CN110207148B - 燃气轮机燃烧器及过渡构件 - Google Patents

燃气轮机燃烧器及过渡构件 Download PDF

Info

Publication number
CN110207148B
CN110207148B CN201910097912.8A CN201910097912A CN110207148B CN 110207148 B CN110207148 B CN 110207148B CN 201910097912 A CN201910097912 A CN 201910097912A CN 110207148 B CN110207148 B CN 110207148B
Authority
CN
China
Prior art keywords
frame
seal
transition
turbine
protrusion
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
CN201910097912.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110207148A (zh
Inventor
萩田达哉
奥山升
和田康弘
渡边泰行
吉田正平
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.)
Mitsubishi Power Ltd
Original Assignee
Mitsubishi Power Ltd
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 Mitsubishi Power Ltd filed Critical Mitsubishi Power Ltd
Publication of CN110207148A publication Critical patent/CN110207148A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110207148B publication Critical patent/CN110207148B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • 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
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/425—Combustion chambers comprising a tangential or helicoidal arrangement of the flame tubes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/55—Seals
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00012—Details of sealing devices

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)
  • Gasket Seals (AREA)

Abstract

本发明提供燃气轮机燃烧器及过渡构件。即使存在因燃烧气体的燃烧、流动而引起的振动，也能抑制密封部件的沿涡轮周向及轴向的移动，防止部件彼此的接触部的磨损的发生。为了解决上述课题，本发明的燃气轮机燃烧器具备供高温的燃烧气体在内部流通的燃烧器的过渡构件和设置于该过渡构件的下游侧、即出口部的框架，在上述框架与涡轮侧的静叶片部的连结部设置有阻止来自压缩机的压缩空气从该连结部的缝隙向上述涡轮侧的流入的密封部件，该燃气轮机燃烧器的特征在于，在上述框架的外周设置突起部件，并且在上述密封部件设置与上述突起部件吻合且抑制上述密封部件的可动的可动抑制单元，上述可动抑制单元和上述突起部件嵌合，从而上述密封部件被固定。

