FR2929338A1 - Chambre de post-combustion pour moteur a turbine a gaz - Google Patents
Chambre de post-combustion pour moteur a turbine a gaz Download PDFInfo
- Publication number
- FR2929338A1 FR2929338A1 FR0951924A FR0951924A FR2929338A1 FR 2929338 A1 FR2929338 A1 FR 2929338A1 FR 0951924 A FR0951924 A FR 0951924A FR 0951924 A FR0951924 A FR 0951924A FR 2929338 A1 FR2929338 A1 FR 2929338A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- combustion
- turbine
- turbine engine
- line
- post
- 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.)
- Pending
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 70
- RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N flonicamid Chemical compound FC(F)(F)C1=CC=NC=C1C(=O)NCC#N RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N 0.000 title 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 13
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 5
- 238000010790 dilution Methods 0.000 claims description 4
- 239000012895 dilution Substances 0.000 claims description 4
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 17
- 239000003570 air Substances 0.000 description 15
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 10
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 230000004323 axial length Effects 0.000 description 3
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 3
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 3
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 2
- 239000012080 ambient air Substances 0.000 description 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 230000002035 prolonged effect Effects 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/34—Feeding into different combustion zones
-
- 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
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
-
- 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
- F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
- F02C6/003—Gas-turbine plants with heaters between turbine stages
-
- 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
- F23R3/04—Air inlet arrangements
-
- 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/70—Shape
- F05D2250/71—Shape curved
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Moteur à turbine, comprenant une section de turbine (10) ayant une première partie (14) de turbine et une seconde partie (21) de turbine disposées sur un axe central. Une chambre de post-combustion (42) est disposée entre les première et seconde parties (14, 21) de turbine. La chambre de post-combustion (42) comprend une conduite de combustion ayant une partie d'écoulement incurvée. La partie d'écoulement incurvée assure un temps de séjour prolongé des produits de combustion passant par la chambre de post-combustion.
Description
B09-0919FR
Société dite : GENERAL ELECTRIC COMPANY Chambre de post-combustion pour moteur à turbine à gaz Invention de : DINU Constantin
Priorité d'une demande de brevet déposée aux Etats-Unis d'Amérique le 1er avril 2008 sous le n°12/060.481 Chambre de post-combustion pour moteur à turbine à gaz
La présente invention est relative à la technique des turbomachines et, plus particulièrement, à une chambre de post- combustion pour moteur à turbine à gaz. De façon générale, les moteurs à turbine à gaz brûlent un mélange de combustible et d'air pour libérer de l'énergie thermique afin de former une veine de gaz à haute température. La veine de gaz à haute température est acheminée jusqu'à une section de turbine via un trajet de gaz chauds. Plus particulièrement, un compresseur comprime à haute pression l'air entrant. L'air à haute pression est introduit dans une chambre de combustion afin de se mélanger à du combustible et de former un mélange combustible. Le mélange combustible est ensuite enflammé pour former une veine de gaz à haute pression et grande vitesse qui est introduite dans une section de turbine du moteur à turbine. La section de turbine convertit l'énergie thermique de la veine de gaz à haute pression et grande vitesse en énergie mécanique qui fait tourner un arbre de turbine. L'arbre de turbine est couplé au compresseur et fait fonctionner celui-ci, ainsi que d'autres équipements tels qu'un générateur électrique. Après la conversion en énergie mécanique de l'énergie thermique de la veine de gaz à haute pression et grande vitesse, des gaz d'échappement se forment et sont évacués de la turbine. Les gaz d'échappement peuvent soit être rejetés dans l'air ambiant, soit servir de manière à récupérer une partie de l'énergie contenue dans les gaz d'échappement et ainsi accroître le rendement du cycle. Améliorer le rendement du cycle dans divers régimes, en particulier en charge de base et en dehors des charges de pointe, est une préoccupation constante. A cette fin, certains moteurs à turbine emploient une chambre de post- combustion qui recycle une partie des gaz d'échappement dans la turbine. Bien qu'il améliore dans une certaine mesure le niveau du rendement, le recours à une chambre de post-combustion, en particulier entre des sections de turbine, accroît normalement la longueur axiale du moteur à turbine. Ainsi, les chambres de post-combustion nécessitent un refroidissement supplémentaire et des trajets d'écoulement supplémentaires pour la