CN106922157B - 具有插入件的过渡件导管出口框架 - Google Patents

具有插入件的过渡件导管出口框架 Download PDF

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Abstract

公开了用于支撑过渡件导管（12）的过渡件导管出口框架（10），所述过渡件导管（12）在燃气涡轮发动机（18）中从燃烧器（14）向下游延伸到涡轮机组件（16）并包括配置成减少在燃气涡轮发动机（18）操作期间产生的热扭变的一个或更多个过渡件导管出口框架插入件（20）。过渡件导管出口框架（10）由一个或更多个过渡件导管出口框架本体（22）形成。过渡件导管出口框架本体（22）由具有第一热膨胀系数的第一材料形成。过渡件导管出口框架插入件（20）形成过渡件导管出口框架本体的至少一部分。过渡件导管出口框架插入件（20）由具有与第一材料（24）的第一热膨胀系数不同的第二热膨胀系数的第二材料（26）形成，从而在燃气涡轮发动机（18）的操作期间减少过渡件导管出口框架本体（22）内的扭变。

Description

具有插入件的过渡件导管出口框架
技术领域
本发明总体涉及燃烧涡轮发动机，且更具体地涉及用于将燃烧器排气流从燃烧器运送到燃烧涡轮发动机的涡轮机组件的过渡件导管。
背景技术
典型地，燃气涡轮发动机包括用于压缩空气的压缩机、用于将已压缩空气与燃料混合并点火混合物的燃烧器和用于产生动力的涡轮机叶片组件。过渡件导管在燃烧器和涡轮机叶片组件之间延伸，从而引导燃烧器气体通过涡轮机叶片组件来将旋转运动传递到涡轮机叶片组件的转子上。传统的过渡件导管典型地由强制通风装置形成，所述强制通风装置在出口处需要来自更刚性安装支撑结构的支撑，所述更刚性安装支撑结构焊接到强制通风装置。刚性支撑结构用于将过渡件组件附接到涡轮机入口。此种刚性支撑结构还用于支撑出口密封件，所述出口密封件用于防止冷压缩空气直接进入涡轮机中。
在操作期间，燃气涡轮发动机在高温下操作并将过渡件导管暴露给热燃烧气体。因此，过渡件出口框架的底部轨道由于热膨胀可能起皱。此外，上部轨道由于热膨胀可能变平（flatten）。因此，存在在涡轮发动机的操作期间更合适地处理热膨胀的过渡件出口框架的需求。
发明内容
公开了一种用于支撑过渡件的过渡件出口框架，所述过渡件在涡轮发动机中从燃烧器向下游延伸到涡轮机组件并包括一个或更多个过渡件出口框架插入件，所述一个或更多个过渡件出口框架插入件配置成减少在涡轮发动机的操作期间产生的热扭变。过渡件出口框架可以由一个或更多个过渡件出口框架本体形成。过渡件出口框架本体可以由具有第一热膨胀系数的第一材料形成。过渡件出口框架插入件可以形成过渡件出口框架本体的至少一部分。过渡件出口框架插入件可以由具有第二热膨胀系数的第二材料形成，所述第二热膨胀系数与第一材料的第一热膨胀系数不同，从而在涡轮发动机的操作期间减少过渡件出口框架本体内的扭变。
在至少一个实施例中，用于在涡轮发动机中支撑过渡件的过渡件出口框架可以包括一个或更多个过渡件出口框架本体，所述一个或更多个过渡件出口框架本体具有至少一个过渡件导管本体接收器，用于接收一个或更多个过渡件导管本体的下游端部。过渡件出口框架本体可以由具有第一热膨胀系数的第一材料形成，一个或更多个过渡件出口框架插入件形成过渡件出口框架本体的至少一部分。过渡件出口框架插入件可以由具有第二热膨胀系数的第二材料形成，所述第二热膨胀系数与第一材料的第一热膨胀系数不同，从而在涡轮发动机的操作期间减少过渡件出口框架本体内的扭变。
在至少一个实施例中，过渡件出口框架插入件可以由周向弯曲本体形成，所述周向弯曲本体用于形成过渡件出口框架本体的径向内部支撑梁的至少一部分。过渡件出口框架插入件可以由周向弯曲本体形成，所述周向弯曲本体用于形成过渡件出口框架本体的径向内部支撑梁的至少一部分，从而过渡件出口框架插入件从过渡件出口框架本体的第一侧边缘延伸至过渡件出口框架本体的第二侧边缘。过渡件出口框架插入件可以相对于过渡件出口框架本体的径向延伸中心线对中。过渡件出口框架插入件可以由多个过渡件出口框架插入件形成，所述多个过渡件出口框架插入件中的每个由周向弯曲本体形成，所述周向弯曲本体用于形成过渡件出口框架本体的径向内部支撑梁的至少一部分。第一过渡件出口框架插入件可以被定位在径向内部支撑梁的左侧半部中，第二过渡件出口框架插入件可以被定位在径向内部支撑梁的右侧半部中。