Description

燃气轮机燃烧器及过渡构件
技术领域
本发明涉及燃气轮机燃烧器及过渡构件，特别涉及适于在燃气轮机的涡轮静叶片与设置于过渡构件的出口部的框架的连结部外周以使来自压缩机的压缩空气不会从上述连结部的缝隙流入涡轮侧的方式设置有进行密封的密封部件的燃气轮机燃烧器及过渡构件。
背景技术
一般，燃气轮机构成为具备压缩机、燃烧器以及涡轮，通过压缩机压缩后的空气被供给至燃烧器，在燃烧器中，使压缩空气和另外供给的燃料混合及燃烧，生成燃烧气体，燃烧气体在燃气轮机膨胀。
燃烧器沿涡轮的周向配置有多个，在各个燃烧器中，燃料和空气的混合流体在过渡构件的上游域燃烧，燃烧气体从过渡构件被输送至燃气轮机侧的第一级静叶片部。
另外，来自压缩机的压缩空气供给至容纳于燃烧器腔室内的燃烧器，但因为构成为压缩空气被输送至包含过渡构件的燃烧器的周围，进行冷却，然后被供给至燃烧器，所以来自压缩机的压缩空气从过渡构件与燃气轮机侧的第一级静叶片部的连结部的缝隙向涡轮侧，由于燃烧气体的温度降低、不参与燃烧的空气的浪费地消耗等，存在使燃气轮机的运行效率变差的可能性。
由于这样的情况，在燃气轮机燃烧器的过渡构件与涡轮侧的连结部采用密封部件，该密封部件以使来自压缩机的压缩空气不会从连结部的缝隙流入涡轮侧的方式将涡轮侧的第一级静叶片部与过渡构件的出口侧的缝隙密封，该密封部件通常装配于在过渡构件的出口部所设置的框架。
专利文献1及2记载了上述的技术，即，以使来自压缩机的压缩空气不会从连结部的缝隙流入涡轮侧的方式，将涡轮侧的第一级静叶片部与过渡构件的出口侧的缝隙密封的密封部件(由悬浮式密封材和侧密封材构成)装配于在过渡构件的出口部所设置的框架。
这些专利文献1及2公开了过渡构件形成为入口为圆筒形且出口为倒梯形，在该过渡构件的下游侧设置有与过渡构件的出口的倒梯形吻合的形状的框架，形成为倒梯形的框架的出口侧连接于涡轮侧的静叶片部，并且在上述框架的出口侧的外周形成有框架密封槽，在该框架密封槽的上下卡合有作为浮动的密封部件的悬浮式密封材，在框架密封槽的两侧装配有作为密封部件的侧密封材，而且记载了，悬浮式密封材将形成为U字状的一方的端部插入卡合于框架密封槽内，在另一方的端部形成从U字状前端部向外方呈直角延伸的卡合边，该卡合边插入卡合于静叶片密封槽，该静叶片密封槽形成于位于与过渡构件的下游侧的框架对置的位置的燃气轮机的第一级静叶片部。
现有技术文献
专利文献1：日本特开2006－214671号公报
专利文献2：日本特开2003－193866号公报
但是，在上述的专利文献1及2的燃气轮机燃烧器中，若由于因燃烧气体的燃烧、流动而引起的振动，悬浮式密封材在涡轮的周向及轴向上可动，则在悬浮式密封材的U字状前端部与作为对象侧部件的框架之间产生滑动，特别是在如专利文献1及2那样插入密封槽通过卡合构成的部件产生振动的情况下，可能导致在部件彼此的接触部产生磨损，在高温下产生磨损损伤。
发明内容
本发明鉴于上述的点而做成，其目的在于提供一种燃气轮机燃烧器及过渡构件，即使存在因燃烧气体的燃烧、流动而产生的振动，也能够抑制密封部件沿涡轮周向及轴向的可动，防止部件彼此的接触部的磨损的发生。
为了实现上述目的，本发明的燃气轮机燃烧器具备：供高温的燃烧气体在内部流通的燃烧器的过渡构件和设置于该过渡构件的下游侧(出口部)的框架，在上述框架与涡轮侧的静叶片部的连结部设置有阻止来自压缩机的压缩气体从该连结部的缝隙向上述涡轮侧的流入的密封部件，上述燃气轮机燃烧器的特征在于，在上述框架的外周设置突起部件，并且在上述密封部件设置与上述突起部件吻合且抑制上述密封部件的可动的可动抑制单元，上述可动抑制单元和上述突起部件嵌合，从而上述密封部件被固定。
另外，为了实现上述目的，本发明过渡构件为供高温的燃烧气体在内部流通的燃烧器的过渡构件，其特征在于，上述过渡构件具备设置于该过渡构件的下游侧(出口部)的框架，在上述框架与涡轮侧的静叶片部的连结部设置有阻止来自压缩机的压缩空气从该连结部的缝隙向上述涡轮侧的流入的密封部件，在上述框架的外周设置突起部件，而且，在上述密封部件设有与上述突起部件吻合且抑制上述密封部件的可动的可动抑制单元，上述可动抑制单元和上述突起部件嵌合，从而上述密封部件被固定。
发明效果
根据本发明，即使存在因燃烧气体的燃烧、流动而产生的振动，也能够抑制密封部件沿涡轮周向及轴向的可动，防止部件彼此的接触部的磨损的发生。
附图说明
图1是表示本发明的实施例1的燃气轮机燃烧器的整体结构的图。
图2是将密封部件分解来表示本发明的燃气轮机燃烧器的实施例1采用的过渡构件的出口侧的立体图。
图3是表示本发明的燃气轮机燃烧器的实施例1采用的过渡构件的框架与涡轮的初段静叶片的接合部的图。
图4是表示图3中的过渡构件的框架与涡轮的初段静叶片的接合部的详情的局部放大图。
图5是表示图3中的设置于过渡构件的框架的突起部件嵌合于在密封材所形成的贯通孔的状态的俯视图。
图6是表示本发明的燃气轮机燃烧器的实施例1采用的密封材的图。
图7是图6的俯视图。
图8是表示本发明的燃气轮机燃烧器的实施例2采用的过渡构件的框架与涡轮的初段静叶片的接合部的详情的局部放大图。
图9是表示图8中的设置于过渡构件的框架的突起部件经由耐磨损构件嵌合于在密封材所形成的贯通孔的状态的俯视图。
图10是表示本发明的燃气轮机燃烧器的实施例3采用的过渡构件的框架与涡轮的初段静叶片的接合部的详情的局部放大图。
图11是表示本发明的燃气轮机燃烧器的实施例3采用的密封材的图。
图12是表示图11中的设置于过渡构件的框架的突起部件嵌合于在密封材所形成的缺口的状态的俯视图。
图中：
1—扩散器，2—腔室，4—过渡构件，5—过渡构件流套，6—衬里，7—衬里流套，8—燃烧室，9—由过渡构件和过渡构件流套形成的流路，10—密封部件，10a、10b—悬浮式密封材，10c、10d—侧密封材，10a1、10b1—悬浮式密封材的固定部，10a2、10b2—悬浮式密封材的密封部，11—框架，12、17—突起部件，12a—突起部件的外螺纹，12b—突起部件的基部，12c—突起部件的台阶部，13—贯通孔，14—涡轮侧的第一级静叶片部，14a—密封槽，15—耐磨损构件，15a—耐磨损构件的防止悬浮式密封材的脱落的面，16、21—螺母，18—缺口，19—防脱构件，22—螺栓，100—压缩空气，105、106—火焰，107、108—燃烧气体，200、201—燃料系统，300—压缩机，301—涡轮，302—发电机。
具体实施方式
以下，基于图示的实施例，对本发明的燃气轮机燃烧器及过渡构件进行说明。此外，在以下说明的各实施例中，对同一结构部件使用相同符号。
【实施例1】
图1中，作为本发明的燃气轮机燃烧器的一例，表示面向发电厂的燃气轮机燃烧器的整体结构。
如图1所示，燃气轮机燃烧器大致包括：供高温的燃烧气体107在内部流通的燃烧器的过渡构件4；位于该过渡构件4的周围，且内置过渡构件4的过渡构件流套5；形成于该过渡构件流套5与过渡构件4之间，且流动从压缩机300吐出的高温高压的压缩空气100的流路9；连接于过渡构件4的衬里6；以及连接于过渡构件流套5，在衬里6的外周呈同心圆状地配置并形成供压缩空气100的流102通过的间隙的衬里流套7。