combustion. Les trajets d'écoulement supplémentaires provoquent une augmentation globale de la longueur de l'arbre de turbine. L'allongement de l'arbre de turbine crée des pertes de rendement et entraîne des soucis liés à l'entretien et à la fiabilité. Les chambres de post-combustion se distinguent aussi par une forte demande en air de refroidissement. Ordinairement, l'air de refroidissement est extrait d'une partie compresseur du moteur à turbine. Malheureusement, comme l'air de refroidissement à haute pression ne sert pas à produire un travail, extraire de l'air d'un compresseur à des fins de refroidissement entraîne des pertes de rendement. Un moteur à turbine construit selon un exemple de forme de réalisation de l'invention comprend une section de turbine ayant une première partie de turbine et une seconde partie de turbine disposées sur un axe central. Une chambre de post-combustion est installée entre les première et seconde parties de turbine. La chambre de post-combustion comprend une conduite de combustion ayant une partie d'écoulement incurvée. La partie d'écoulement incurvée assure un temps de séjour prolongé des produits de combustion passant par la chambre de post- combustion. Des exemples de formes de réalisation de la présente invention comprennent aussi un procédé pour faire fonctionner un moteur à turbine. Le procédé comprend la création d'un flux d'air dans une première partie de turbine du moteur et la circulation du flux d'air vers une chambre de post-combustion ayant une conduite de combustion. Le procédé comprend aussi la direction du flux d'air via une entrée de flux de combustion de la conduite de combustion, le guidage du flux d'air sur une partie d'écoulement incurvée de la conduite de combustion vers une sortie de flux de combustion, et le passage du flux d'air par la sortie de flux de combustion jusque dans une seconde partie de turbine du moteur. L'invention sera mieux comprise à l'étude de la description détaillée d'un mode de réalisation pris à titre d'exemple non limitatif et illustré par les dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est une représentation partielle schématique d'un moteur à turbine comprenant une chambre de post-combustion construite selon des exemples de formes de réalisation de la présente invention ; - la figure 2 est une vue en perspective de gauche de la chambre de post-combustion de la figure 1 ; - la figure 3 est une vue partielle en perspective d'une partie de conduit de circulation de la chambre de post-combustion de la figure 2 ; - la figure 4 est une représentation schématique d'une chambre de post-combustion construite selon un premier exemple de forme de réalisation de l'invention ; et - la figure 5 est une représentation schématique d'une chambre de post-combustion construite selon un autre exemple de forme de réalisation de l'invention. Considérant pour commencer la figure 1, il y est illustré un exemple représentatif d'une section de turbine d'un moteur à turbine à gaz, désignée globalement par le repère 10. La section de turbine 10 reçoit des gaz de combustion chauds issus d'un ensemble annulaire de chambres de combustion (non représentées), qui font passer les gaz chauds par une conduite ou pièce de transition 12. Les gaz de combustion passent par la conduite de transition 12 pour entrer dans la zone réceptrice pour combustion 13 et se dirigent vers une première partie ou partie haute pression (HP) 14 de turbine. La partie HP 14 de turbine comprend un certain nombre d'étages de turbine, dont l'un est désigné par le repère 15. L'étage 15 de turbine comporte une pluralité d'ailettes à espacement circonférentiel, dont l'une est désignée par le repère 16, montées sur, et faisant partie de, une roue 18 de turbine, et une pluralité d'aubes fixes de stator à espacement circonférentiel, dont l'une est désignée par le repère 20. La section de turbine 10 comprend aussi une seconde partie ou partie basse pression (BP) 21 de turbine en communication fluidique avec la première partie 14 de turbine sur un axe central (non désigné par un repère séparé). La section BP 21 de turbine comprend un premier étage BP 22 ayant une pluralité d'aubes fixes de stator à espacement circonférentiel, dont l'une est désignée par le repère 23. Le premier étage BP 22 comprend aussi une pluralité d'ailettes 26 à espacement circonférentiel montées sur une roue 27. Sur la figure 1 est également illustré le fait que la partie BP 21 de turbine comprend un deuxième étage BP 27 ayant une pluralité d'ailettes 28 à espacement circonférentiel montées sur une roue 30, et une pluralité d'aubes fixes 32 de stator à espacement circonférentiel. Evidemment, il est entendu que le nombre d'étages présents dans chaque partie 14 et 21 de turbine peut varier. Selon l'exemple de forme de réalisation représenté, la partie HP 14 de turbine est réunie à la partie BP 21 de turbine par l'intermédiaire d'une chambre de post-combustion 42. Comme représenté le plus clairement sur les figures 2 à 5, la chambre de post-combustion 42 comprend une partie formant corps principal 44 ayant une première section d'extrémité 46 qui s'étend jusqu'à une seconde section d'extrémité 47 via une section intermédiaire 48, ces trois sections définissant collectivement une pluralité de conduits