在至少一个实施例中，过渡件出口框架插入件可以由周向弯曲本体形成，所述周向弯曲本体用于形成过渡件出口框架本体的径向外部支撑梁的至少一部分。过渡件出口框架插入件可以形成在其中具有一个或更多个连接孔的一个或更多个连接臂。在至少一个过渡件出口框架插入件形成在其中具有至少一个连接孔的至少一个连接臂的情况下，过渡件出口框架本体可以由径向向外延伸的第一和第二连接臂形成。在至少一个实施例中，过渡件出口框架插入件可以被定位在第一和第二连接臂之间。在另一个实施例中，过渡件出口框架插入件可以形成过渡件出口框架本体的整个径向外部支撑梁。过渡件出口框架插入件包括从其径向向外延伸的多个连接臂。在至少一个实施例中，多个连接臂中的每个在其中具有至少一个连接孔。连接臂可以由两个大体相对的侧边和径向向外的末端形成。
本发明的优点是通过使用具有第二热膨胀系数的第二材料来形成过渡件出口框架插入件，所述第二热膨胀系数与第一材料的第一热膨胀系数不同，过渡件出口框架插入件可以减少径向内部支撑梁的起皱并减少过渡件出口框架的径向外部支撑梁的变平。
在下文中更详细地描述这些和其它实施例。
附图说明
包含在说明书中并形成说明书一部分的附图示出了目前公开的发明的实施例，并与说明书一起，公开了本发明的原理。
图1是包括过渡件出口框架的燃气涡轮发动机的透视图，所述过渡件出口框架支撑从燃烧器向下游延伸到涡轮机组件的过渡件。
图2是从燃烧器向下游延伸到涡轮机组件的过渡件的部分横截面侧视图，因此过渡件由过渡件出口框架支撑。
图3是包括过渡件出口框架插入件的过渡件出口框架的实施例的端部视图，所述过渡件出口框架插入件定位在过渡件出口框架的径向内部支撑梁中并从第一侧边缘延伸到第二侧边缘。
图4是包括过渡件出口框架插入件的过渡件出口框架的另一实施例的端部视图，所述过渡件出口框架插入件定位在过渡件出口框架的径向内部支撑梁中。
图5是包括多个过渡件出口框架插入件的过渡件出口框架的又一实施例的端部视图，所述多个过渡件出口框架插入件定位在过渡件出口框架的径向内部支撑梁中。
图6是包括过渡件出口框架插入件的过渡件出口框架的另一实施例的端部视图，所述过渡件出口框架插入件定位在过渡件出口框架的径向外部支撑梁中。
图7是包括过渡件出口框架插入件的过渡件出口框架的又一实施例的端部视图，所述过渡件出口框架插入件定位在过渡件出口框架的径向外部支撑梁中，其从第一侧边缘延伸到第二侧边缘并形成多个连接臂。
图8是过渡件出口框架的另一实施例的端部视图，所述过渡件出口框架包括定位在过渡件出口框架的径向外部支撑梁中的过渡件出口框架插入件和定位在过渡件出口框架的径向内部支撑梁中的过渡件出口框架插入件。
图9是包括过渡件出口框架插入件的过渡件出口框架的又一实施例的端部视图，所述过渡件出口框架插入件形成出口框架的径向外部部分。
具体实施方式
如图1-9中所示，公开了一种用于支撑过渡件12的过渡件出口框架10，所述过渡件12在涡轮发动机18中从燃烧器14向下游延伸到涡轮机组件16并包括一个或更多个过渡件出口框架插入件20，所述一个或更多个过渡件出口框架插入件20配置成减少在涡轮发动机18的操作期间产生的热扭变。过渡件出口框架10可以由一个或更多个过渡件出口框架本体22形成。过渡件出口框架本体22可以由具有第一热膨胀系数的第一材料24形成。过渡件出口框架插入件20可以形成过渡件出口框架本体22的至少一部分。过渡件出口框架插入件20可以由具有第二热膨胀系数的第二材料26形成，所述第二热膨胀系数与第一材料24的第一热膨胀系数不同，从而在涡轮发动机18的操作期间减少过渡件出口框架本体22内的扭变。