于是，从压缩机300导入的压缩空气100从扩散器1被导入腔室2而流入由过渡构件流套5和过渡构件4形成的间隙(流路9)(用箭头20表示)。
即，从扩散器1导入到腔室2的压缩空气100成为从形成于过渡构件流套5的下游侧端部的开口进入由过渡构件流套5和过渡构件4形成的流路9的流20。
然后，流入流路9的压缩空气100如用流101表示地，成为通过衬里6与在衬里6的外周呈同心圆状配置的衬里流套7的间隙的流102。然后，使流反转，成为导入燃烧嘴部に的流103、104，与从燃料系统200、201供给的燃料混合，在衬里6内部的燃烧室8形成火焰105、106而成为高温高压的燃烧气体107。然后，成为从过渡构件4导入涡轮301的燃烧气体108，在燃气轮机中，将高温高压的燃烧气体108绝热膨胀时产生的功在涡轮301转换成轴旋转力，从而从发电机302得到输出。此外，图示的燃烧器由预混合燃烧嘴(主燃烧嘴)和扩散燃烧嘴(先导燃烧嘴)构成，将向预混合燃烧嘴供给燃料的燃料系统表示为符号201，将向扩散燃烧嘴供给燃料的燃料系统表示为符号200。
另外，向燃烧器供给来自压缩机300的压缩空气100，构成为，压缩空气100被输送至包含过渡构件4的燃烧器的周围进行冷却，然后供给至燃烧器。于是，若来自压缩机300的压缩空气100从过渡构件4与涡轮侧的第一级静叶片部14(参照图3)的连结部的缝隙向涡轮侧泄漏，则该泄漏量不参与过渡构件4的冷却、燃烧气体107的生成，成为使燃气轮机的运行效率降低的要因，因此，在燃气轮机燃烧器的过渡构件4与涡轮侧的连结部采用以使来自压缩机300的压缩空气100不会从连结部的缝隙向涡轮侧流出的方式将涡轮侧的第一级静叶片部14与过渡构件4的出口侧的缝隙密封的密封部件10(参照图2及图3)，该密封部件10通常装配于在过渡构件4的出口部所设置的框架11(参照图2及图3)。
使用图2，对密封部件10和框架11进行说明。图2表示过渡构件4的出口侧的详情。
如图2所示，密封部件10由悬浮式密封材10a、10b和侧密封材10c、10d形成，过渡构件4形成为，燃烧气体的入口(燃烧器衬里侧)为圆筒形状且出口(涡轮侧)为倒梯形，在该过渡构件4的下游侧(涡轮侧)设置有与过渡构件4的出口的倒梯形吻合的形状的框架11，形成为倒梯形的框架11的出口侧连接于涡轮侧的第一级静叶片部14(涡轮入口部)。而且，在该框架11的上下侧(径方向内侧と外侧)装配有悬浮式密封材10a、10b，在另一方侧安装有侧密封材10c、10d。
接下来，使用图3、图4、图5、图6以及图7，对本实施例的密封部件10向框架11的固定构造进行说明。
如图3及图4所示，在本实施例中，在框架11的外周设置向过渡构件4的半径方向外侧及内侧(图3及图4的上下方向)延伸的突起部件12(参照图5)，并且在悬浮式密封材10a、10b设有与该突起部件12吻合的贯通孔13(与突起部件12的从延伸方向观察的外形对应的形状的开口部)，在悬浮式密封材10a、10b的贯通孔13嵌合突起部件12，从而悬浮式密封材10a、10b被固定。
上述的悬浮式密封材10a、10b由固定于框架11的固定部10a1、10b1和将过渡构件4与涡轮的连结部之间密封的密封部10a2、10b2构成。固定部10a1、10b1是沿框架11的设于半径方向外侧及内侧的凸部呈圆弧状弯曲的形状，例如，形成为图3、图4那样的U字状。另外，在固定部10a1、10b1的装配于框架11时与上述的突起部件12对应的位置形成有贯通孔13。图3、图4的例中，在呈U字状弯曲的固定部10a1、10b1的顶部的位置形成有贯通孔13。
另外，在固定部10a1、10b1的下游侧(图3、图4中，右侧)连接有将过渡构件4与涡轮入口的连结部密封的密封部10a2、10b2。这些密封部10a2、10b2是从U字状的固定部10a1、10b1的下游侧的终端部呈直角屈曲，且沿框架11的出口部的外表面向下游侧延伸的卡合片。
而且，在涡轮侧，在与框架11对置的面具备在燃烧气体流向的上游侧形成有开口部的密封槽14a。该密封槽14a形成为在与框架11对置的面沿涡轮的周向延伸。在密封槽14a插入有悬浮式密封材10a、10b的密封部10a2、10b2的下游侧。在该密封槽14a嵌合密封部10a2、10b2，从而沿涡轮的周向形成的结合部的间隙被密封。另外，由于使突起部件12嵌合于贯通孔13，因此，能够约束悬浮式密封材10a、10b的的相对于涡轮周向的移动。
由此，构成为，防止压缩空气100从过渡构件4的下游侧的框架11与燃气轮机侧的第一级静叶片部14(参照图3)的连结部的轴向间隙流入涡轮流路内部，并且使悬浮式密封材10a、10b不会脱落。
上述的突起部件12的形状例如为长方体状，在侧面的边被实施有圆角(R)加工。另外，即使突起部件12的形状为圆柱状、突起部件12的个数为两个以上，本实施例的效果也不受影响。
此外，图2所示的框架11的涡轮周向的内周侧(腹侧)及外周侧(背侧)为以与设置有涡轮侧的第一级静叶片14的流路吻合的方式呈圆弧状弯曲的形状。
通过这样的本实施例的结构、即，设于框架11的突起部件12与形成于悬浮式密封材10a、10b的贯通孔13的嵌合，能够抑制悬浮式密封材10a、10b沿涡轮周向及轴向的可动。
另外，仅通过贯通孔13与突起部件12的嵌合面便可决定悬浮式密封材10a、10b的涡轮周向的可动，因此，仅通过贯通孔13与突起部件12的嵌合面的精度的管理，便能够管理悬浮式密封材10a、10b的涡轮周向的可动范围，即位置精度。
因此，根据本实施例的结构，容易抑制悬浮式密封材10a、10b的涡轮周向的可动量，有利于将位置精度保持得高。
另外，向燃气轮机的腔室2组装过渡构件4时，预先将悬浮式密封材10a、10b及侧密封材10c、10d装配于框架11，从而即使腔室2内的空间小，也能够组装悬浮式密封材10a、10b及侧密封材10c、10d。
此时，为了使相邻的燃烧器管的悬浮式密封材10a、10b彼此不接触，在相邻的悬浮式密封材10a、10b之间需要具有在涡轮周向上考虑到组装用的公差的间隙。
在本实施例中，通过突起部件12与贯通孔13的嵌合保持悬浮式密封材10a、10b，从而能够将悬浮式密封材10a、10b的涡轮周向的位置精度保持得高，因此，能够缩小相邻的悬浮式密封材10a、10b间的涡轮周向的间隙。其结果，能够将密封性保持得高，且能够实现低NOx、防止回火。
而且，通过使悬浮式密封材10a、10b的可动量缩小，从而悬浮式密封材10a、10b相对于框架11的滑动距离变小。因此，能够减少悬浮式密封材10a、10b和框架11的接触面的磨损量，能够实现悬浮式密封材10a、10b和框架11的长寿命化。
根据这样的本实施例，能够实现一种燃气轮机燃烧器的过渡构件，即使存在因燃烧气体的燃烧、流动而引起的振动，也能够抑制悬浮式密封材10a、10b沿涡轮周向及轴向的可动，防止部件彼此的接触部的磨损的发生，而且能够将悬浮式密封材10a、10b的涡轮周向的位置精度保持得高，具有容易组装和通过高密封性能防止低NOx化、回火的效果，而且，实现长寿命化。