de circulation, dont l'un est désigné par le repère 50, organisés en un assemblage annulaire autour de la partie formant corps principal 44. Comme chacun des conduits de la pluralité de conduits de circulation est sensiblement similaire aux autres, la description détaillée ci-dessous portera sur le conduit de circulation 50. Le conduit de circulation 50 comporte une conduite de dérivation 55 et une conduite de combustion 58 qui, dans l'exemple de forme de réalisation représenté, se présente sous une forme tubo-annulaire. La conduite de dérivation 55 comporte une premier partie d'extrémité 61 qui s'étend jusqu'à une seconde partie d'extrémité 62 via une partie intermédiaire 63. La première partie d'extrémité 61 comporte une entrée 65 d'air de dérivation en communication fluidique avec la partie HP 14 de turbine et une sortie 66 d'air de dérivation en communication fluidique avec la partie BP 21 de turbine. Comme expliqué plus complètement ci-après, une première partie d'un flux d'air de turbine passe de la partie HP 14 de turbine à l'entrée 65 d'air de dérivation, via la conduite de dérivation 55, et sort par la sortie 66 d'air de dérivation pour entrer dans la partie BP 21 de turbine.
Comme représenté en outre sur les figures 2 et 3, la conduite de combustion 58 comporte une première partie d'extrémité 70 qui s'étend jusqu'à une seconde partie d'extrémité 71 via une partie intermédiaire 72. La partie intermédiaire 72 est définie par une partie d'écoulement arquée ou incurvée qui s'étend vers l'extérieur et est espacée de la conduite de dérivation 55. La conduite de combustion 58 comporte en outre une entrée 74 de flux de combustion disposée au niveau d'une première partie d'extrémité 70 et une sortie 75 d'air de combustion disposée au niveau d'une seconde partie d'extrémité 71. De plus, la conduite de combustion 58 est munie d'un moyen de détournement 80 de flux à position variable disposé à l'entrée 74 de flux de combustion. Le moyen de détournement 80 de flux est monté de manière pivotante sur la première partie d'extrémité 70 et est mis dans une position choisie pour modifier une géométrie d'entrée de l'entrée 74 de flux de combustion afin d'accroître l'efficacité de la combustion, en particulier aux vitesses inférieures de la turbine. I1 faut souligner que, dans certaines conditions de charge, le moyen de détournement 80 de flux pourrait diriger la totalité du flux d'air de façon qu'il passe par la conduite de dérivation 55, par exemple lorsqu'une augmentation d'enthalpie dans la chambre de post-combustion n'est pas nécessaire, ce qui provoque une réduction de la chute de pression dans la chambre de post-combustion 42 et une hausse du rendement de la turbine à gaz. Selon l'exemple de forme de réalisation représenté, la conduite de combustion est munie d'une pluralité d'injecteurs de combustible, désignés globalement par le repère 90, qui sont en communication fluidique avec une pluralité d'orifices pour combustible, désignés globalement par le repère 93 (cf. figure 5), et avec au moins une rampe de distribution de combustible (non représentée). Les injecteurs 90 de combustible sont situés à proximité de la première partie d'extrémité 70 et sont conçus pour introduire du combustible dans un flux d'air passant par la conduite de combustion 58. La conduite de combustion 58 est également pourvue d'une pluralité de gicleurs de dilution 96 situés à proximité de la seconde partie d'extrémité 71. Les gicleurs de dilution 96 permettent à une partie du flux d'air passant par la conduite de dérivation 55 d'entrer dans la conduite de combustion 58 afin de diluer les produits de combustion avant de passer par la sortie 75 de la conduite de combustion et d'entrer dans la partie BP 21 de turbine. A ce stade, il faut noter que la partie d'écoulement incurvée de la conduite de combustion améliore l'efficacité de la régulation de la combustion. Ainsi, les produits de combustion passant par la conduite de combustion 58 sont amenés à avoir un temps de séjour prolongé sans accroissement de la longueur axiale de la chambre de post-combustion 42 et, par extension, en limitant la longueur axiale de la section de turbine 10. En prolongeant le temps de séjour des produits de combustion, la chambre de combustion renforce l'efficacité de la combustion tout en maintenant les émissions à des niveaux conformes aux valeurs à respecter. I1 faut également souligner que la forme/géométrie globale de la partie d'écoulement incurvée peut être ajustée/modifiée/adaptée afin d'établir un temps de séjour pour des turbines spécifiques sans accroître la longueur de la turbine. De plus, en espaçant la conduite de combustion vers l'extérieur par rapport à la partie formant corps principal de la chambre de post-combustion, les besoins en refroidissement sont répartis entre la conduite de combustion et la conduite de dérivation, ce qui permet donc une plus grande souplesse pour le refroidissement des pièces chaudes. Enfin, lorsqu'un refroidissement est nécessaire, une chemise de vapeur peut être montée autour des conduites de combustion pour assurer un plus grand refroidissement et améliorer encore les performances (émissions, puissance délivrée et rendement) des turbines, puisqu'on utilise moins d'air pour le refroidissement.