在至少一个实施例中，用于在涡轮发动机18中支撑过渡件12的过渡件出口框架10可以由一个或更多个过渡件出口框架本体22形成，所述一个或更多个过渡件出口框架本体22具有一个或更多个过渡件导管本体接收器28，用于接收一个或更多个过渡件导管本体32的下游端部30。过渡件出口框架本体22可以由具有第一热膨胀系数的第一材料24形成。第一材料24可以但不限于是INCO617、Hast-x或其它镍基合金。过渡件出口框架插入件20可以形成过渡件出口框架22的至少一部分。过渡件出口框架插入件20可以由具有第二热膨胀系数的第二材料26形成，所述第二热膨胀系数与第一材料24的第一热膨胀系数不同，从而在涡轮发动机18的操作期间减少过渡件出口框架本体22内的扭变。通过使用具有第二热膨胀系数的第二材料26来形成过渡件出口框架插入件20，所述第二热膨胀系数与第一材料24的第一热膨胀系数不同，过渡件出口框架插入件20可以减少径向内部支撑梁32的起皱并减少过渡件出口框架10的径向外部支撑梁34的变平。第二材料26可以但不限于是不锈钢或具有比第一材料更高的热膨胀系数的材料。
如图3-5中所示，过渡件出口框架插入件20可以由周向弯曲本体36形成，所述周向弯曲本体36用于形成过渡件出口框架本体22的径向内部支撑梁32的至少一部分。如图3中所示，过渡件出口框架插入件20可以由周向弯曲本体36形成，所述周向弯曲本体36从过渡件出口框架本体22的第一侧边缘38延伸至过渡件出口框架本体22的第二侧边缘40。在至少一个实施例中，如图4中所示，过渡件出口框架插入件20可以相对于过渡件出口框架本体22的径向延伸中心线42对中。在另一实施例中，如图5中所示，过渡件出口框架插入件20可以由多个过渡件出口框架插入件20形成，所述多个过渡件出口框架插入件20中的每个由周向弯曲本体36形成，所述周向弯曲本体36用于形成过渡件出口框架本体22的径向内部支撑梁32的至少一部分。如图5中所示，第一过渡件出口框架插入件44可以被定位在径向内部支撑梁32的左侧半部46中，第二过渡件出口框架插入件48可以被定位在径向内部支撑梁32的右侧半部50中。第一过渡件出口框架插入件44在径向内部支撑梁32上可以沿着中心线54对中，所述中心线54定位在第一侧边缘38和中点56之间的大约中间。第二过渡件出口框架插入件48在径向内部支撑梁32上可以沿着中心线58对中，所述中心线58定位在第二侧边缘40和中心线42之间的大约中间。
在至少一个实施例中，如图6-8中所示，过渡件出口框架插入件20可以由周向弯曲本体36形成，所述周向弯曲本体36用于形成过渡件出口框架本体22的径向外部支撑梁34的至少一部分。过渡件出口框架插入件20可以形成一个或更多个连接臂60，所述一个或更多个连接臂60在其中具有一个或更多个连接孔62。在至少一个实施例中，连接臂60可以由两个大体相对的侧边64、66和径向向外的末端68形成。在至少一个实施例中，所述两个大体相对的侧边64、66可以是大体线性的，所述径向向外的末端68可以是大体线性的。侧边64、66相对于彼此可以不平行和不正交地定位，从而侧边64、66朝向彼此成角度。在至少一个实施例中，侧边64、66可以具有相等的长度。侧边64、66可以具有与径向向外的末端68大体上相同的长度。在至少一个实施例中，在一个或更多个过渡件出口框架插入件20形成在其中具有至少一个连接孔62的一个或更多个连接臂60的情况下，过渡件出口框架本体22可以包括径向向外延伸的第一和第二连接臂70、72。
在至少一个实施例中，如图6中所示，过渡件出口框架插入件20可以被定位在第一和第二连接臂70、72之间。在另一个实施例中，如图7-8中所示，过渡件出口框架插入件20可以形成过渡件出口框架本体22的整个径向外部支撑梁34。过渡件出口框架插入件20可以包括从其径向向外延伸的多个连接臂60。多个连接臂60在其中可以包括至少一个连接孔62。在至少一个实施例中，每个连接臂60在其中可以包括一个或更多个连接孔62。
在又一实施例中，如图9中所示，过渡件出口框架插入件20可以形成过渡件出口框架本体22的径向外部部分。过渡件出口框架插入件20可以包括两个或更多个附连孔80。附连孔80可以具有任何合适的配置。过渡件出口框架插入件20可以包括在径向向外角落中的凹口82。凹口82可以具有任何合适的配置，但不是必需的。过渡件出口框架插入件20的配置可以使得过渡件出口框架插入件20形成比过渡件出口本体22的剩余部分更大的过渡件出口框架10的部分。
提供上述内容用于展示、解释和描述本发明实施例的目的。对这些实施例的修改和调整对于本领域技术人员来说将是显而易见的，且可以在不偏离本发明的范围或精神的情况下做出。