【实施例2】
接下来，使用图8及图9，对本发明的燃气轮机燃烧器的实施例2进行说明。
在该图所示的本实施例中，特征在于，突起部件12经由耐磨损构件15插入悬浮式密封材10a(10b)的贯通孔13，悬浮式密封材10a(10b)被固定。
具体而言，具有沿过渡构件4的半径方向(图8的上下方向)延伸的突起部件12，在该突起部件12，比框架11侧靠半径方向前端部变细而形成台阶部12c，并且，在突起部件12的前端部切割外螺纹12a，在该外螺纹12a部分卡合螺母16而进行紧固，由此，经由突起部件12的前端所插入的耐磨损构件15，悬浮式密封材10a(10b)固定于突起部件12的台阶部12c。
而且，在与被螺母16紧固的面相反的侧，在与突起部件12的台阶部12c接触的耐磨损构件15的面形成有防止悬浮式密封材10a(10b)的脱落的面15a。
另外，在本实施例中，与实施例1同样地，过渡构件4形成为，燃烧气体的入口(燃烧器衬里侧)为圆筒形状且出口(涡轮侧)为倒梯形，在该过渡构件4的下游侧(涡轮侧)设置与过渡构件4的出口的倒梯形吻合的形状的框架11，形成为倒梯形的框架11的出口侧连接于涡轮侧的第一级静叶片部14(涡轮入口部)。而且，在该框架11的上下侧(径向内侧和外侧)装配有悬浮式密封材10a、10b，在侧方侧装配有侧密封材10c、10d。
另外，本实施例的悬浮式密封材10a(10b)与实施例1同样，由固定于框架11的固定部10a1(10b1)和将过渡构件4与涡轮的连结部间密封的密封部10a2(10b2)构成。固定部10a1(10b1)是沿框架11的设于半径方向外侧及内侧的凸部呈圆弧状弯曲的形状，例如，形成为图8那样的U字状。另外，在固定部10a1(10b1)，在装配于框架11时与上述的突起部件12对应的位置形成有贯通孔13。图8的例中，在呈U字状弯曲的固定部10a1(10b1)的顶部的位置形成有贯通孔13。
另外，在固定部10a1(10b1)的下游侧(图8中，右侧)连接有将过渡构件4与涡轮入口的连结部密封的密封部10a2(10b2)。该密封部10a2(10b2)是从U字状的固定部10a1(10b1)的下游侧的终端部呈直角屈曲，且沿框架11的出口部的外表面向下游侧延伸的卡合片。
而且，在涡轮侧，在与框架11对置的面具备在燃烧气体流向的上游侧形成有开口部的密封槽14。该密封槽14a形成为在与框架11对置的面沿涡轮的周向延伸。在密封槽14a插入有悬浮式密封材10a(10b)的密封部10a2(10b2)的下游侧。通过在该密封槽14a嵌合密封部10a2(10b2)，沿涡轮的周向形成的结合部的间隙被密封。另外，因为使突起部件12嵌合于贯通孔13，所以能够约束悬浮式密封材10a(10b)的相对于涡轮周向的移动。
由此，构成为，防止压缩空气100从过渡构件4的下游侧的框架11与燃气轮机侧的第一级静叶片部14(参照图8)的连结部的轴向间隙流入涡轮流路内部，并且使悬浮式密封材10a(10b)不会脱落。
而且，本实施例中的突起部件12的基部12b形成为长方体状，突起部件12的该长方体状的基部12b的侧面的角被实施了R加工。
仅通过形成于上述的悬浮式密封材10a(10b)的贯通孔13与耐磨损构件15的嵌合面及耐磨损构件15与突起部件12的嵌合面，便能够决定悬浮式密封材10a(10b)的涡轮周向及轴向的可动。
因此，仅通过管理上述三个部件(耐磨损构件15、突起部件12、悬浮式密封材10a(10b))的嵌合面的精度，便能够管理悬浮式密封材10a(10b)的涡轮周向的可动范围、即位置精度，因此，通过本实施例的构造，容易抑制悬浮式密封材10a(10b)的涡轮周向的可动量，有利于将位置精度保持得高。
另外，向燃气轮机的腔室2组装过渡构件4时，预先将悬浮式密封材10a、10b及侧密封件10c、10d装配于框架11，从而，即使腔室2内的空间小，也能够组装悬浮式密封材10a、10b及侧密封材10c、10d。
此时，为了使相邻的燃烧器管的悬浮式密封材10a、10b彼此不接触，在相邻的悬浮式密封材10a、10b之间需要具有在涡轮周向上考虑到组装用的公差的间隙。
在本实施例中，通过突起部件12及耐磨损构件15与贯通孔13的嵌合保持悬浮式密封材10a(10b)，从而能够将悬浮式密封材10a(10b)的涡轮周向的位置精度保持得高，能够缩小相邻的悬浮式密封材10a(10b)间的涡轮周向的间隙。其结果，能够将密封性保持得高，且能够实现低NOx、防止回火。
而且，通过使悬浮式密封材10a(10b)与耐磨损构件15的间隙及耐磨损构件15与突起部件12的间隙缩小，且缩小可动量，从而悬浮式密封材10a(10b)相对于框架11的滑动距离变小。
因此，能够减小悬浮式密封材10a(10b)和框架11的接触面的磨损量，能够实现悬浮式密封材10a(10b)和框架11的长寿命化。
另外，通过在耐磨损构件15形成用于防止悬浮式密封材10a(10b)脱落的面15a，能够在过渡构件4的组装时防止悬浮式密封材10a(10b)的脱落，过渡构件4的组装变得更容易。
另外，耐磨损构件15为基于外螺纹12a和螺母16的固定，由此，与焊接固定相比，悬浮式密封材10a(10b)及耐磨损构件15的拆卸更容易。特别地，在燃气轮机侧，能够不必使用焊接技术而更换悬浮式密封材10a(10b)及耐磨损构件15，能够实现短时间且低成本的维护。
另外，通过耐磨损构件15，能够防止突起部件12与悬浮式密封材10a(10b)的接触，而且使接触突起部件12的部件的接触面积比悬浮式密封材10a(10b)的情况大，因此能够减小突起部件12的嵌合面的面压，能够降低突起部件12的磨损损伤量，实现长寿命化。
而且，耐磨损构件15、悬浮式密封材10a(10b)的材料优选选择有利于耐磨损的组合，例如，可以列举HS25(碳化物析出强化型钴基合金(L605、AMS－5537/AMS－5796、UNSR30605))彼此的组合。另外，耐磨损构件15和突起部件12的材料的组合还优选选择有利于耐磨损的组合，例如，可以列举HS 25彼此。
根据这样的本实施例，能够实现一种燃气轮机燃烧器的过渡构件，即使存在因燃烧气体的燃烧、流动而引起的振动，也能够抑制悬浮式密封材10a、10b沿涡轮周向及轴向的可动，防止部件彼此的接触部的磨损的发生，而且能够将悬浮式密封材10a、10b的涡轮周向的位置精度保持得高，具有容易组装和通过高密封性能防止低NOx化、回火的效果，而且，实现长寿命化。
【实施例3】
接下来，使用图10、图11以及图12，对本发明的燃气轮机燃烧器的实施例3进行说明。
在该图所示的本实施例中，特征在于，在框架11的外周设置向过渡构件4的作为气体流通方向的上游侧的燃烧器衬里侧(图10的左方向)延伸的突起部件17，并且在悬浮式密封材10a(10b)设置与该突起部件17吻合的缺口18，通过突起部件17嵌合于悬浮式密封材10a(10b)的缺口18，从而悬浮式密封材10a(10b)被固定。