LISTE DES REPERES
10. Section de turbine 12. Pièce/conduite de transition 13. Zone réceptrice pour combustion 14. Première section (HP) de turbine 15. Etage (HP) de turbine 16 Ailettes 18. Roue de turbine 20. Aubes fixes de stator 21. Partie BP (10) 22. Premier étage BP 23. Ailettes (22) 24. Roue 26. Aubes fixes de stator (22) 27. Second étage BP 28. Ailettes (27) 30. Roue 32. Aubes fixes de stator (27) 42. Chambre de post-combustion, 44. Partie formant corps principal 46. Première section d'extrémité 47. Seconde section d'extrémité 48. Section intermédiaire 50. Conduit de circulation 55. Conduite de dérivation 58. Conduite de combustion 61. Premier partie d'extrémité (58) 62. Seconde partie d'extrémité (58) 63. Partie intermédiaire (58) 65. Entrée de flux de dérivation 66. Sortie de flux de dérivation 70. Premier partie d'extrémité (58) 71. Seconde partie d'extrémité (58) 72. Partie intermédiaire (58) (incurvée) 74. Entrée de flux de combustion 75. Sortie de flux de combustion 80. Moyen de détournement de flux 90. Injecteur de combustible 93. Orifices d'injection de combustible 96. Gicleurs de dilution
Claims (10)
- REVENDICATIONS1. Moteur à turbine, comprenant : une section de turbine (10) comportant une première partie (14) de turbine et une seconde partie (21) de turbine disposées sur un axe central ; et une chambre de post-combustion (42) disposée entre les première et seconde parties (14, 21) de turbine, la chambre de post-combustion (42) comprenant une conduite de combustion (50) ayant une partie d'écoulement incurvée (72), la partie d'écoulement incurvée (72) assurant un temps de séjour prolongé des produits de combustion passant par la chambre de post-combustion (42).
- 2. Moteur à turbine selon la revendication 1, dans lequel la partie d'écoulement incurvée (72) de la conduite de combustion (42) s'étend vers l'extérieur depuis l'axe central.
- 3. Moteur à turbine selon la revendication 2, dans lequel la partie d'écoulement incurvée (72) est espacée de la chambre de post-combustion (42).
- 4. Moteur à Turbine selon la revendication 1, dans lequel la conduite de combustion comporte une entrée (74) de flux de combustion en communication fluidique avec la première partie (14) de turbine et une sortie (75) de flux de combustion en communication fluidique avec la seconde partie (21) de turbine.
- 5. Moteur à turbine selon la revendication 4, dans lequel la conduite de combustion (58) comporte un moyen de détournement (80) de flux disposé à l'entrée (74) de flux de combustion.
- 6. Moteur à turbine selon la revendication 5, dans lequel le moyen de détournement (80) de flux est monté de manière pivotante par rapport à la chambre de post-combustion (42), le moyen de détournement (80) de flux étant mis dans une position choisie pour modifier la géométrie de l'entrée (74) de flux de combustion.
- 7. Moteur à turbine selon la revendication 4, dans lequel la chambre de post-combustion (42) comprend au moins un injecteur (90) de combustible monté dans la conduite de combustion (58).
- 8. Moteur à turbine selon la revendication 7, dans lequel chaque injecteur (90) de combustible est monté à l'entrée (74) de flux de combustion.
