内平台14和外平台13限定的空间中。在这种情况中，腹板22在延长叶片40的前区段的上游终止。竖直腹板22能够是中空的，其包括谐振器容积，该谐振器容积能够用于装纳亥姆霍兹（Helmholtz）阻尼器。因此，相邻燃烧器的分离能够通过用亥姆霍兹阻尼器减震以及通过至少部分地阻挡两个相邻燃烧器之间的流体连接的结合来实现。通常地，延长叶片40和腹板22不应彼此碰触，以避免零件的机械损坏。
应当显而易见的是，前述仅涉及本发明的优选实施例，并且本领域技术人员在不偏离由以下权利要求所限定的本发明的大体精神和范围的情况下可以在本文中做出许多改变和修改。
附图标记列表
1 压缩机
2 筒形燃烧器
3 涡轮机
4 发生器
5 低压冷却气体
6 高压冷却气体
7 环境空气
8 排出气体
9 燃气涡轮机
10 叶片
11 燃烧器过渡壁
12 框架节段
13 外平台
14 内平台
15 热气体流动路径
16 叶片承载件
17 相框式容器
20 上水平元件
21 下水平元件
22 竖直腹板
24 燃烧器过渡件
25固定部
27 竖直腹板的下游面
35 密封件
40 延长叶片
41 前区段
42 后缘
43 冷却流体
44 翼型部
45 内平台的边缘
50 非延长叶片
51 前区段
52 后边缘
53 翼型部

Claims (13)

1.一种第一级叶片装置，其具有第一级叶片（10）的阵列，和用于轴向地接收燃烧器过渡件（24）的尾端部的框架节段（12）的阵列，
所述第一级叶片（10）包括延长叶片（40），每个延长叶片（40）包括前区段（41）、后缘（42）以及在外平台（13）和内平台（14）之间延伸的翼型部（44），
所述框架节段（12）包括工字梁，所述工字梁带有上水平元件（20）、下水平元件（21）以及竖直腹板（22），所述竖直腹板（22）具有下游面（27），当安装在燃气涡轮机（9）中时，所述下游面（27）面朝向涡轮机的第一级，
其中，当沿轴向方向观察时，至少一个所述框架节段（12）的所述竖直腹板（22）的所述下游面（27）与至少一个所述延长叶片（40）的前区段（41）至少部分地重叠，
还包括多个非延长叶片（50），每个非延长叶片（50）包括前区段（51）、后缘（52）以及在外平台（13）和内平台（14）之间延伸的翼型部（53），其中，至少一个所述非延长叶片（50）定位在两个延长叶片（40）之间，
其中，从所述非延长叶片（50）的前区段（51）到所述内平台（14）的边缘（45）的第二轴向距离（N2）大于从所述延长叶片（40）的前区段（41）到所述内平台（14）的边缘（45）的第一轴向距离（N1）。
2.如权利要求1所述的第一级叶片装置，其中，当沿轴向方向观察时，每一个所述框架节段（12）的所述竖直腹板（22）的所述下游面（27）与所述延长叶片（40）中的一个的前区段（41）至少部分地重叠。
3.如权利要求1或2所述的第一级叶片装置，其中，所述竖直腹板（22）的数量等于所述延长叶片（40）的数量。
4.如权利要求1或2所述的第一级叶片装置，其中，所述延长叶片（40）的前区段（41）包括冷却器件。
5.如权利要求1或2所述的第一级叶片装置，其中，所述第一轴向距离（N1）对于所有延长叶片（40）而言相等，和/或其中，所述第二轴向距离（N2）对于所有非延长叶片（50）而言相等。
6.如权利要求1或2所述的第一级叶片装置，其中，至少一个所述延长叶片（40）的前区段（41）是实质上平坦的并且平行于至少一个所述竖直腹板（22）的下游面（27）。
7.如权利要求1或2所述的第一级叶片装置，其中，至少一个所述延长叶片（40）的前区段（41）的曲率半径大于所述非延长叶片（50）的前区段（51）的曲率半径。