另外，在本实施例中，在突起部件17的前端形成有螺栓用孔。还具备防脱构件19，防脱构件19通过一方侧覆盖悬浮式密封材10a(10b)的一部分，防止悬浮式密封材10a(10b)向过渡构件4的半径方向(图10的上方向)的脱落，而且另一方侧的端部经由螺栓用孔通过螺栓22和螺母21与突起部件17固定在一起。
此外，向过渡构件4的燃烧器衬里侧延伸的突起部件17与框架11形成为一体，或者通过焊接固定于框架11。
另外，在本实施例中，也与实施例1及2同样地，过渡构件4形成为，燃烧气体的入口(燃烧器衬里侧)为圆筒形状且出口(涡轮侧)为倒梯形，在该过渡构件4的下游侧(涡轮侧)设置与过渡构件4的出口的倒梯形吻合的形状的框架11，形成为倒梯形的框架11的出口侧连接于涡轮侧的第一级静叶片部14(涡轮入口部)。而且，在该框架11的上下侧(径向内侧和外侧)装配有悬浮式密封材10a、10b，在侧方侧装配有侧密封材10c、10d。
另外，上述的悬浮式密封材10a(10b)与实施例1及2同样，由固定于框架11的固定部10a1(10b1)和将过渡构件4与涡轮的连结部间密封的密封部10a2(10b2)构成。固定部10a1(10b1)是沿框架11的设于半径方向外侧及内侧的凸部呈圆弧状弯曲的形状，例如，形成为图10那样的U字状。另外，在固定部10a1(10b1)，在装配于框架11时与上述的突起部件17对应的位置形成有贯通孔18。图10的例中，在呈U字状弯曲的固定部10a1(10b1)的侧方的位置形成有缺口18。
另外，在固定部10a1(10b1)的下游侧(图10中，右侧)连接有将过渡构件4与涡轮入口的连结部密封的密封部10a2(10b2)。该密封部10a2(10b2)是从U字状的固定部10a1(10b1)的下游侧的终端部呈直角屈曲，且沿框架11的出口部的外表面向下游侧延伸的卡合片。
而且，在涡轮侧，在与框架11对置的面具备在燃烧气体流向的上游侧形成有开口部的密封槽14。该密封槽14a形成为在与框架11对置的面沿涡轮的周向延伸。在密封槽14a插入有悬浮式密封材10a(10b)的密封部10a2(10b2)的下游侧。通过在该密封槽14a嵌合密封部10a2(10b2)，沿涡轮的周向形成的结合部的间隙被密封。另外，因为使突起部件17嵌合于缺口18，所以能够约束悬浮式密封材10a(10b)的相对于涡轮周向的移动。
由此，构成为，防止压缩空气100从过渡构件4的下游侧的框架11与燃气轮机侧的第一级静叶片部14(参照图10)的连结部的轴向间隙流入涡轮流路内部，并且使悬浮式密封材10a(10b)不会脱落。
如上所述，在突起部件17的前端设有用于安装防脱构件19を的螺栓用孔，通过螺栓22和螺母21，经由螺栓用孔将防脱构件19与突起部件17固定在一起，通过防脱构件19，防止悬浮式密封材10a(10b)的沿径向的脱落。
此外，也可以通过防脱构件19将悬浮式密封材10a(10b)向轴向的涡轮侧的第一级静叶片部14侧按压，使悬浮式密封材10a(10b)接触框架11的轴向燃烧器侧侧面11b。
在本实施例中，通过突起部件17与形成于悬浮式密封材10a(10b)的缺口18的嵌合抑制浮式密封材10a(10b)的涡轮周向的可动。
也就是，仅通过形成于悬浮式密封材10a(10b)的缺口18与突起部件17的嵌合面。便可决定悬浮式密封材10a(10b)的涡轮周向的可动，因此，仅通过管理缺口18与突起部件17的嵌合面的精度，便能够管理悬浮式密封材10a(10b)的涡轮周向的可动范围，即位置精度。
因此，通过本实施例的构造，容易抑制悬浮式密封材10a(10b)的涡轮周向的可动量，有利于将位置精度保持得高。
另外，向燃气轮机的腔室2组装过渡构件4时，预先将悬浮式密封材10a、10b及侧密封件10c、10d装配于框架11，从而，即使腔室2内的空间小，也能够组装悬浮式密封材10a、10b及侧密封材10c、10d。
此时，为了使相邻的燃烧器管的悬浮式密封材10a、10b彼此不接触，在相邻的悬浮式密封材10a、10b之间需要具有在涡轮周向上考虑到组装用的公差的间隙。
在本实施例中，通过突起部件17与缺口18的嵌合保持悬浮式密封材10a(10b)，从而能够将悬浮式密封材10a(10b)的涡轮周向的位置精度保持得高，能够缩小相邻的悬浮式密封材10a(10b)间的涡轮周向的间隙。其结果，能够将密封性保持得高，且能够实现低NOx、防止回火。
进一步地，通过缩小悬浮式密封材10a(10b)的可动量，悬浮式密封材10a(10b)相对于框架11的滑动距离变小。因此，能够减小悬浮式密封材10a(10b)和框架11的接触面的磨损量，能够实现悬浮式密封材10a(10b)和框架11的长寿命化。
另外，通过防脱构件19，在过渡构件4的组装时，悬浮式密封材10a(10b)不会脱落，因此过渡构件4的组装变得更容易。
另外，防脱构件19在突起部件17的前端通过螺栓22和螺母21与突起部件17固定在一起，因此，与焊接固定相比，防脱构件19及悬浮式密封材10a(10b)的拆卸容易。特别地，在燃气轮机侧，能够不必使用焊接技术而更换悬浮式密封材10a(10b)及防脱构件19，能够实现短时间且低成本的维护。
另外，若通过防脱构件19将悬浮式密封材10a(10b)向轴向的涡轮侧的第一级静叶片部14侧按压，使悬浮式密封材10a(10b)接触框架11，则可以抑制悬浮式密封材10a(10b)相对于框架11的轴向的可动。
由此，悬浮式密封材10a(10b)相对于框架11的滑动距离变小，因此，悬浮式密封材10a(10b)及框架11的磨损量变小，能够实现悬浮式密封材10a(10b)和框架11的长寿命化。
另外，在通过防脱构件19将悬浮式密封材10a(10b)向轴向的涡轮侧的第一级静叶片部14侧按压，使悬浮式密封材10a(10b)接触框架11的情况下，框架11与悬浮式密封材10a(10b)的狭缝中的轴向的燃烧器衬里侧的间隙被闭合，因此，压缩空气100的泄漏通路变小。由此，密封性提高，能够实现低NOx、防回火。
进一步地，突起部件17和悬浮式密封材10a(10b)的材料优选选择有利于耐磨损性的组合，例如，可以列举HS25彼此的组合。
根据这样的本实施例，能够实现一种燃气轮机燃烧器的过渡构件，即使存在因燃烧气体的燃烧、流动而引起的振动，也能够抑制悬浮式密封材10a、10b沿涡轮周向及轴向的可动，防止部件彼此的接触部的磨损的发生，而且能够将悬浮式密封材10a、10b的涡轮周向的位置精度保持得高，具有容易组装和通过高密封性能防止低NOx化、回火的效果，而且，实现长寿命化。
此外，本发明不限于上述的实施例，包含各种变形例。例如，上述的实施例是为了易于理解地说明本发明而详细说明的例子，并非限定于必须具备所说明的全部结构。另外，可以将某实施例的结构的一部分置换成其它实施例的结构，另外，也能够对某实施例的结构添加其它实施例的结构。另外，对于各实施例的结构的一部分，可以进行其它结构的追加、删除、置换。