- 9. Moteur à turbine selon la revendication 4, dans lequel la chambre de post-combustion (42) comprend une conduite de dérivation (55) placée au voisinage immédiat de la conduite de combustion.
- 10. Moteur à turbine selon la revendication 9, dans lequel la chambre de post-combustion (42) comprend au moins un gicleur de dilution (96) en communication fluidique avec la conduite de dérivation (55) et la conduite de combustion (58).
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US12/060,481 US8006477B2 (en) | 2008-04-01 | 2008-04-01 | Re-heat combustor for a gas turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2929338A1 true FR2929338A1 (fr) | 2009-10-02 |
Family
ID=41051618
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR0951924A Pending FR2929338A1 (fr) | 2008-04-01 | 2009-03-25 | Chambre de post-combustion pour moteur a turbine a gaz |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8006477B2 (fr) |
| JP (1) | JP2009250605A (fr) |
| CN (1) | CN101550872A (fr) |
| DE (1) | DE102009003702A1 (fr) |
| FR (1) | FR2929338A1 (fr) |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8091365B2 (en) * | 2008-08-12 | 2012-01-10 | Siemens Energy, Inc. | Canted outlet for transition in a gas turbine engine |
| US8256202B1 (en) * | 2008-11-25 | 2012-09-04 | Florida Turbine Technologies, Inc. | High bypass turbofan |
| US20110219776A1 (en) * | 2010-03-15 | 2011-09-15 | General Electric Company | Aerodynamic flame stabilizer |
| US20120151935A1 (en) * | 2010-12-17 | 2012-06-21 | General Electric Company | Gas turbine engine and method of operating thereof |
| US8322141B2 (en) * | 2011-01-14 | 2012-12-04 | General Electric Company | Power generation system including afirst turbine stage structurally incorporating a combustor |
| CA2824124C (fr) * | 2012-08-24 | 2016-10-04 | Alstom Technology Ltd. | Methode de melange d'air de dilution dans un systeme de combustion sequentielle d'une turbine a gaz |
| US9624829B2 (en) | 2013-03-05 | 2017-04-18 | Industrial Turbine Company (Uk) Limited | Cogen heat load matching through reheat and capacity match |
| US10036317B2 (en) | 2013-03-05 | 2018-07-31 | Industrial Turbine Company (Uk) Limited | Capacity control of turbine by the use of a reheat combustor in multi shaft engine |
| US9328663B2 (en) | 2013-05-30 | 2016-05-03 | General Electric Company | Gas turbine engine and method of operating thereof |
| US9366184B2 (en) | 2013-06-18 | 2016-06-14 | General Electric Company | Gas turbine engine and method of operating thereof |
| US9534541B2 (en) | 2013-10-11 | 2017-01-03 | General Electric Company | System and method for improving efficiency of a gas turbine engine |
| US11859539B2 (en) * | 2021-02-01 | 2024-01-02 | General Electric Company | Aircraft propulsion system with inter-turbine burner |
| US11371701B1 (en) | 2021-02-03 | 2022-06-28 | General Electric Company | Combustor for a gas turbine engine |
| CN114583330B (zh) * | 2022-03-15 | 2023-06-27 | 西安航空学院 | 一种设有高效导热降温结构的汽车动力电池用防护箱 |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3054257A (en) * | 1953-03-10 | 1962-09-18 | Garrett Corp | Gas turbine power plant for vehicles |
| US3315467A (en) * | 1965-03-11 | 1967-04-25 | Westinghouse Electric Corp | Reheat gas turbine power plant with air admission to the primary combustion zone of the reheat combustion chamber structure |
| US3449914A (en) * | 1967-12-21 | 1969-06-17 | United Aircraft Corp | Variable flow turbofan engine |
| US4085583A (en) * | 1975-03-31 | 1978-04-25 | The Boeing Company | Method for selectively switching motive fluid supply to an aft turbine of a multicycle engine |
| FR2392231A1 (fr) * | 1977-05-23 | 1978-12-22 | Inst Francais Du Petrole | Turbine a gaz comportant une chambre de combustion entre les etages de la turbine |
| CH629571A5 (de) * | 1978-06-16 | 1982-04-30 | Bbc Brown Boveri & Cie | Verfahren zum betrieb einer gasturbinenanlage. |