Claims (10)

1.一种用于在涡轮发动机（18）中支撑过渡件（12）的过渡件出口框架（10），其特征在于：
至少一个过渡件出口框架本体（22），具有至少一个过渡件导管本体接收器，用于接收至少一个过渡件导管本体（22）的下游端部；
其中，至少一个过渡件出口框架本体（22）由具有第一热膨胀系数的第一材料（24）形成；
至少一个过渡件出口框架插入件（20），形成至少一个过渡件出口框架本体（22）的至少一部分；和
其中，至少一个过渡件出口框架插入件（20）由具有第二热膨胀系数的第二材料（26）形成，所述第二热膨胀系数与第一材料（24）的第一热膨胀系数不同，从而在涡轮发动机（18）的操作期间减少至少一个过渡件出口框架本体（22）内的扭变，
其中，至少一个过渡件出口框架插入件（20）由周向弯曲本体（36）形成，从而形成至少一个过渡件出口框架本体（22）的径向外部支撑梁（34）的至少一部分，
其中，至少一个过渡件出口框架插入件（20）形成在其中具有至少一个连接孔的至少一个连接臂（60）。
2.如权利要求1所述的过渡件出口框架（10），其特征在于：至少一个过渡件出口框架插入件（20）由周向弯曲本体（36）形成，所述周向弯曲本体（36）用于形成至少一个过渡件出口框架本体（22）的径向内部支撑梁（32）的至少一部分。
3.如权利要求2所述的过渡件出口框架（10），其特征在于：至少一个过渡件出口框架插入件（20）由周向弯曲本体（36）形成，所述周向弯曲本体（36）用于形成至少一个过渡件出口框架本体（22）的径向内部支撑梁（32）的至少一部分，从而至少一个过渡件出口框架插入件（20）从至少一个过渡件出口框架本体（22）的第一侧边缘（38）延伸至至少一个过渡件出口框架本体（22）的第二侧边缘（40）。
4.如权利要求1所述的过渡件出口框架（10），其特征在于：至少一个过渡件出口框架插入件（20）相对于至少一个过渡件出口框架本体（22）的径向延伸中心线（54）对中。
5.如权利要求1所述的过渡件出口框架（10），其特征在于：至少一个过渡件出口框架插入件（20）由多个过渡件出口框架插入件（20）形成，所述多个过渡件出口框架插入件（20）中的每个由周向弯曲本体（36）形成，所述周向弯曲本体（36）用于形成至少一个过渡件出口框架本体（22）的径向内部支撑梁（32）的至少一部分。
6.如权利要求5所述的过渡件出口框架（10），其特征在于：第一过渡件出口框架插入件（20）被定位在径向内部支撑梁（32）的左侧半部（46）中，第二过渡件出口框架插入件（20）被定位在径向内部支撑梁（32）的右侧半部（50）中。
7.如权利要求1所述的过渡件出口框架（10），其特征在于：在至少一个过渡件出口框架插入件（20）形成在其中具有至少一个连接孔（62）的至少一个连接臂（60）的情况下，至少一个过渡件出口框架本体（22）包括径向向外延伸的第一和第二连接臂（70、72），其中，至少一个过渡件出口框架插入件（20）被定位在第一和第二连接臂（70、72）之间。
8.如权利要求1所述的过渡件出口框架（10），其特征在于：至少一个连接臂（60）由两个大体相对的侧边（64、66）和径向向外的末端（68）形成。
9.一种用于在涡轮发动机（18）中支撑过渡件（12）的过渡件出口框架（10），其特征在于：
至少一个过渡件出口框架本体（22），具有至少一个过渡件导管本体接收器，用于接收至少一个过渡件导管本体（22）的下游端部；
其中，至少一个过渡件出口框架本体（22）由具有第一热膨胀系数的第一材料（24）形成；
至少一个过渡件出口框架插入件（20），形成至少一个过渡件出口框架本体（22）的至少一部分；和
其中，至少一个过渡件出口框架插入件（20）由具有第二热膨胀系数的第二材料（26）形成，所述第二热膨胀系数与第一材料（24）的第一热膨胀系数不同，从而在涡轮发动机（18）的操作期间减少至少一个过渡件出口框架本体（22）内的扭变，
其中，至少一个过渡件出口框架插入件（20）形成至少一个过渡件出口框架本体（22）的整个径向外部支撑梁（34），
其中，至少一个过渡件出口框架插入件（20）包括从其径向向外延伸的多个连接臂（60）。
10.如权利要求9所述的过渡件出口框架（10），其特征在于：多个连接臂（60）中的每个在其中具有至少一个连接孔（62）。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3124749B1 (en) * 2015-07-28 2018-12-19 Ansaldo Energia Switzerland AG First stage turbine vane arrangement