8.如权利要求1或2所述的第一级叶片装置，其中，至少一个所述延长叶片（40）的前区段（41）和所述竖直腹板（22）的所述下游面（27）之间的轴向距离（L）在所述第一轴向距离（N1）和所述第二轴向距离（N2）之间。
9.如权利要求1或2所述的第一级叶片装置，其中，至少一个所述延长叶片（40）的前区段（41）和所述竖直腹板（22）的所述下游面（27）之间的轴向距离（L）小于所述下游面（27）处所述竖直腹板（22）的最小厚度（T）。
10.如权利要求中1或2所述的第一级叶片装置，其中，至少一个所述框架节段（12）的所述竖直腹板（22）沿轴向方向延伸超过所述内平台（14）的边缘（45）。
11.如权利要求1或2所述的第一级叶片装置，其中，至少一个所述延长叶片（40）的前区段（41）具有凸形状，并且至少一个所述竖直腹板（22）的所述下游面（27）具有凹形状。
12.一种燃气涡轮机（9），其带有至少一个压缩机（1）、至少一个涡轮机（3）以及带有燃烧器过渡件（24）的至少一个燃烧室-，其特征在于，其包括如权利要求1到11中的任一项所述的第一级叶片装置。
13.一种用于冷却如权利要求1到11中的任一项所述的第一级叶片装置的框架节段（12）的方法，所述方法包括以下步骤：向所述延长叶片（40）的内部供应冷却流体（43）；将所述冷却流体（43）引导至所述延长叶片（40）的前区段（41）；以及将所述冷却流体（43）喷入所述竖直腹板（22）和所述延长叶片（40）之间的间隙。
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Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10837299B2 (en) * 2017-03-07 2020-11-17 General Electric Company System and method for transition piece seal
WO2019003724A1 (ja) * 2017-06-29 2019-01-03 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービンの１段静翼、ガスタービン、ガスタービンの静翼ユニット及び燃焼器アセンブリ
JP6934350B2 (ja) * 2017-08-03 2021-09-15 三菱パワー株式会社 ガスタービン
JP6917278B2 (ja) * 2017-11-14 2021-08-11 三菱パワー株式会社 ガスタービンの環状シール及びガスタービン
CN110529250B (zh) * 2018-05-23 2022-08-02 通用电气公司 燃气涡轮发动机
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
JP7150534B2 (ja) * 2018-09-13 2022-10-11 三菱重工業株式会社 ガスタービンの１段静翼及びガスタービン
JP7154984B2 (ja) * 2018-12-11 2022-10-18 三菱重工業株式会社 タービン静翼及びガスタービン
US11933223B2 (en) * 2019-04-18 2024-03-19 Rtx Corporation Integrated additive fuel injectors for attritable engines
CN112984560B (zh) * 2021-04-20 2021-10-26 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 燃气轮机、燃烧室和过渡段