| US4592204A (en) * | 1978-10-26 | 1986-06-03 | Rice Ivan G | Compression intercooled high cycle pressure ratio gas generator for combined cycles |
| US4858428A (en) * | 1986-04-24 | 1989-08-22 | Paul Marius A | Advanced integrated propulsion system with total optimized cycle for gas turbines |
| IT1243682B (it) * | 1989-07-28 | 1994-06-21 | Gen Electric | Raffreddamento a vapore di turbomotore a gas |
| US5184460A (en) * | 1991-01-30 | 1993-02-09 | The United States Of America As Represented By The Administrator, National Aeronautics And Space Administration | Multi-heat addition turbine engine |
| DE4419338A1 (de) * | 1994-06-03 | 1995-12-07 | Abb Research Ltd | Gasturbine und Verfahren zu ihrem Betrieb |
| US6385959B1 (en) * | 1999-08-24 | 2002-05-14 | MONTOYA CéSAR AGUILERA | Gas turbine engine with increased fuel efficiency and method for accomplishing the same |
| US6619026B2 (en) * | 2001-08-27 | 2003-09-16 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Reheat combustor for gas combustion turbine |
| US6796130B2 (en) * | 2002-11-07 | 2004-09-28 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Integrated combustor and nozzle for a gas turbine combustion system |
| DE102005042889B4 (de) * | 2005-09-09 | 2019-05-09 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Gasturbogruppe |
-
2008
- 2008-04-01 US US12/060,481 patent/US8006477B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2009
- 2009-03-25 FR FR0951924A patent/FR2929338A1/fr active Pending
- 2009-03-26 JP JP2009075419A patent/JP2009250605A/ja active Pending
- 2009-03-30 DE DE102009003702A patent/DE102009003702A1/de not_active Withdrawn
- 2009-04-01 CN CN200910133432.9A patent/CN101550872A/zh active Pending
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN101550872A (zh) | 2009-10-07 |
| US8006477B2 (en) | 2011-08-30 |
| US20090241505A1 (en) | 2009-10-01 |
| JP2009250605A (ja) | 2009-10-29 |
| DE102009003702A1 (de) | 2009-10-08 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2929338A1 (fr) | Chambre de post-combustion pour moteur a turbine a gaz | |
| US11448235B2 (en) | Axi-centrifugal compressor with variable outlet guide vanes | |
| EP1503061B1 (fr) | Procédé de refroidissement, par air refroidi en partie dans un échangeur externe, des parties chaudes d'un turboréacteur, et turboréacteur ainsi refroidi. | |
| US10450867B2 (en) | Riblets for a flowpath surface of a turbomachine | |
| EP2075437B1 (fr) | Système de refroidissement à plusieurs sources pour une turbine à gaz | |
| JP5181114B2 (ja) | 高圧力比後方ファン組立体及びガスタービンエンジン | |
| US20200024985A1 (en) | Integrated strut-vane | |
| US8408868B2 (en) | Methods, systems and/or apparatus relating to inducers for turbine engines | |
| JP2016194297A (ja) | タービンフレーム及びタービンフレームのための翼形部 | |
| FR2916244A1 (fr) | Procede et dispositif pour faciliter le refroidissement de moteurs a turbines | |
| EP1903184A3 (fr) | Conduit de transition pour induire une torsion au fluide avant le premier étage d'une turbine à gaz | |
| JP2009047163A (ja) | 効率範囲が広い出力タービンを備えた内燃機関装置 | |
| CN108799200B (zh) | 具有排放槽和辅助法兰的压缩机设备 | |
| CN108799202B (zh) | 具有包括导流板的排放槽的压缩机设备 | |
| US10830144B2 (en) | Gas turbine engine compressor impeller cooling air sinks | |
| US9206693B2 (en) | Apparatus, method, and system for separating particles from a fluid stream | |
| JP7179841B2 (ja) | 排ガスタービンのディフューザ装置 | |
| US9752585B2 (en) | Gas turbine engine architecture with intercooled twin centrifugal compressor | |
| CA2956346A1 (fr) | Profil dynamique de turbine dote de refroidissement | |
| US8851832B2 (en) | Engine and vane actuation system for turbine engine | |
| US9650903B2 (en) | Combustor turbine interface for a gas turbine engine | |
| KR102610374B1 (ko) | 터보차저 및 터보차저를 작동하는 방법 | |
| CN113757172B (zh) | 具有排放槽和辅助法兰的压缩机设备 | |
| US20220034259A1 (en) | Centrifical compressor assembly for a gas turbine engine | |
| GB2530763A (en) | A heat shield |