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5749218A (en) * 1993-12-17 1998-05-12 General Electric Co. Wear reduction kit for gas turbine combustors
EP1865262A1 (en) * 2005-04-01 2007-12-12 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine combustor

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4195474A (en) * 1977-10-17 1980-04-01 General Electric Company Liquid-cooled transition member to turbine inlet
DE69523545T2 (de) * 1994-12-20 2002-05-29 General Electric Co., Schenectady Verstärkungrahmen für Gasturbinenbrennkammerendstück
JP4008212B2 (ja) * 2001-06-29 2007-11-14 三菱重工業株式会社 フランジ付中空構造物
US7527469B2 (en) * 2004-12-10 2009-05-05 Siemens Energy, Inc. Transition-to-turbine seal apparatus and kit for transition/turbine junction of a gas turbine engine
US7721547B2 (en) * 2005-06-27 2010-05-25 Siemens Energy, Inc. Combustion transition duct providing stage 1 tangential turning for turbine engines
US20100225902A1 (en) * 2006-09-14 2010-09-09 General Electric Company Methods and apparatus for robotically inspecting gas turbine combustion components
US8001787B2 (en) * 2007-02-27 2011-08-23 Siemens Energy, Inc. Transition support system for combustion transition ducts for turbine engines
US8322146B2 (en) * 2007-12-10 2012-12-04 Alstom Technology Ltd Transition duct assembly
US8418474B2 (en) * 2008-01-29 2013-04-16 Alstom Technology Ltd. Altering a natural frequency of a gas turbine transition duct

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5749218A (en) * 1993-12-17 1998-05-12 General Electric Co. Wear reduction kit for gas turbine combustors
EP1865262A1 (en) * 2005-04-01 2007-12-12 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine combustor

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