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1903184A2 (en) * 2006-09-21 2008-03-26 Siemens Power Generation, Inc. Combustion transition duct providing stage 1 tangential turning for turbine engines
CN102119268A (zh) * 2008-08-12 2011-07-06 西门子能源公司 燃气轮机中使用的具有带排气口的线性流动路径的过渡件
CN102686949A (zh) * 2009-12-07 2012-09-19 三菱重工业株式会社 燃烧器与涡轮部的连通结构及燃气轮机

Family Cites Families (43)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2743579A (en) * 1950-11-02 1956-05-01 Gen Motors Corp Gas turbine engine with turbine nozzle cooled by combustion chamber jacket air
FR1126424A (fr) * 1954-03-02 1956-11-22 Bristol Aeroplane Co Ltd Perfectionnements aux tubes de flamme destinés aux appareils de combustion de turbines à gaz
US3018624A (en) * 1954-03-02 1962-01-30 Bristol Siddeley Engines Ltd Flame tubes for use in combustion systems of gas turbine engines
US4016718A (en) * 1975-07-21 1977-04-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine having an improved transition duct support
JPS62121835A (ja) * 1985-11-21 1987-06-03 Agency Of Ind Science & Technol 高温空冷ガスタ−ビン
US5402631A (en) 1991-05-10 1995-04-04 Praxair Technology, Inc. Integration of combustor-turbine units and integral-gear pressure processors
DE4446610A1 (de) 1994-12-24 1996-06-27 Abb Management Ag Verfahren zum Betrieb einer Gasturbogruppe
US6162014A (en) * 1998-09-22 2000-12-19 General Electric Company Turbine spline seal and turbine assembly containing such spline seal
JP2001289003A (ja) * 2000-04-04 2001-10-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンの冷却構造
US6840048B2 (en) * 2002-09-26 2005-01-11 General Electric Company Dynamically uncoupled can combustor
GB0323909D0 (en) * 2003-10-11 2003-11-12 Rolls Royce Plc Turbine blades
US7721547B2 (en) * 2005-06-27 2010-05-25 Siemens Energy, Inc. Combustion transition duct providing stage 1 tangential turning for turbine engines
US7930891B1 (en) * 2007-05-10 2011-04-26 Florida Turbine Technologies, Inc. Transition duct with integral guide vanes
US20090115141A1 (en) 2007-11-07 2009-05-07 General Electric Company Stage one nozzle to transition piece seal
JP2009197650A (ja) * 2008-02-20 2009-09-03 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
US8118549B2 (en) * 2008-08-26 2012-02-21 Siemens Energy, Inc. Gas turbine transition duct apparatus
US8142142B2 (en) * 2008-09-05 2012-03-27 Siemens Energy, Inc. Turbine transition duct apparatus
US9822649B2 (en) * 2008-11-12 2017-11-21 General Electric Company Integrated combustor and stage 1 nozzle in a gas turbine and method
US8087253B2 (en) * 2008-11-20 2012-01-03 General Electric Company Methods, apparatus and systems concerning the circumferential clocking of turbine airfoils in relation to combustor cans and the flow of cooling air through the turbine hot gas flowpath
JP5180807B2 (ja) * 2008-12-24 2013-04-10 三菱重工業株式会社 １段静翼の冷却構造、及びガスタービン
US8082739B2 (en) * 2010-04-12 2011-12-27 General Electric Company Combustor exit temperature profile control via fuel staging and related method
US8398090B2 (en) * 2010-06-09 2013-03-19 General Electric Company Spring loaded seal assembly for turbines
US8225614B2 (en) * 2010-10-07 2012-07-24 General Electric Company Shim for sealing transition pieces
US20130291548A1 (en) * 2011-02-28 2013-11-07 General Electric Company Combustor mixing joint and methods of improving durability of a first stage bucket of a turbine
US9255484B2 (en) * 2011-03-16 2016-02-09 General Electric Company Aft frame and method for cooling aft frame
CH704829A2 (de) 2011-04-08 2012-11-15 Alstom Technology Ltd Gasturbogruppe und zugehöriges Betriebsverfahren.
US8562000B2 (en) * 2011-05-20 2013-10-22 Siemens Energy, Inc. Turbine combustion system transition piece side seals
JP5848074B2 (ja) * 2011-09-16 2016-01-27 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン、尾筒及び燃焼器
US8974179B2 (en) * 2011-11-09 2015-03-10 General Electric Company Convolution seal for transition duct in turbine system
US20130236301A1 (en) * 2012-03-09 2013-09-12 General Electric Company Apparatus And System For Directing Hot Gas
US9010122B2 (en) * 2012-07-27 2015-04-21 United Technologies Corporation Turbine engine combustor and stator vane assembly
EP2725196A1 (en) * 2012-10-24 2014-04-30 Alstom Technology Ltd Combustor transition
EP2725197A1 (en) * 2012-10-24 2014-04-30 Alstom Technology Ltd Combustor transition
US20140245746A1 (en) * 2013-03-04 2014-09-04 General Electric Company Combustion arrangement and method of reducing pressure fluctuations of a combustion arrangement
US20140260318A1 (en) * 2013-03-18 2014-09-18 General Electric Company Side seal slot for a combustion liner
US9593585B2 (en) * 2013-10-15 2017-03-14 Siemens Aktiengesellschaft Seal assembly for a gap between outlet portions of adjacent transition ducts in a gas turbine engine
US9528383B2 (en) * 2013-12-31 2016-12-27 General Electric Company System for sealing between combustors and turbine of gas turbine engine
DE112015003797B4 (de) * 2014-08-19 2022-08-18 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gasturbine
JP6545257B2 (ja) * 2014-09-05 2019-07-17 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ トランジション−タービンシールアセンブリ
JP6498290B2 (ja) * 2014-11-18 2019-04-10 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ インサートを備えるトランジションダクト出口フレーム
EP3026218B1 (en) * 2014-11-27 2017-06-14 Ansaldo Energia Switzerland AG First stage turbine vane arrangement
EP3026219B1 (en) * 2014-11-27 2017-07-26 Ansaldo Energia Switzerland AG Support segment for a transition piece between combustor and turbine
US9829106B2 (en) * 2015-07-29 2017-11-28 Siemens Energy, Inc. Sealing arrangement for gas turbine transition pieces

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1903184A2 (en) * 2006-09-21 2008-03-26 Siemens Power Generation, Inc. Combustion transition duct providing stage 1 tangential turning for turbine engines
CN102119268A (zh) * 2008-08-12 2011-07-06 西门子能源公司 燃气轮机中使用的具有带排气口的线性流动路径的过渡件
CN102686949A (zh) * 2009-12-07 2012-09-19 三菱重工业株式会社 燃烧器与涡轮部的连通结构及燃气轮机

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