Claims (14)

1.一种燃气轮机燃烧器，其具备：供高温的燃烧气体在内部流动的燃烧器的过渡构件和设置于该过渡构件的下游侧的框架，在上述框架与涡轮侧的静叶片部的连结部设置有阻止来自压缩机的压缩气体从该连结部的缝隙向上述涡轮侧的流入的密封部件，
上述燃气轮机燃烧器的特征在于，
在上述框架的外周设置突起部件，并且在上述密封部件设置与上述突起部件吻合且抑制上述密封部件的可动的可动抑制单元，上述可动抑制单元和上述突起部件嵌合，从而固定上述密封部件，
上述突起部件沿上述过渡构件的半径方向延伸，而且上述可动抑制单元是与上述突起部件吻合的贯通孔，上述突起部件嵌合于上述贯通孔，从而固定上述密封部件。
2.根据权利要求1所述的燃气轮机燃烧器，其特征在于，
上述密封部件由悬浮式密封材和侧密封材形成，
上述过渡构件形成为，燃烧气体的入口为圆筒形状且出口为倒梯形，
在该过渡构件的下游侧设置有与上述过渡构件的出口的倒梯形吻合的形状的框架，形成为倒梯形的上述框架的出口侧连接于涡轮侧的静叶片部，并且在上述框架的上下侧装配有上述悬浮式密封材，在侧方侧装配有上述侧密封材，
在上述悬浮式密封材上形成有上述贯通孔，上述突起部件嵌合于该贯通孔，从而固定上述悬浮式密封材，
上述悬浮式密封材由固定于上述框架的固定部以及对上述过渡构件与涡轮的连结部间进行密封的密封部构成，上述密封部嵌合于在上述涡轮侧的静叶片部所形成的密封槽。
3.根据权利要求2所述的燃气轮机燃烧器，其特征在于，
上述密封部连接于上述固定部的下游侧，上述密封部是从上述固定部的下游侧的终端部呈直角屈曲且沿上述框架的出口部的外表面向下游侧延伸的卡合片。
4.根据权利要求1～3中任一项所述的燃气轮机燃烧器，其特征在于，
上述突起部件形成为长方体状或圆柱状，在上述长方体状的上述突起部件的侧面的边实施了圆角加工。
5.根据权利要求2所述的燃气轮机燃烧器，其特征在于，
上述突起部件经由耐磨损构件嵌合于上述密封部件的上述贯通孔，从而固定上述密封部件。
6.根据权利要求5所述的燃气轮机燃烧器，其特征在于，
就沿上述过渡构件的半径方向延伸的上述突起部件而言，比上述框架侧靠半径方向的前端部变细而形成台阶部，而且在上述突起部件的前端部切割外螺纹，通过在该外螺纹部分卡合螺母并紧固，从而经由被插入上述突起部件的前端部的上述耐磨损构件，将上述密封部件固定于上述突起部件的台阶部。
7.根据权利要求6所述的燃气轮机燃烧器，其特征在于，
在与通过上述螺母紧固的面相反侧，在与上述突起部件的台阶部接触的上述耐磨损构件的面形成有防止上述悬浮式密封材脱落的面。
8.根据权利要求5～7中任一项所述的燃气轮机燃烧器，其特征在于，
上述突起部件的基部形成为长方体状，在上述长方体状的上述突起部件的侧面的角实施了圆角加工。
9.一种燃气轮机燃烧器，其具备：供高温的燃烧气体在内部流动的燃烧器的过渡构件和设置于该过渡构件的下游侧的框架，在上述框架与涡轮侧的静叶片部的连结部设置有阻止来自压缩机的压缩气体从该连结部的缝隙向上述涡轮侧的流入的密封部件，
上述燃气轮机燃烧器的特征在于，
在上述框架的外周设置突起部件，并且在上述密封部件设置与上述突起部件吻合且抑制上述密封部件的可动的可动抑制单元，上述可动抑制单元和上述突起部件嵌合，从而固定上述密封部件，
上述突起部件向上述过渡构件的气体流通方向的上游侧延伸，而且，上述可动抑制单元是与上述突起部件吻合的缺口，上述突起部件嵌合于上述缺口，从而在上述框架的上游侧固定上述密封部件。
10.根据权利要求9所述的燃气轮机燃烧器，其特征在于，
在上述突起部件的前端形成有螺栓用孔，而且，
上述燃气轮机燃烧器具备防脱构件，该防脱构件的一方侧覆盖上述密封部件的一部分，从而防止上述密封部件沿上述过渡构件的半径方向的脱落，而且另一方侧的端部经由上述螺栓用孔利用螺栓和螺母与上述突起部件一起被固定。
11.根据权利要求9所述的燃气轮机燃烧器，其特征在于，
向上述过渡构件的气体流通方向的上游侧延伸的上述突起部件与上述框架一体形成，或者通过焊接固定于上述框架。
12.根据权利要求9～11中任一项所述的燃气轮机燃烧器，其特征在于，
上述密封部件由悬浮式密封材和侧密封材形成，
上述过渡构件形成为，燃烧气体的入口为圆筒形状且出口为倒梯形，
在该过渡构件的下游侧设置有与上述过渡构件的出口的倒梯形吻合的形状的框架，形成为倒梯形的上述框架的出口侧连接于涡轮侧的静叶片部，并且在上述框架的上下侧装配有上述悬浮式密封材，在侧方侧装配有上述侧密封材，
在上述悬浮式密封材形成有上述缺口，上述突起部件嵌合于该缺口，从而固定上述悬浮式密封材，
上述悬浮式密封材由固定于上述框架的固定部以及对上述过渡构件与涡轮的连结部间进行密封的密封部构成，上述密封部嵌合于在上述涡轮侧的静叶片部所形成的密封槽。
13.一种过渡构件，其为供高温的燃烧气体在内部流动的燃烧器的过渡构件，该过渡构件的特征在于，
上述过渡构件具备设置于该过渡构件的下游侧的框架，在上述框架与涡轮侧的静叶片部的连结部设置有阻止来自压缩机的压缩空气从该连结部的缝隙向上述涡轮侧的流入的密封部件，
在上述框架的外周设置突起部件，而且，在上述密封部件设有与上述突起部件吻合且抑制上述密封部件的可动的可动抑制单元，上述可动抑制单元和上述突起部件嵌合，从而固定上述密封部件，
上述突起部件沿上述过渡构件的半径方向延伸，而且上述可动抑制单元是与上述突起部件吻合的贯通孔，上述突起部件嵌合于上述贯通孔，从而固定上述密封部件。
14.一种过渡构件，其为供高温的燃烧气体在内部流动的燃烧器的过渡构件，该过渡构件的特征在于，
上述过渡构件具备设置于该过渡构件的下游侧的框架，在上述框架与涡轮侧的静叶片部的连结部设置有阻止来自压缩机的压缩空气从该连结部的缝隙向上述涡轮侧的流入的密封部件，
在上述框架的外周设置突起部件，而且，在上述密封部件设有与上述突起部件吻合且抑制上述密封部件的可动的可动抑制单元，上述可动抑制单元和上述突起部件嵌合，从而固定上述密封部件,
上述突起部件向上述过渡构件的气体流通方向的上游侧延伸，而且，上述可动抑制单元是与上述突起部件吻合的缺口，上述突起部件嵌合于上述缺口，从而在上述框架的上游侧固定上述密封部件。
CN201910097912.8A 2018-02-28 2019-01-31 燃气轮机燃烧器及过渡构件 Active CN110207148B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2018-034887 2018-02-28
JP2018034887A JP6966354B2 (ja) 2018-02-28 2018-02-28 ガスタービン燃焼器

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110207148A CN110207148A (zh) 2019-09-06
CN110207148B true CN110207148B (zh) 2020-11-13

Family

ID=65243340

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910097912.8A Active CN110207148B (zh) 2018-02-28 2019-01-31 燃气轮机燃烧器及过渡构件

Country Status (6)

Country Link
US (1) US11391168B2 (zh)
EP (1) EP3533972B1 (zh)
JP (1) JP6966354B2 (zh)
KR (1) KR102142896B1 (zh)
CN (1) CN110207148B (zh)
RU (1) RU2726139C9 (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2021063464A (ja) * 2019-10-15 2021-04-22 三菱パワー株式会社 ガスタービン燃焼器
JP7262364B2 (ja) 2019-10-17 2023-04-21 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
US11187095B1 (en) * 2020-12-29 2021-11-30 General Electric Company Magnetic aft frame side seals

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1239118A2 (en) * 2001-03-05 2002-09-11 General Electric Company Flexible cloth seal for turbine combustors
EP1507015A1 (en) * 2003-08-11 2005-02-16 Hitachi, Ltd. High-temperature member for use in gas turbine
CN102144076A (zh) * 2008-09-05 2011-08-03 西门子能源公司 燃气轮机的多个燃烧器单元的过渡管道之间的密封结构
CN103104349A (zh) * 2011-11-09 2013-05-15 通用电气公司 用于涡轮系统中的过渡管道的柔性金属密封件

Family Cites Families (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3989410A (en) * 1974-11-27 1976-11-02 General Electric Company Labyrinth seal system
FR2422037A1 (fr) 1977-12-13 1979-11-02 Alsthom Atlantique Turbine a gaz
JPS6030431A (ja) 1983-07-29 1985-02-16 Hitachi Ltd ガスタ−ビン燃焼器用シ−ル
US4465284A (en) * 1983-09-19 1984-08-14 General Electric Company Scalloped cooling of gas turbine transition piece frame
US5265412A (en) * 1992-07-28 1993-11-30 General Electric Company Self-accommodating brush seal for gas turbine combustor
US5400586A (en) * 1992-07-28 1995-03-28 General Electric Co. Self-accommodating brush seal for gas turbine combustor
US5749218A (en) * 1993-12-17 1998-05-12 General Electric Co. Wear reduction kit for gas turbine combustors
JP4031590B2 (ja) * 1999-03-08 2008-01-09 三菱重工業株式会社 燃焼器の尾筒シール構造及びその構造を用いたガスタービン
JP2001289062A (ja) * 2000-04-07 2001-10-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器の壁面冷却構造
JP2001349544A (ja) * 2000-06-06 2001-12-21 Hitachi Ltd ガスタービン設備及びその燃焼器におけるトランジションピースの額縁構造
US6450762B1 (en) * 2001-01-31 2002-09-17 General Electric Company Integral aft seal for turbine applications
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
US6588214B2 (en) 2001-10-09 2003-07-08 Power Systems Mfg, Llc Wear reduction means for a gas turbine combustor transition duct end frame
JP3848155B2 (ja) * 2001-12-25 2006-11-22 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
JP3851161B2 (ja) 2001-12-25 2006-11-29 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
US6792763B2 (en) 2002-08-15 2004-09-21 Power Systems Mfg., Llc Coated seal article with multiple coatings
JP3795036B2 (ja) * 2003-03-14 2006-07-12 三菱重工業株式会社 タービン尾筒のシール構造およびシール装置
JP4668636B2 (ja) 2005-02-04 2011-04-13 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
JP4476152B2 (ja) 2005-04-01 2010-06-09 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
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
US8001787B2 (en) * 2007-02-27 2011-08-23 Siemens Energy, Inc. Transition support system for combustion transition ducts for turbine engines
US8092159B2 (en) * 2009-03-31 2012-01-10 General Electric Company Feeding film cooling holes from seal slots
US8707705B2 (en) * 2009-09-03 2014-04-29 General Electric Company Impingement cooled transition piece aft frame
US8985592B2 (en) 2011-02-07 2015-03-24 Siemens Aktiengesellschaft System for sealing a gap between a transition and a turbine
US9879555B2 (en) * 2011-05-20 2018-01-30 Siemens Energy, Inc. Turbine combustion system transition seals
US8888445B2 (en) * 2011-08-19 2014-11-18 General Electric Company Turbomachine seal assembly
US9010127B2 (en) * 2012-03-02 2015-04-21 General Electric Company Transition piece aft frame assembly having a heat shield
US9366444B2 (en) * 2013-11-12 2016-06-14 Siemens Energy, Inc. Flexible component providing sealing connection
EP2960436B1 (en) * 2014-06-27 2017-08-09 Ansaldo Energia Switzerland AG Cooling structure for a transition piece of a gas turbine
EP3212896B1 (en) 2014-10-28 2021-05-19 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Gas turbine engine comprising a seal assembly between a transition duct and the first row vane assembly

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1239118A2 (en) * 2001-03-05 2002-09-11 General Electric Company Flexible cloth seal for turbine combustors
EP1507015A1 (en) * 2003-08-11 2005-02-16 Hitachi, Ltd. High-temperature member for use in gas turbine
CN102144076A (zh) * 2008-09-05 2011-08-03 西门子能源公司 燃气轮机的多个燃烧器单元的过渡管道之间的密封结构
CN103104349A (zh) * 2011-11-09 2013-05-15 通用电气公司 用于涡轮系统中的过渡管道的柔性金属密封件

Also Published As

Publication number Publication date
KR102142896B1 (ko) 2020-08-10
EP3533972B1 (en) 2020-09-30
KR20190103948A (ko) 2019-09-05
EP3533972A1 (en) 2019-09-04
CN110207148A (zh) 2019-09-06
US11391168B2 (en) 2022-07-19
JP6966354B2 (ja) 2021-11-17
RU2726139C9 (ru) 2020-07-31
RU2726139C1 (ru) 2020-07-09
US20190264571A1 (en) 2019-08-29
JP2019148254A (ja) 2019-09-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110207148B (zh) 燃气轮机燃烧器及过渡构件
US7527469B2 (en) Transition-to-turbine seal apparatus and kit for transition/turbine junction of a gas turbine engine
US8403634B2 (en) Seal assembly for use with turbine nozzles
US6708495B2 (en) Fastening a CMC combustion chamber in a turbomachine using brazed tabs
EP1035377B1 (en) Tail tube seal structure for the combustor of a gas turbine
US7246995B2 (en) Seal usable between a transition and a turbine vane assembly in a turbine engine
US8429919B2 (en) Expansion hula seals
US20060174625A1 (en) Can-annular turbine combustors comprising swirler assembly and base plate arrangements, and combinations
RU2698150C2 (ru) Уплотнительное устройство между системой впрыска и топливной форсункой авиационного газотурбинного двигателя
US9482107B2 (en) Gas turbine nozzle arrangement and gas turbine
EP0476927A2 (en) Fuel injector nozzle support
JP6628469B2 (ja) 燃焼器及び、燃焼器を含むガスタービンエンジン
EP2778373B1 (en) Seal assembly and gas turbine provided therewith
CN111140873B (zh) 燃气轮机燃烧器及过渡段组装体
KR102038197B1 (ko) 가스 터빈 연소기
US7562880B2 (en) Seal usable between thermally movable components
CN107940502B (zh) 燃烧动力缓解系统
JP2011144689A (ja) ガスタービンエンジンのシール構造
CN113167126B (zh) 非接触密封组件中的副密封
US11795876B2 (en) Outlet seal, outlet seal set, and gas turbine
JPWO2019003724A1 (ja) 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
EP2180143A1 (en) Gas turbine nozzle arrangement and gas turbine
CN112689700B (zh) 具有防旋转特征的非接触式密封件
JP2008031870A (ja) ガスタービンのシール構造

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
CB02 Change of applicant information

Address after: Kanagawa Prefecture, Japan

Applicant after: Mitsubishi Power Co., Ltd

Address before: Kanagawa Prefecture, Japan

Applicant before: MITSUBISHI HITACHI POWER SYSTEMS, Ltd.

CB02 Change of applicant information
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant