JP2017172959A - 後期噴射特徴部を有するトランジションダクトアセンブリ - Google Patents

後期噴射特徴部を有するトランジションダクトアセンブリ Download PDF

Info

Publication number
JP2017172959A
JP2017172959A JP2017049284A JP2017049284A JP2017172959A JP 2017172959 A JP2017172959 A JP 2017172959A JP 2017049284 A JP2017049284 A JP 2017049284A JP 2017049284 A JP2017049284 A JP 2017049284A JP 2017172959 A JP2017172959 A JP 2017172959A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
inlet
outlet
fuel
transition duct
downstream
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.)
Granted
Application number
JP2017049284A
Other languages
English (en)
Other versions
JP7012444B2 (ja
Inventor
ジェームズ・スコット・フラナガン
James Scott Flanagan
ケビン・ウェストン・マクマハン
Kevin Weston Mcmahan
ジェフリー・スコット・ルベーグ
Scott Lebegue Jeffrey
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.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JP2017172959A publication Critical patent/JP2017172959A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP7012444B2 publication Critical patent/JP7012444B2/ja
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • 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
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/222—Fuel flow conduits, e.g. manifolds
    • 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
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • 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
    • 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
    • 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
    • F23R3/46—Combustion chambers comprising an annular arrangement of several essentially tubular flame tubes within a common annular casing or within individual casings
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/08—Purpose of the control system to produce clean exhaust gases
    • 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
    • F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged combustion

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)

Abstract

【課題】ターボ機械を提供する。
【解決手段】ターボ機械は、略環状アレイで配置された複数のトランジションダクト５０を含む。各トランジションダクトは、入口と、出口５４と、内部５７を画成し、入口と出口との間に延在し、長手方向軸線、半径方向軸線、及び接線方向軸線を画成する通路５６とを含む。各トランジションダクトの出口は、長手方向軸線及び接線方向軸線に沿って入口からオフセットされる。各トランジションダクトはさらに、上流側部分１７０と、下流側部分１７２とを含む。ターボ機械はさらに、トランジションダクトの上流側部分と下流側部分との間に配置され、トランジションダクトの入口の下流側の内部に流れ込む噴射流体のための流体連通を提供する後期噴射アセンブリ２５０を含む。後期噴射アセンブリは、後期噴射リング２５２を含む。
【選択図】図１３

Description

本明細書で開示される主題は、一般に、ターボ機械に関し、より具体的には、ターボ機械における後期噴射特徴部を有するトランジションダクトの使用に関する。
ターボ機械は、発電などの分野において広く利用されている。例えば、従来のガスタービンシステムは、圧縮機セクションと、燃焼器セクションと、１以上のタービンセクションとを含む。圧縮機セクションは、空気が圧縮機セクションを流れるときに空気を圧縮するように構成される。次いで、空気は、圧縮機セクションから燃焼器セクションに流れ、ここで燃料と混合して燃焼し、高温ガス流を発生する。高温ガス流は、タービンセクションに供給され、タービンセクションは、これからエネルギーを抽出して圧縮機、発電機、及び他の様々な負荷に動力を供給することによって高温ガス流を利用する。
ターボ機械の燃焼器セクションは、一般に、燃焼された高温ガスを１以上のタービンセクションと流通させるためのチューブ又はダクトを含む。近年、高温ガスの流れをシフトさせるチューブ又はダクトを含む燃焼器セクションが導入されている。例えば、高温ガスをダクトを通して長手方向に流しつつ、流れが様々な角度成分を有するように半径方向及び／又は接線方向に流れをさらにシフトさせる燃焼器セクション用のダクトが導入されている。これらの設計は、タービンセクションから第１段ノズルを排除することを含む様々な利点を有する。第１段ノズルは、高温ガス流をシフトさせるために既に設けられているが、これらのダクトの設計に起因して必要とされない場合がある。第１段ノズルの排除は、関連する圧力降下を排除するとともに、ターボ機械の効率及び出力を高める場合がある。
様々な設計及び運転パラメータが、燃焼器セクションの設計及び運転に影響を及ぼす。例えば、一般に、燃焼ガス温度が高くなるほど、燃焼器セクションの熱力学的効率が向上する。しかし、より高い燃焼ガス温度はまた、燃焼炎が燃料ノズルによって供給される燃料に移りそれにより比較的短時間で燃料ノズルに深刻なダメージをもたらす恐れがある、逆火及び／又は保炎状態も促進してしまう。加えて、より高い燃焼ガス温度は、一般に、二原子窒素の解離速度を増加させ、窒素酸化物（ＮＯＸ）の生成を増加させる。その反対に、燃料流の減少及び／又は部分負荷運転（ターンダウン）に関連するより低い燃焼ガス温度は、一般に、燃焼ガスの化学反応速度を低下させ、一酸化炭素及び未燃炭化水素の生成を増加させる。これらの設計及び運転パラメータは、上述したように、内部の高温ガスの流れをシフトさせるダクトを利用する場合に特に懸念される。
米国特許第９１３３７２２号明細書
本開示の態様及び利点は、一部が以下の説明に記載されており、或いはその説明から明らかになり、或いは本開示の実施により学ぶことができる。
一実施形態では、ターボ機械が提供される。ターボ機械は、略環状アレイで配置された複数のトランジションダクトを含み、複数のトランジションダクトの各々は、入口と、出口と、内部を画成し、入口と出口との間に延在し、長手方向軸線、半径方向軸線、及び接線方向軸線を画成する通路とを含む。複数のトランジションダクトの各々の出口は、長手方向軸線及び接線方向軸線に沿って入口からオフセットされる。複数のトランジションダクトの各々はさらに、上流側部分と、下流側部分とを含む。上流側部分は、入口と後方端部との間に延在し、下流側部分は、先頭端部と出口との間に延在する。ターボ機械はさらに、複数のトランジションダクトの内の１つのトランジションダクトの上流側部分と下流側部分との間に配置された後期噴射アセンブリを含む。後期噴射アセンブリは、トランジションダクトの入口の下流側の内部に流れ込む噴射流体のための流体連通を提供する。後期噴射アセンブリは、後期噴射リングを含み、後期噴射リングは、主導管を画成し、主導管は、入口と出口との間に延在する。入口は、後期噴射リング内の燃料と混合するための作動流体を受け入れるために後期噴射リングの下流側に画成される。出口は、トランジションダクトの内部と流体連通する。
別の実施形態では、ターボ機械が提供される。ターボ機械は、略環状アレイで配置された複数のトランジションダクトを含み、複数のトランジションダクトの各々は、入口と、出口と、内部を画成し、入口と出口との間に延在し、長手方向軸線、半径方向軸線、及び接線方向軸線を画成する通路とを含む。複数のトランジションダクトの各々の出口は、長手方向軸線及び接線方向軸線に沿って入口からオフセットされる。複数のトランジションダクトの各々はさらに、上流側部分と、下流側部分とを含む。上流側部分は、入口と後方端部との間に延在し、下流側部分は、先頭端部と出口との間に延在する。ターボ機械はさらに、トランジションダクトを全体的に囲むフロースリーブを含む。フロースリーブは、入口と、出口と、入口と出口との間に延在するスリーブ通路とを含む。フロースリーブはさらに、上流側部分と、下流側部分とを含む。上流側部分は、入口と後方端部との間に延在し、下流側部分は、先頭端部と出口との間に延在する。トランジションダクト及びフロースリーブの上流側部分は、それらの間に上流側キャビティを画成し、トランジションダクト及びフロースリーブの下流側部分は、それらの間に下流側キャビティを画成する。ターボ機械はさらに、複数のトランジションダクトの内の１つのトランジションダクトの上流側部分と下流側部分との間に配置された後期噴射アセンブリを含む。後期噴射アセンブリは、トランジションダクトの入口の下流側の内部に流れ込む噴射流体のための流体連通を提供する。後期噴射アセンブリは、後期噴射リングを含む。後期噴射リングは、主導管を画成し、主導管は、入口と出口との間に延在し、入口は、後期噴射リング内の燃料と混合するための作動流体を受け入れるために後期噴射リングの下流側に画成されて下流側キャビティと流体連通し、出口は、トランジションダクトの内部と流体連通する。後期噴射アセンブリはさらに、燃料マニホールドを含み、燃料マニホールドは、燃料を燃料マニホールドに流すために燃料源と流体連通し、かつ燃料を主導管に流すために主導管と流体連通する。燃料マニホールドは、マニホールド導管を画成し、後期噴射リングは、燃料プレナムを画成する。燃料は、燃料マニホールドから燃料プレナムに、燃料プレナムから主導管に流れ、主導管で作動流体と混合する。
本開示のこれら及び他の特徴、態様及び利点は、以下の説明及び添付の特許請求の範囲を参照して、よりよく理解されよう。添付の図面は、本明細書に組み込まれ、本明細書の一部を構成するものであるが、本開示の実施形態を例示し、また説明と共に本開示の原理を説明する働きをする。
当業者を対象とした、その最良の形態を含む本開示の完全で実施可能な程度の開示が本明細書に記載されており、本明細書は添付の図を参照する。
本開示の実施形態によるガスタービンシステムの概略図である。 本開示の実施形態によるガスタービンシステムのいくつかの部分の断面図である。 本開示の実施形態によるガスタービンシステムのタービンセクションの断面図である。 本開示の実施形態によるトランジションダクトの環状アレイの斜視図である。 本開示の実施形態による複数のトランジションダクト及び関連するインピンジメントスリーブの上面斜視図である。 本開示の実施形態によるトランジションダクトの側面斜視図である。 本開示の実施形態による隣り合うトランジションダクトを含み、それらの間に翼形部の様々な部分を形成するトランジションダクトアセンブリの切欠き斜視図である。 本開示の実施形態による複数のトランジションダクト及び関連するインピンジメントスリーブの上面前方斜視図である。 本開示の実施形態による支持リングアセンブリに接続された複数のトランジションダクトの上面後方斜視図である。 本開示の実施形態によるトランジションダクトの下流側部分の側面斜視図である。 本開示の実施形態によるトランジションダクトの下流側部分の出口側の斜視図である。 本開示の実施形態によるトランジションダクトの上流側部分と下流側部分との間に接続された後期噴射アセンブリの斜視図である。 本開示の実施形態によるトランジションダクト及び関連するインピンジメントスリーブの上流側部分と下流側部分との間に接続された後期噴射アセンブリの側面断面図である。 本開示の実施形態による後期噴射アセンブリの側面断面図である。 本開示の実施形態によるトランジションダクトに接続された後期噴射アセンブリの正面断面図である。
以下、本開示の実施形態についての参照が詳細に行われるが、その１以上の実施例が図面に示されている。各実施例は、本開示の限定ではなくて本開示の説明として示している。実際には、本開示の範囲及び精神から逸脱せずに、本開示において様々な修正及び変更を加えることができることは、当業者には明らかであろう。例えば、一実施形態の一部として例示し又は説明した特徴は、別の実施形態で使用してさらに別の実施形態を生成することができる。したがって、本開示は、そのような修正及び変更を添付の特許請求の範囲及びその等価物の範囲内に属するものとして保護することを意図している。
図１は、図示の実施形態ではガスタービンシステム１０であるターボ機械の概略図である。本開示のターボ機械は、ガスタービンシステム１０である必要はなく、むしろ、蒸気タービンシステム又は他の適切なシステムなどの任意の適切なタービンシステム又は他のターボ機械であってもよいことを理解されたい。システム１０は、図示のように、圧縮機セクション１２と、後述するように複数の燃焼器１５を含むことができる燃焼器セクション１４と、タービンセクション１６とを含むことができる。圧縮機セクション１２とタービンセクション１６は、シャフト１８によって結合され得る。シャフト１８は、単一のシャフト、又はシャフト１８を形成するために共に結合される複数のシャフトセグメントであってもよい。シャフト１８はさらに、発電機又は他の適切なエネルギー蓄積装置に結合されてもよく、又は、例えば配電網に直接接続されてもよい。入口セクション１９は、空気流を圧縮機セクション１２に供給することができ、排気ガスは、排気セクション２０を通ってタービンセクション１６から排出されてシステム１０又は他の適切なシステムで排出され及び／又は利用され得る。システム１０からの排気ガスは、例えば、大気中に排出されてもよく、蒸気タービン又は他の適切なシステムに流されてもよく、又は熱回収蒸気発生器を通じてリサイクルされてもよい。
図２を参照すると、ガスタービンシステム１０のいくつかの部分の簡略化された図が示されている。図２に示されているガスタービンシステム１０は、システム１０を通って流れている後述の作動流体を加圧するための圧縮機セクション１２を含む。圧縮機セクション１２から放出された加圧された作動流体は、燃焼器セクション１４に流れ込み、燃焼器セクション１４は、システム１０の軸線の周りに環状アレイで配置された複数の燃焼器１５（図２にはその１つのみが示されている）を含むことができる。燃焼器セクション１４に入る作動流体は、天然ガス又は別の適切な液体もしくはガスなどの燃料と混合されて、燃焼される。燃焼高温ガスは、各燃焼器１５からタービンセクション１６に流れ、システム１０を駆動して出力を発生する。
ガスタービン１０の燃焼器１５は、作動流体と燃料を混合して燃焼するための種々の構成要素を含むことができる。例えば、燃焼器１５は、圧縮機吐出ケーシング２１などのケーシング２１を含むことができる。軸方向に延在する環状スリーブであってもよい種々のスリーブが、少なくとも部分的にケーシング２１に配置されてもよい。図２に示されているスリーブは、スリーブの入口が出口と軸方向で位置合わせされるように略長手方向軸線９８に沿って軸方向に延在する。例えば、燃焼器ライナ２２が、その内側に燃焼域２４をほぼ画成してもよい。作動流体、燃料、及び随意的な酸化剤の燃焼は、一般に、燃焼域２４で起こる。結果として生じる燃焼高温ガスは、長手方向軸線９８に沿ってほぼ軸方向に燃焼器ライナ２２を通ってトランジションピース２６内へと下流側に流れ、その後、長手方向軸線９８に沿ってほぼ軸方向にトランジションピース２６を通ってタービンセクション１６内へと流れることができる。
燃焼器１５はさらに、燃料ノズル４０又は複数の燃料ノズル４０を含むことができる。燃料は、１以上のマニホールド（図示せず）によって燃料ノズル４０に供給され得る。後述するように、燃料ノズル４０又は複数の燃料ノズル４０は、燃料及び随意的に作動流体を燃焼のために燃焼域２４に供給してもよい。
次に図４〜図１５を参照すると、本開示による燃焼器１５は、一般にトランジションダクトアセンブリと称される１以上のトランジションダクト５０を含むことができる。本開示のトランジションダクト５０は、他の燃焼器の様々な軸方向に延在するスリーブの代わりに設けることができる。例えば、トランジションダクト５０は、軸方向に延在するトランジションピース２６及び随意的に燃焼器１５の燃焼器ライナ２２に取って代わってもよい。したがって、トランジションダクトは、燃料ノズル４０から、又は燃焼器ライナ２２から延在してもよい。本明細書で論じられるように、トランジションダクト５０は、それを通じて作動流体をタービンセクション１６に流すために、軸方向に延在する燃焼器ライナ２２及びトランジションピース２６に優る様々な利点を提供することができる。
図示のように、複数のトランジションダクト５０は、長手方向軸線９０の周りに環状アレイで配置することができる。さらに、各トランジションダクト５０は、燃料ノズル４０又は複数の燃料ノズル４０とタービンセクション１６との間に延在することができる。例えば、各トランジションダクト５０は、燃料ノズル４０からタービンセクション１６に延在してもよい。したがって、作動流体は、一般に、燃料ノズル４０からトランジションダクト５０を通ってタービンセクション１６に流れることができる。いくつかの実施形態では、トランジションダクト５０は、有利には、タービンセクションの第１段ノズルを排除することができ、それにより任意の関連する抵抗及び圧力降下を排除し、システム１０の効率及び出力を高めることができる。
各トランジションダクト５０は、入口５２と、出口５４と、内部５７を画成し得る入口と出口との間の通路５６とを有することができる。トランジションダクト５０の入口５２及び出口５４は、略円形又は楕円形断面、長方形断面、三角形断面、又は任意の他の適切な多角形断面を有してもよい。さらに、トランジションダクト５０の入口５２及び出口５４は、同様に形成される断面を有する必要がないことを理解されたい。例えば、一実施形態では、入口５２が略円形断面を有してもよく、一方、出口５４が略長方形断面を有してもよい。
さらに、通路５６は、入口５２と出口５４との間でほぼテーパ状とすることができる。例えば、例示的な実施形態では、通路５６の少なくとも一部は、略円錐形に形成されてもよい。しかし、これに加えて或いは代えて、通路５６又はその任意の部分は、略長方形断面、三角形断面、又は任意の他の適切な多角形断面を有してもよい。 通路５６の断面形状は、通路５６が比較的大きい入口５２から比較的小さい出口５４へと先細るにつれて、通路５６又はその任意の部分の全体にわたって変化することができることを理解されたい。
複数のトランジションダクト５０の各々の出口５４は、それぞれのトランジションダクト５０の入口５２からオフセットされてもよい。本明細書で使用される用語「オフセット」は、定められた座標方向に沿った離間を意味する。複数のトランジションダクト５０の各々の出口５４は、長手方向軸線９０に沿うオフセットなど、それぞれのトランジションダクト５０の入口５２から長手方向にオフセットされてもよい。
加えて、例示的な実施形態では、複数のトランジションダクト５０の各々の出口５４は、接線方向軸線９２に沿うオフセットなど、それぞれのトランジションダクト５０の入口５２から接線方向にオフセットされてもよい。複数のトランジションダクト５０の各々の出口５４がそれぞれのトランジションダクト５０の入口５２から接線方向にオフセットされるため、トランジションダクト５０は、有利には、後述するように、トランジションダクト５０を通じた作動流体の流れの接線方向成分を利用して、タービンセクション１６の第１段ノズルの必要性を排除することができる。
さらに、例示的な実施形態では、複数のトランジションダクト５０の各々の出口５４は、半径方向軸線９４に沿うオフセットなど、それぞれのトランジションダクト５０の入口５２から半径方向にオフセットされてもよい。複数のトランジションダクト５０の各々の出口５４がそれぞれのトランジションダクト５０の入口５２から半径方向にオフセットされるため、トランジションダクト５０は、有利には、後述するように、トランジションダクト５０を通じた作動流体の流れの半径方向成分を利用して、タービンセクション１６の第１段ノズルの必要性をさらに排除することができる。
接線方向軸線９２及び半径方向軸線９４は、図４に示されるように、トランジションダクト５０の環状アレイによって画成された外周に対して各トランジションダクト５０ごとに個別に画成され、軸線９２及び９４は、長手方向軸線９０の周りに環状アレイで配置されたトランジションダクト５０の数に基づいて、外周の周りで各トランジションダクト５０ごとに異なることを理解されたい。
前述したように、燃焼高温ガスがトランジションダクト５０を通って流された後、燃焼高温ガスは、トランジションダクト５０からタービンセクション１６に流れ込んでもよい。図３に示されるように、本開示によるタービンセクション１６は、高温ガス経路１０４を画成し得るシュラウド１０２を含むことができる。シュラウド１０２は、複数のシュラウドブロック１０６から形成することができる。シュラウドブロック１０６は、１以上の環状アレイで配置することができ、環状アレイの各々は、その内側に高温ガス経路１０４の一部を画成してもよい。タービンセクション１６はさらに、支持リングアセンブリを含むことができ、支持リングアセンブリは、例えばシュラウド１０２（その第１の複数のシュラウドブロック１０６など）の（高温ガス経路１０４に沿って）上流側に配置することができるか、又はシュラウド１０２の第１の部分とすることができる下側支持リング２００及び上側支持リング２０２を含むことができる。支持リングアセンブリはさらに、高温ガス経路１０４を画成することができ（すなわち下側及び上側支持リング２００、２０２の間に）、トランジションダクト５０とタービンセクション１６との間にトランジションピースを提供する。したがって、支持リングアセンブリ及びそのリング２００、２０２は、複数のトランジションダクト５０の（高温ガス経路１０４に沿って）下流側であってもよい。 高温ガスは、トランジションダクト５０から（下側及び上側支持リング２００、２０２の間で）支持リングアセンブリ内を通り、支持リングアセンブリからタービンセクション１６の残りの部分を通って流れることができる。支持リングは、従来、ノズル支持リング又は第１段ノズル支持リングと称されることもあることに留意されたい。しかし、本明細書で論じられるように、第１段ノズルは、本開示の例示的な実施形態に従ったトランジションダクト５０と共に利用することはできず、したがって、例示的な実施形態の支持リングは、第１段ノズル又は他のノズルを囲まない。
タービンセクション１６はさらに、複数のバケット１１２と、複数のノズル１１４とを含むことができる。複数のバケット１１２及びノズル１１４の各々は、少なくとも部分的に高温ガス経路１０４に配置されてもよい。さらに、複数のバケット１１２及び複数のノズル１１４は、１以上の環状アレイで配置されてもよく、環状アレイの各々は、高温ガス経路１０４の一部を画成することができる。
タービンセクション１６は、複数のタービン段を含むことができる。各段は、環状アレイで配置された複数のバケット１１２と、環状アレイで配置された複数のノズル１１４とを含むことができる。例えば、一実施形態では、タービンセクション１６は、図３に示されるように３つの段を有してもよい。例えば、タービンセクション１６の第１段は、第１段ノズルアセンブリ（図示せず）と、第１段バケットアセンブリ１２２とを含むことができる。ノズルアセンブリは、シャフト１８の周りで周方向に配置されて固定された複数のノズル１１４を含むことができる。バケットアセンブリ１２２は、シャフト１８の周りで周方向に配置されてシャフト１８に結合された複数のバケット１１２を含むことができる。しかし、タービンセクションが複数のトランジションダクト５０を含む燃焼器セクション１４に結合される例示的な実施形態では、ノズルが第１段バケットアセンブリ１２２の上流側に配置されないように第１段ノズルアセンブリが排除されてもよい。上流側は、高温ガス経路１０４を通じた燃焼高温ガスの流れに対して画成することができる。
タービンセクション１６の第２段は、第２段ノズルアセンブリ１２３と、第２段バケットアセンブリ１２４とを含むことができる。ノズルアセンブリ１２３に含まれるノズル１１４は、シャフト１８の周りで周方向に配置されて固定することができる。バケットアセンブリ１２４に含まれるバケット１１２は、シャフト１８の周りで周方向に配置されてシャフト１８に結合することができる。したがって、第２段ノズルアセンブリ１２３は、高温ガス経路１０４に沿って第１段バケットアセンブリ１２２と第２段バケットアセンブリ１２４との間に配置される。タービンセクション１６の第３段は、第３段ノズルアセンブリ１２５と、第３段バケットアセンブリ１２６とを含むことができる。ノズルアセンブリ１２５に含まれるノズル１１４は、シャフト１８の周りで周方向に配置されて固定することができる。バケットアセンブリ１２６に含まれるバケット１１２は、シャフト１８の周りで周方向に配置されてシャフト１８に結合することができる。したがって、第３段ノズルアセンブリ１２５は、高温ガス経路１０４に沿って第２段バケットアセンブリ１２４と第３段バケットアセンブリ１２６との間に配置される。
タービンセクション１６は３つの段に限定されず、むしろ、任意の数の段が本開示の範囲及び精神の中に入ることを理解されたい。
各トランジションダクト５０は、１以上の隣接するトランジションダクト５０と連結することができる。例えば、図５〜図１５は、複数のトランジションダクト５０の第１のトランジションダクト１３０及び第２のトランジションダクト１３２の実施形態を示している。これらの隣り合うトランジションダクト１３０、１３２は、トランジションダクト５０の出口に含まれる外側表面であってもよい接触面１３４を含むことができる。接触面１３４は、トランジションダクト５０の間及び／又はトランジションダクト５０と支持リングアセンブリとの間に界面を与えるために、図示のように、隣接する隣り合うトランジションダクト５０及び／又は支持リングアセンブリ（並びにその支持リング２００、２０２）の関連する接触面１３４と接触することができる。例えば、第１及び第２のトランジションダクト１３０、１３２の接触面１３４は、図示のように、互いに接触して、第１及び第２のトランジションダクト１３０、１３２の間に界面を与えてもよい。さらに、第１及び第２のトランジションダクト１３０、１３２の接触面１３４は、図示のように、支持リングアセンブリと接触して、トランジションダクト１３０、１３２と支持リングアセンブリとの間に界面を与えてもよい。本明細書で論じられるように、このような界面の封止を容易にするために、シールを様々な接触面の間に設けることができる。特に、本明細書で論じられる接触は、構成要素自体の間、又は構成要素の間に配置されたシールを介した間接構成要素の間の直接接触を含み得る。
さらに、第１及び第２のトランジションダクト１３０、１３２などのトランジションダクト５０は、翼形部の様々な空気力学的表面を有する空気力学的構造１４０を形成することができる。このような空気力学的構造１４０は、例えば、トランジションダクト５０の通路５６の内側表面によって画成されてもよく、さらに、隣接するトランジションダクト５０の接触面１３４が互いに連結するときに形成されてもよい。これらの様々な表面は、トランジションダクト５０の高温ガス流をシフトさせ、したがって、本明細書で論じられるように、第１段ノズルの必要性を排除することができる。例えば、図７及び図８に示されるようにいくつかの実施形態では、第１のトランジションダクト１３０などのトランジションダクト５０の通路５６の内側表面は、正圧側１４２を画成してもよく、一方、第２のトランジションダクト１３２などの隣接するトランジションダクト５０の通路５６の反対側の内側表面は、負圧側１４４を画成してもよい。その接触面１３４などの隣接するトランジションダクト５０が互いに連結するときに、正圧側１４２と負圧側１４４は、後縁１４６を画成するように結合することができる。他の実施形態では、図１１に示されるように、第１のトランジションダクト１３０などのトランジションダクト５０の通路５６の内側表面は、正圧側１４２及び負圧側１４４、並びにそれらの間に後縁を画成することができる。第２のトランジションダクト１３２などの隣り合うトランジションダクト５０の通路５６の内側表面はさらに、正圧側１４２及び／又は負圧側１４４を画成することができる。
図５及び図８に示されるように、例示的な実施形態では、フロースリーブ１５０は、トランジションダクト５０の少なくとも一部を周方向に囲むことができる。トランジションダクト５０を周方向に囲むフロースリーブ１５０は、それらの間に環状通路１５２を画成することができる。ケーシング２１からの圧縮された作動流体は、燃料ノズル４０を通ってトランジションダクト５０に流れ込むために方向を逆転する前に、環状通路１５２を通って流れ、トランジションダクト５０の対流冷却を行うことができる。さらに、いくつかの実施形態では、フロースリーブ１５０は、インピンジメントスリーブであってもよい。これらの実施形態では、インピンジメント孔１５４は、図示のように、スリーブ１５０に画成され得る。ケーシング２１からの圧縮された作動流体は、環状通路１５２を通って流れる前に、インピンジメント孔１５４を通って流れてトランジションダクト５０に衝突し、したがってトランジションダクトの追加のインピンジメント冷却を行うことができる。
各フロースリーブ１５０は、入口１６２と、出口１６４と、それらの間の通路１６６とを有することができる。各フロースリーブ１５０は、燃料ノズル４０又は複数の燃料ノズル４０とタービンセクション１６との間に延在し、したがって関連するトランジションダクト５０の少なくとも一部を囲むことができる。したがって、トランジションダクト５０と同様に、上述したように、複数のフロースリーブ１５０の各々の出口１６４は、それぞれのフロースリーブ１５０の入口１６２から長手方向、半径方向、及び／又は接線方向にオフセットされ得る。
いくつかの実施形態では、図５及び図８に示されるように、本開示によるトランジションダクト５０は、入口５２と出口５４との間に延在する単一の一体形の構成要素である。他の実施形態では、図９〜図１５に示されるように、本開示によるトランジションダクト５０は、複数のセクション又は部分を含むことができる。例えば、トランジションダクト５０は、上流側部分１７０と、下流側部分１７２とを含んでもよい。上流側部分１７０は、トランジションダクト５０の入口５２を含むことができ、出口５４に向かってそこからほぼ下流側に延在することができる。下流側部分１７２は、トランジションダクト５０の出口５４を含むことができ、入口５２に向かってそこからほぼ上流側に延在することができる。したがって、上流側部分１７０は、入口５２と、後方端部１７４とを含みそれらの間に延在することができ、下流側部分１７２は、先頭端部１７６と、出口１７８とを含みそれらの間に延在することができる。
加えて、いくつかの実施形態では、図５及び図８に示されるように、フロースリーブ１５０は、入口１６２と出口１６４との間に延在する単一の一体形の構成要素とすることができる。他の実施形態では、図９〜図１５に示されるように、本開示によるフロースリーブ１５０は、複数のセクション又は部分を含むことができる。例えば、フロースリーブ１５０は、上流側部分１８０と、下流側部分１８２とを含んでもよい。上流側部分１８０は、フロースリーブ１５０の入口１６２を含むことができ、出口１６４に向かってそこからほぼ下流側に延在することができる。下流側部分１８２は、フロースリーブ１５０の出口１６４を含むことができ、入口１６２に向かってそこからほぼ上流側に延在することができる。したがって、上流側部分１８０は、入口１６２と、後方端部１８４とを含みそれらの間に延在することができ、下流側部分１８２は、先頭端部１８６と、出口１６４とを含みそれらの間に延在することができる。したがって、上流側キャビティ１９０は、上流側部分１７０と上流側部分１８０との間に画成することができ、下流側キャビティ１９２は、下流側部分１７２と下流側部分１８２との間に画成することができる。
いくつかの実施形態では、上流側部分１７０及び下流側部分１７２の使用は、有利には、特定の材料をこれらの部分に利用することを可能にする。例えば、下流側部分１７２は、有利には、セラミックマトリックス複合材などのセラミック材料から形成することができる。上流側部分１７０及びフロースリーブ１５０は、適切な金属から形成することができる。セラミック材料の使用は、それらの比較的高い温度公差のために特に有利である。特に、セラミック材料は、有利には、下流側部分１７２が支持リングアセンブリに接続され（本明細書で論じられるように）、上流側部分１７０が下流側部分１７２に対して移動することができる場合、下流側部分１７２の移動を最小限に抑えるので下流側部分１７２に利用することができ、したがって比較的脆弱なセラミック材料の使用に対する懸念が少なくなる。
いくつかの実施形態では、その出口５４などのトランジションダクト５０と支持リングアセンブリ（及びその支持リング２００、２０２）との間の界面は、浮動界面であってもよい。例えば、出口５４は、支持リングアセンブリ（及びその支持リング２００、２０２）に接続されなくてもよく、支持リングアセンブリに対して移動することができる。これは、運転中のトランジションダクト５０の熱成長を可能にすることができる。このような移動に対応することができる適切な浮動シールが、出口５４と支持リングアセンブリとの間に配置されてもよい。或いは、ここで図９〜図１１を参照すると、いくつかの実施形態では、その出口５４などのトランジションダクト５０と支持リングアセンブリ（及びその支持リング２００、２０２）との間の界面は、接続界面であってもよい。
例えば、図示のように、複数の機械的ファスナ２１０を設けてもよい。機械的ファスナ２１０は、例えば第１及び／又は第２のトランジションダクト１３０、１３２を含む、（その出口５４などの）トランジションダクト５０の１以上を支持リングアセンブリ（及びその支持リング２００、２０２）に接続することができる。図示のように例示的な実施形態では、本開示に従った機械的ファスナ２１０は、ボルトを含み、例えばナット／ボルトの組合せとすることもできる。代替の実施形態では、本開示に従った機械的ファスナは、ネジ、釘、リベットなどであってもよく、又はそれらを含んでもよい。
図示のように、機械的ファスナ２１０は、（その出口５４などの）トランジションダクト５０及び支持リングアセンブリ（並びにその支持リング２００、２０２）の一部を通って延在し、これらの構成要素を共に接続することができる。トランジションダクト５０の出口５４は、例えば、内側フランジ２１２及び／又は外側フランジ２１４（トランジションダクト５０の接触面１３４であってもよい／接触面１３４を画成してもよい）を含んでもよい。内側フランジ２１２は、外側フランジ２１４の半径方向内側に配置することができ、高温ガスがトランジションダクト５０から（支持リング２００と２０２との間で）支持リングアセンブリ内を通って流れるための出口５４の開口部は、内側フランジ２１２と外側フランジ２１４との間に画成することができる。ボア孔２１３、２１５は、内側フランジ２１２及び外側フランジ２１４にそれぞれ画成され得る。ボア孔２１３、２１５は、下側支持リング２００及び上側支持リング２０２に画成されたボア孔と位置合わせすることができ、機械的ファスナ２１０は、各ボア孔２１３、２１５及び嵌合ボア孔を通って延在し、フランジ２１２、２１４と支持リング２００、２０２を共に接続することができる。
次に図１２〜図１５を参照すると、１以上の後期噴射アセンブリ２５０を設けることができる。内部５７内への噴射流体の後期噴射は、後期噴射アセンブリ２５０を介して行われ得る。特に、各後期噴射アセンブリ２５０は、関連するトランジションダクト５０の内部５７と流体連通することができ、したがって、関連するトランジションダクト５０の入口（単数又は複数）５２の下流側の内部５７に流れ込む噴射流体のための流体連通を提供する。
噴射流体は、燃料及び随意的に作動流体（すなわち空気）を含んでもよい。いくつかの実施形態では、噴射流体は、燃料と作動流体の希薄混合気であってもよく、したがって、後期希薄噴射として供給されてもよい。他の実施形態では、噴射流体は、作動流体を含まず燃料のみであってもよいし、燃料と作動流体の別の適切な混合気であってもよい。
後期噴射アセンブリ２５０（すなわち後期噴射リングなどのその構成要素）は、一般に、関連するトランジションダクト５０の上流側部分１７０と下流側部分１７２との間に配置され、さらに、後期噴射アセンブリ２５０を全体的に囲む関連するフロースリーブ１５０の上流側部分１８０と下流側部分１８２との間に配置される。アセンブリ２５０は、例えば後期噴射リング２５２を含むことができる。後期噴射リング２５２は、燃料及び／又は作動流体が流れることができ、燃料と作動流体が混合して噴射流体を形成することができ、かつそこから噴射流体が関連するトランジションダクト５０の内部５７に流れ込むことができる、略環状の（したがってリング形状の）構造とすることができる。
リング２５２は、関連するトランジションダクト５０の上流側部分１７０と下流側部分１７２との間に配置することができ、さらに、後期噴射アセンブリ２５０を全体的に囲む関連するフロースリーブ１５０の上流側部分１８０と下流側部分１８２との間に配置することができる。リング２５２は、例えば、上流側部分１７０、１８０（及びキャビティ１９０）にほぼ面する上流側２５４と、下流側部分１７２、１８２（及びキャビティ１９２）にほぼ面する下流側２５６とを含むことができる。
後期噴射リング２５２は、図示のように、後方端部１７４、１８４及び先頭端部１７６、１８６に接続することができる。例えば、上流側２５４は、後方端部１７４、１８４に接続してもよく、下流側２５６は、先頭端部１７６、１８６に接続してもよい。このような接続（単数又は複数）は、固定接続（すなわち溶接、ろう付け、機械的締結など）又は関節接続（すなわちフラシール又は他の適切なシールに基づく接続を介して）とすることができる。例示的な実施形態では、例えば、１以上の接続が固定接続であってもよく、１以上の接続が関節接続であってもよい。例えば、両方の後方端部の接続を固定して両方の先頭端部の接続を関節式にしてもよく（又はその逆）、又は一方の先頭端部の接続を関節式にして残りの接続を固定してもよく、又は一方の後方端部の接続を関節式にして残りの接続を固定してもよい。
上流側部分１７０と下流側部分１７２との間、及び上流側部分１８０と下流側部分１８２との間に後期噴射リング２５２を配置すると、後期噴射リング２５２が下流側キャビティ１９２から上流側キャビティ１９０への作動流体の流れを遮断してしまう。代わりに、この作動流体（すなわちフロースリーブ１５０の下流側部分１８２を通って下流側キャビティ１９２に流れ込んだ）の少なくとも一部は、噴射流体の構成要素として後期噴射で使用するために下流側キャビティ１９２から後期噴射リング２５２に流れ込むことができる。
例えば、リング２５２は、各々が入口２６２と出口２６４との間に延在する１以上の主導管２６０を画成することができる。圧縮空気又は別の適切な作動流体は、その入口２６２を通って各主導管２６０に流れ込むことができる。噴射流体は、その出口２６４を通って各導管２６０から関連するトランジションダクト５０の内部５７に流れ込むことができる。したがって、入口２６２は、後期噴射リング２５２内（すなわちその主導管２６０内）の燃料と混合するための作動流体を受け入れるために後期噴射リング２５２の下流側２５６に画成され得る。例えば、入口２６２は、図示のように、作動流体が入口２６２を通って下流側キャビティ１９２から主導管２６０に流れ込むように下流側キャビティ１９２と流体連通することができる。出口２６４は、内部５７を（通路５６と共に）画成する後期噴射リング２５２の内側（すなわち上流側２５４と下流側２５６との間）に画成され得る。したがって、出口２６４は、作動流体が出口２６４を通って主導管２６０から内部５７に流れ込むように内部５７と流体連通することができる。
例示的な実施形態では、噴射リング２５２は、複数の主導管２６０を含むことができる。主導管２６０は、図示のように略環状アレイなどで互いに離間してもよい。いくつかの実施形態では、主導管２６０は、互いに流体的に隔離されてもよい。或いは、主導管２６０は、例えば、噴射リング２５２に画成されそれらの間に延在する適切な抽気導管を介して流体連通（すなわち均圧のために）してもよい。
いくつかの実施形態では、噴射リング２５２は、下流側キャビティ１９２と上流側キャビティ１９０を互いに流体的に隔離することができる。これらの実施形態では、下流側キャビティ１９２からの作動流体のすべては、上流側キャビティ１９０ではなく主導管２６０に流れ込むことができる。しかし、或いは、下流側キャビティ１９２からの作動流体の一部は、噴射リング２５２を通って上流側キャビティ１９０に流され得る（すなわち均圧、冷却などのために）。例えば、噴射リング２５２はさらに、各々が入口２７２と出口２７４との間に延在することができる１以上のバイパス導管２７０を画成することができる。入口２７２は、その内側で作動流体を受け入れるために下流側２５６に画成されてもよい。したがって、入口２７２は、作動流体が入口２７２を通って下流側キャビティ１９２からバイパス導管２７０に流れ込むように下流側キャビティ１９２と流体連通することができる。出口２７４は、作動流体を排出するために上流側２５４に画成されてもよい。したがって、出口２７４は、作動流体が出口２７４を通ってバイパス導管２７０から上流側キャビティ１９０に流れ込むように上流側キャビティ１９０と流体連通することができる。
作動流体と混合するための燃料を供給して噴射流体をすなわち噴射リング２５２内に生成するために、後期噴射アセンブリ２５０はさらに、燃料マニホールド２８０を含むことができる。燃料マニホールド２８０は、燃料を燃料マニホールド２８０に流すために燃料源２８１と燃料連通（すなわち適切な通路、配管などを介して）することができる。燃料マニホールド２８０はさらに、燃料を各主導管２６０に流すために、噴射リング２５２、例えばその各主導管２６０と流体連通することができる。
したがって、燃料マニホールド２８０は、燃料が流れることができるマニホールド導管２８２を含むことができる。燃料は、燃料源２８１からマニホールド導管２８２に供給され得る。例示的な実施形態では、燃料マニホールド２８０は、略環状の（すなわちリング形状の）構成要素であり、マニホールド導管２８２は、環状の（すなわちリング形状の）導管である。したがって、燃料は、マニホールド導管２８２内でトランジションダクト５０の周りの様々な周辺位置に分配され、作動流体と混合するための様々な主導管２６０への供給を容易にすることができる。
燃料マニホールド２８０は、図示のように、例えば、噴射リング２５２を全体的に囲むことができる噴射リング２５２とは別個の構成要素とすることができる。ストラット２８４は、例えば、燃料マニホールド２８０と噴射リング２５２との間に延在して噴射リング２５２に対して燃料マニホールド２８０を支持し、燃料マニホールド２８０を噴射リング２５２から離間させることができる。
燃料を燃料マニホールド２８０から主導管２６０に供給するために、１以上の供給導管２８６が、燃料マニホールド２８０（並びに噴射リング２５２及び／又はストラット２８４内）に画成され得る。いくつかの実施形態では、各供給導管２８６は、燃料マニホールド２８０と主導管２６０との間に延在してそれらと流体連通することができる。或いは、１以上の燃料プレナム２８８が、噴射リング２５２に画成されてもよく、各供給導管２８６は、燃料マニホールド２８０と燃料プレナム２８８との間に延在してそれらと流体連通することができる。例えば、複数の燃料プレナム２８８が、噴射リング２５２に画成されてもよく、環状アレイで離間してもよい。いくつか実施形態では、個々の燃料プレナム２８８が、各主導管２６０と関連付けられて流体連通してもよい。或いは、燃料プレナム２８８は、２つ以上の主導管２６０と関連付けられて流体連通してもよい。さらに、いくつかの実施形態では、燃料プレナム２８８は、互いに流体的に隔離されてもよく、一方、他の実施形態では、燃料プレナム２８８は、すなわち適切な抽気導管などを介して流体連通してもよい。燃料は、燃料マニホールド２８０から供給導管２８６を通って燃料プレナム２８８に流れることができる。
各燃料プレナム２８８の燃料はさらに、例えば噴射導管２８９を介して燃料プレナム２８８から関連する主導管２６０に流れることができる。各噴射導管２８９は、燃料プレナム２８８と主導管２６０との間に延在してそれらと流体連通することができる。したがって、燃料は、燃料プレナム２８８から噴射導管２８９を通って関連する主導管２６０に流れることができ、主導管２６０で作動流体と混合して噴射流体を形成することができる。
本開示に従った後期噴射アセンブリ２５０を使用することにより、有利には、燃焼の向上を促進しつつ、その構成要素の支持の向上をさらに促進する。特に、噴射リング２５２の位置及び構造により、後期噴射アセンブリ２５０は、構造的に健全となり、関連するトランジションダクト５０及びフロースリーブ１５０などのターボ機械の他の構成要素によって少なくとも部分的に支持され得る。
本明細書は、本開示を開示するために実施例を用いており、最良の形態を含んでいる。また、いかなる当業者も本開示を実施することができるように実施例を用いており、任意のデバイス又はシステムを製造し使用し、任意の組み込まれた方法を実行することを含んでいる。本開示の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到する他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、特許請求の範囲の文言との差がない構造要素を含む場合、又は特許請求の範囲の文言との実質的な差がない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲内にある。
［実施態様１］
略環状アレイで配置された複数のトランジションダクト（５０）であって、複数のトランジションダクト（５０）の各々は、入口（５２）と、出口（５４）と、内部（５７）を画成し、入口（５２）と出口（５４）との間に延在し、長手方向軸線（９０）、半径方向軸線（９４）、及び接線方向軸線（９２）を画成する通路（５６）とを含み、複数のトランジションダクト（５０）の各々の出口（５４）は、長手方向軸線（９０）及び接線方向軸線（９２）に沿って入口（５２）からオフセットされ、複数のトランジションダクト（５０）の各々はさらに、上流側部分（１７０）と、下流側部分（１７２）とを含み、上流側部分（１７０）は、入口（５２）と後方端部（１７４）との間に延在し、下流側部分（１７２）は、先頭端部（１７６）と出口（５４）との間に延在する複数のトランジションダクト（５０）と、
複数のトランジションダクト（５０）の内の１つのトランジションダクト（５０）の上流側部分（１７０）と下流側部分（１７２）との間に配置され、トランジションダクト（５０）の入口（５２）の下流側の内部（５７）に流れ込む噴射流体のための流体連通を提供し、後期噴射リング（２５２）を含む後期噴射アセンブリ（２５０）であって、後期噴射リング（２５２）は、主導管（２６０）を画成し、主導管（２６０）は、入口（２６２）と出口（２６４）との間に延在し、入口（２６２）は、後期噴射リング（２５２）内の燃料と混合するための作動流体を受け入れるために後期噴射リング（２５２）の下流側（２５６）に画成され、出口（２６４）は、トランジションダクト（５０）の内部（５７）と流体連通する後期噴射アセンブリ（２５０）とを含むターボ機械（１０）。
［実施態様２］
後期噴射アセンブリ（２５０）が、燃料マニホールド（２８０）をさらに含み、燃料マニホールド（２８０）が、燃料を燃料マニホールド（２８０）に流すために燃料源（２８１）と流体連通し、かつ燃料を主導管（２６０）に流すために主導管（２６０）と流体連通する実施態様１に記載のターボ機械（１０）。
［実施態様３］
燃料マニホールド（２８０）が、マニホールド導管（２８２）を画成し、後期噴射リング（２５２）が、燃料プレナム（２８８）を画成し、燃料が、燃料マニホールド（２８０）から燃料プレナム（２８８）に、燃料プレナム（２８８）から主導管（２６０）に流れ、主導管（２６０）で作動流体と混合する実施態様２に記載のターボ機械（１０）。
［実施態様４］
燃料マニホールド（２８０）が、略環状の燃料マニホールドである実施態様２に記載のターボ機械（１０）。
［実施態様５］
噴射リング（２５２）が、複数の主導管（２６０）を画成し、複数の主導管（２６０）が、略環状アレイで離間する実施態様１に記載のターボ機械（１０）。
［実施態様６］
後期噴射リング（２５２）が、バイパス導管（２７０）を画成し、バイパス導管（２７０）が、後期噴射リング（２５２）の下流側（２５６）に画成された入口（２７２）と後期噴射リング（２５２）の上流側（２５４）に画成された出口（２７４）との間に延在する実施態様１に記載のターボ機械（１０）。
［実施態様７］
トランジションダクト（５０）を全体的に囲み、入口（１６２）と、出口（１６４）と、入口（１６２）と出口（１６４）との間に延在するスリーブ通路とを含むフロースリーブ（１５０）をさらに含み、フロースリーブ（１５０）が、上流側部分（１８０）と、下流側部分（１８２）とをさらに含み、上流側部分（１８０）が、入口（１６２）と後方端部（１８４）との間に延在し、下流側部分（１８２）が、先頭端部（１８６）と出口（１６４）との間に延在し、後期噴射リング（２５２）がさらに、フロースリーブ（１５０）の上流側部分（１８０）と下流側部分（１８２）との間に配置される実施態様１に記載のターボ機械（１０）。
［実施態様８］
後期噴射リング（２５２）が、トランジションダクト（５０）の上流側部分（１７０、１８０）の後方端部（１７４、１８４）及び下流側部分（１７２、１８２）の先頭端部（１７６、１８６）に接続される実施態様７に記載のターボ機械（１０）。
［実施態様９］
トランジションダクト（５０）及びフロースリーブ（１５０）の上流側部分（１７０、１８０）が、それらの間に上流側キャビティ（１９０）を画成し、トランジションダクト（５０）及びフロースリーブ（１５０）の下流側部分（１７２、１８２）が、それらの間に下流側キャビティ（１９２）を画成する実施態様７に記載のターボ機械（１０）。
［実施態様１０］
主導管（２６０）の入口（２６２）が、下流側キャビティ（１９２）と流体連通する実施態様９に記載のターボ機械（１０）。
［実施態様１１］
フロースリーブ（１５０）が、インピンジメントスリーブである実施態様７に記載のターボ機械（１０）。
［実施態様１２］
複数のトランジションダクト（５０）の各々の出口（５４）が、半径方向軸線（９４）に沿って入口（５２）からさらにオフセットされる実施態様１に記載のターボ機械（１０）。
［実施態様１３］
複数のトランジションダクト（５０）と連通し、第１段バケットアセンブリ（１２２）を含むタービンセクション（１６）をさらに含む実施態様１に記載のターボ機械（１０）。
［実施態様１４］
ノズルが、第１段バケットアセンブリ（１２２）の上流側に配置されない実施態様１３に記載のターボ機械（１０）。
［実施態様１５］
略環状アレイで配置された複数のトランジションダクト（５０）であって、複数のトランジションダクト（５０）の各々は、入口（５２）と、出口（５４）と、内部（５７）を画成し、入口（５２）と出口（５４）との間に延在し、長手方向軸線（９０）、半径方向軸線（９４）、及び接線方向軸線（９２）を画成する通路（５６）とを含み、複数のトランジションダクト（５０）の各々の出口（５４）は、長手方向軸線（９０）及び接線方向軸線（９２）に沿って入口（５２）からオフセットされ、複数のトランジションダクト（５０）の各々はさらに、上流側部分（１７０）と、下流側部分（１７２）とを含み、上流側部分（１７０）は、入口（５２）と後方端部（１７４）との間に延在し、下流側部分（１７２）は、先頭端部（１７６）と出口（５４）との間に延在する複数のトランジションダクト（５０）と、
トランジションダクト（５０）を全体的に囲み、入口（１６２）と、出口（１６４）と、入口（１６２）と出口（１６４）との間に延在するスリーブ通路とを含むフロースリーブ（１５０）であって、フロースリーブ（１５０）は、上流側部分（１８０）と、下流側部分（１８２）とをさらに含み、上流側部分（１８０）が、入口（１６２）と後方端部（１８４）との間に延在し、下流側部分（１８２）が、先頭端部（１８６）と出口（１６４）との間に延在し、トランジションダクト（５０）及びフロースリーブ（１５０）の上流側部分（１７０、１８０）が、それらの間に上流側キャビティ（１９０）を画成し、トランジションダクト（５０）及びフロースリーブ（１５０）の下流側部分（１７２、１８２）が、それらの間に下流側キャビティ（１９２）を画成するフロースリーブ（１５０）と、
複数のトランジションダクト（５０）の内の１つのトランジションダクト（５０）の上流側部分（１７０）と下流側部分（１７２）との間に配置され、トランジションダクト（５０）の入口（５２）の下流側の内部（５７）に流れ込む噴射流体のための流体連通を提供する後期噴射アセンブリ（２５０）であって、後期噴射アセンブリ（２５０）は、
主導管（２６０）を画成する後期噴射リング（２５２）であって、主導管（２６０）は、入口（２６２）と出口（２６４）との間に延在し、入口（２６２）は、後期噴射リング（２５２）内の燃料と混合するための作動流体を受け入れるために後期噴射リング（２５２）の下流側（２５６）に画成されて下流側キャビティ（１９２）と流体連通し、出口（２６４）は、トランジションダクト（５０）の内部（５７）と流体連通する後期噴射リング（２５２）と、
燃料マニホールド（２８０）であって、燃料マニホールド（２８０）は、燃料を燃料マニホールド（２８０）に流すために燃料源（２８１）と流体連通し、かつ燃料を主導管（２６０）に流すために主導管（２６０）と流体連通し、マニホールド導管（２８２）を画成し、後期噴射リング（２５２）は、燃料プレナム（２８８）を画成し、燃料は、燃料マニホールド（２８０）から燃料プレナム（２８８）に、燃料プレナム（２８８）から主導管（２６０）に流れ、主導管（２６０）で作動流体と混合する燃料マニホールド（２８０）とを含む後期噴射アセンブリ（２５０）とを含むターボ機械（１０）。
［実施態様１６］
主導管（２６０）が、複数の主導管（２６０）であり、複数の主導管（２６０）が、略環状アレイで離間する実施態様１５に記載のターボ機械（１０）。
［実施態様１７］
後期噴射リング（２５２）が、バイパス導管（２７０）を画成し、バイパス導管（２７０）が、後期噴射リング（２５２）の下流側（２５６）に画成された入口（２７２）と後期噴射リング（２５２）の上流側（２５４）に画成された出口（２７４）との間に延在する実施態様１５に記載のターボ機械（１０）。
［実施態様１８］
後期噴射リング（２５２）が、トランジションダクト（５０）の上流側部分（１７０、１８０）の後方端部（１７４、１８４）及び下流側部分（１７２、１８２）の先頭端部（１７６、１８６）に接続される実施態様１５に記載のターボ機械（１０）。
［実施態様１９］
フロースリーブ（１５０）が、インピンジメントスリーブである実施態様１５に記載のターボ機械（１０）。
［実施態様２０］
複数のトランジションダクト（５０）と連通し、第１段バケットアセンブリ（１２２）を含むタービンセクション（１６）をさらに含み、ノズルが、第１段バケットアセンブリ（１２２）の上流側に配置されない実施態様１５に記載のターボ機械（１０）。
１０ ガスタービンシステム
１２ 圧縮機セクション
１４ 燃焼器セクション
１５ 燃焼器
１６ タービンセクション
１８ シャフト
１９ 入口セクション
２０ 排気セクション
２１ ケーシング
２２ 燃焼器ライナ
２４ 燃焼域
２６ トランジションピース
３０ フロースリーブ
３２ 流路
３４ インピンジメントスリーブ
３６ 流路
３８ 外側アニュラス
４０ 燃料ノズル
５０ トランジションダクト
５２ 入口
５４ 出口
５６ 通路
５７ 内部
９０ 長手方向軸線
９２ 接線方向軸線
９４ 半径方向軸線
９８ 長手方向軸線
１０２ シュラウド
１０４ 高温ガス経路
１０６ シュラウドブロック
１１２ バケット
１１４ ノズル
１２２ 第１段バケットアセンブリ
１２３ 第２段ノズルアセンブリ
１２４ 第２段バケットアセンブリ
１２５ 第３段ノズルアセンブリ
１２６ 第３段バケットアセンブリ
１３０ 第１のトランジションダクト
１３２ 第２のトランジションダクト
１３４ 接触面
１４０ 空気力学的構造
１４２ 正圧側
１４４ 負圧側
１４６ 後縁
１５０ フロースリーブ
１５２ 環状通路
１５４ インピンジメント孔
１６２ 入口
１６４ 出口
１６６ 通路
１７０ 上流側部分
１７２ 下流側部分
１７４ 後方端部
１７６ 先頭端部
１７８ 出口
１８０ 上流側部分
１８２ 下流側部分
１８４ 後方端部
１８６ 先頭端部
１９０ 上流側キャビティ
１９２ 下流側キャビティ
２００ 下側支持リング
２０２ 上側支持リング
２１０ 機械的ファスナ
２１２ 内側フランジ
２１３ ボア孔
２１４ 外側フランジ
２１５ ボア孔
２５０ 後期噴射アセンブリ
２５２ 後期噴射リング
２５４ 上流側
２５６ 下流側
２５８ 内側
２６０ 主導管
２６２ 入口
２６４ 出口
２７０ バイパス導管
２７２ 入口
２７４ 出口
２８０ 燃料マニホールド
２８１ 燃料源
２８２ マニホールド導管
２８４ ストラット
２８６ 供給導管
２８８ 燃料プレナム
２８９ 噴射導管

Claims (15)

  1. 略環状アレイで配置された複数のトランジションダクト（５０）であって、複数のトランジションダクト（５０）の各々は、入口（５２）と、出口（５４）と、内部（５７）を画成し、入口（５２）と出口（５４）との間に延在し、長手方向軸線（９０）、半径方向軸線（９４）、及び接線方向軸線（９２）を画成する通路（５６）とを含み、複数のトランジションダクト（５０）の各々の出口（５４）は、長手方向軸線（９０）及び接線方向軸線（９２）に沿って入口（５２）からオフセットされ、複数のトランジションダクト（５０）の各々はさらに、上流側部分（１７０）と、下流側部分（１７２）とを含み、上流側部分（１７０）は、入口（５２）と後方端部（１７４）との間に延在し、下流側部分（１７２）は、先頭端部（１７６）と出口（５４）との間に延在する複数のトランジションダクト（５０）と、
    複数のトランジションダクト（５０）の内の１つのトランジションダクト（５０）の上流側部分（１７０）と下流側部分（１７２）との間に配置され、トランジションダクト（５０）の入口（５２）の下流側の内部（５７）に流れ込む噴射流体のための流体連通を提供し、後期噴射リング（２５２）を含む後期噴射アセンブリ（２５０）であって、後期噴射リング（２５２）は、主導管（２６０）を画成し、主導管（２６０）は、入口（２６２）と出口（２６４）との間に延在し、入口（２６２）は、後期噴射リング（２５２）内の燃料と混合するための作動流体を受け入れるために後期噴射リング（２５２）の下流側（２５６）に画成され、出口（２６４）は、トランジションダクト（５０）の内部（５７）と流体連通する後期噴射アセンブリ（２５０）とを含むターボ機械（１０）。
  2. 後期噴射アセンブリ（２５０）が、燃料マニホールド（２８０）をさらに含み、燃料マニホールド（２８０）が、燃料を燃料マニホールド（２８０）に流すために燃料源（２８１）と流体連通し、かつ燃料を主導管（２６０）に流すために主導管（２６０）と流体連通する請求項１に記載のターボ機械（１０）。
  3. 燃料マニホールド（２８０）が、マニホールド導管（２８２）を画成し、後期噴射リング（２５２）が、燃料プレナム（２８８）を画成し、燃料が、燃料マニホールド（２８０）から燃料プレナム（２８８）に、燃料プレナム（２８８）から主導管（２６０）に流れ、主導管（２６０）で作動流体と混合する請求項２に記載のターボ機械（１０）。
  4. 燃料マニホールド（２８０）が、略環状の燃料マニホールドである請求項２に記載のターボ機械（１０）。
  5. 噴射リング（２５２）が、複数の主導管（２６０）を画成し、複数の主導管（２６０）が、略環状アレイで離間する請求項１乃至請求項４のいずれか１項に記載のターボ機械（１０）。
  6. 後期噴射リング（２５２）が、バイパス導管（２７０）を画成し、バイパス導管（２７０）が、後期噴射リング（２５２）の下流側（２５６）に画成された入口（２７２）と後期噴射リング（２５２）の上流側（２５４）に画成された出口（２７４）との間に延在する請求項１乃至請求項５のいずれか１項に記載のターボ機械（１０）。
  7. トランジションダクト（５０）を全体的に囲み、入口（１６２）と、出口（１６４）と、入口（１６２）と出口（１６４）との間に延在するスリーブ通路とを含むフロースリーブ（１５０）をさらに含み、フロースリーブ（１５０）が、上流側部分（１８０）と、下流側部分（１８２）とをさらに含み、上流側部分（１８０）が、入口（１６２）と後方端部（１８４）との間に延在し、下流側部分（１８２）が、先頭端部（１８６）と出口（１６４）との間に延在し、後期噴射リング（２５２）がさらに、フロースリーブ（１５０）の上流側部分（１８０）と下流側部分（１８２）との間に配置される請求項１乃至請求項６のいずれか１項に記載のターボ機械（１０）。
  8. 後期噴射リング（２５２）が、トランジションダクト（５０）の上流側部分（１７０、１８０）の後方端部（１７４、１８４）及び下流側部分（１７２、１８２）の先頭端部（１７６、１８６）に接続される請求項７に記載のターボ機械（１０）。
  9. トランジションダクト（５０）及びフロースリーブ（１５０）の上流側部分（１７０、１８０）が、それらの間に上流側キャビティ（１９０）を画成し、トランジションダクト（５０）及びフロースリーブ（１５０）の下流側部分（１７２、１８２）が、それらの間に下流側キャビティ（１９２）を画成する請求項７に記載のターボ機械（１０）。
  10. 複数のトランジションダクト（５０）の各々の出口（５４）が、半径方向軸線（９４）に沿って入口（５２）からさらにオフセットされる請求項１乃至請求項９のいずれか１項に記載のターボ機械（１０）。
  11. 複数のトランジションダクト（５０）と連通し、第１段バケットアセンブリ（１２２）を含むタービンセクション（１６）をさらに含み、随意的に、ノズルが、第１段バケットアセンブリ（１２２）の上流側に配置されない請求項１乃至請求項１０のいずれか１項に記載のターボ機械（１０）。
  12. 略環状アレイで配置された複数のトランジションダクト（５０）であって、複数のトランジションダクト（５０）の各々は、入口（５２）と、出口（５４）と、内部（５７）を画成し、入口（５２）と出口（５４）との間に延在し、長手方向軸線（９０）、半径方向軸線（９４）、及び接線方向軸線（９２）を画成する通路（５６）とを含み、複数のトランジションダクト（５０）の各々の出口（５４）は、長手方向軸線（９０）及び接線方向軸線（９２）に沿って入口（５２）からオフセットされ、複数のトランジションダクト（５０）の各々はさらに、上流側部分（１７０）と、下流側部分（１７２）とを含み、上流側部分（１７０）は、入口（５２）と後方端部（１７４）との間に延在し、下流側部分（１７２）は、先頭端部（１７６）と出口（５４）との間に延在する複数のトランジションダクト（５０）と、
    トランジションダクト（５０）を全体的に囲み、入口（１６２）と、出口（１６４）と、入口（１６２）と出口（１６４）との間に延在するスリーブ通路とを含むフロースリーブ（１５０）であって、フロースリーブ（１５０）は、上流側部分（１８０）と、下流側部分（１８２）とをさらに含み、上流側部分（１８０）が、入口（１６２）と後方端部（１８４）との間に延在し、下流側部分（１８２）が、先頭端部（１８６）と出口（１６４）との間に延在し、トランジションダクト（５０）及びフロースリーブ（１５０）の上流側部分（１７０、１８０）が、それらの間に上流側キャビティ（１９０）を画成し、トランジションダクト（５０）及びフロースリーブ（１５０）の下流側部分（１７２、１８２）が、それらの間に下流側キャビティ（１９２）を画成するフロースリーブ（１５０）と、
    複数のトランジションダクト（５０）の内の１つのトランジションダクト（５０）の上流側部分（１７０）と下流側部分（１７２）との間に配置され、トランジションダクト（５０）の入口（５２）の下流側の内部（５７）に流れ込む噴射流体のための流体連通を提供する後期噴射アセンブリ（２５０）であって、後期噴射アセンブリ（２５０）は、
    主導管（２６０）を画成する後期噴射リング（２５２）であって、主導管（２６０）は、入口（２６２）と出口（２６４）との間に延在し、入口（２６２）は、後期噴射リング（２５２）内の燃料と混合するための作動流体を受け入れるために後期噴射リング（２５２）の下流側（２５６）に画成されて下流側キャビティ（１９２）と流体連通し、出口（２６４）は、トランジションダクト（５０）の内部（５７）と流体連通する後期噴射リング（２５２）と、
    燃料マニホールド（２８０）であって、燃料マニホールド（２８０）は、燃料を燃料マニホールド（２８０）に流すために燃料源（２８１）と流体連通し、かつ燃料を主導管（２６０）に流すために主導管（２６０）と流体連通し、マニホールド導管（２８２）を画成し、後期噴射リング（２５２）は、燃料プレナム（２８８）を画成し、燃料は、燃料マニホールド（２８０）から燃料プレナム（２８８）に、燃料プレナム（２８８）から主導管（２６０）に流れ、主導管（２６０）で作動流体と混合する燃料マニホールド（２８０）とを含む後期噴射アセンブリ（２５０）とを含むターボ機械（１０）。
  13. 主導管（２６０）が、複数の主導管（２６０）であり、複数の主導管（２６０）が、略環状アレイで離間する請求項１２に記載のターボ機械（１０）。
  14. 後期噴射リング（２５２）が、バイパス導管（２７０）を画成し、バイパス導管（２７０）が、後期噴射リング（２５２）の下流側（２５６）に画成された入口（２７２）と後期噴射リング（２５２）の上流側（２５４）に画成された出口（２７４）との間に延在する請求項１２又は請求項１３に記載のターボ機械（１０）。
  15. 後期噴射リング（２５２）が、トランジションダクト（５０）の上流側部分（１７０、１８０）の後方端部（１７４、１８４）及び下流側部分（１７２、１８２）の先頭端部（１７６、１８６）に接続される請求項１２乃至請求項１４のいずれか１項に記載のターボ機械（１０）。
JP2017049284A 2016-03-24 2017-03-15 後期噴射特徴部を有するトランジションダクトアセンブリ Active JP7012444B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/079,116 US10260424B2 (en) 2016-03-24 2016-03-24 Transition duct assembly with late injection features
US15/079,116 2016-03-24

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2017172959A true JP2017172959A (ja) 2017-09-28
JP7012444B2 JP7012444B2 (ja) 2022-01-28

Family

ID=58314123

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2017049284A Active JP7012444B2 (ja) 2016-03-24 2017-03-15 後期噴射特徴部を有するトランジションダクトアセンブリ

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10260424B2 (ja)
EP (1) EP3222817B1 (ja)
JP (1) JP7012444B2 (ja)
KR (1) KR102375633B1 (ja)
CN (1) CN107228381B (ja)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102019204544A1 (de) * 2019-04-01 2020-10-01 Siemens Aktiengesellschaft Rohrbrennkammersystem und Gasturbinenanlage mit einem solchen Rohrbrennkammersystem

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2011153815A (ja) * 2010-01-27 2011-08-11 General Electric Co <Ge> ガスタービンの二次燃焼システムに送給するブリードディフューザ
JP2014132211A (ja) * 2013-01-04 2014-07-17 General Electric Co <Ge> ターボ機械における関節式トランジションダクト本発明は、エネルギー省から授与された契約番号第ｄｅ−ｆｃ２６−０５ｎｔ４２６４３号に基づいて政府の支持を得てなされたものである。政府は本発明に関して一定の権利を有する。

Family Cites Families (84)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4422288A (en) 1981-03-02 1983-12-27 General Electric Company Aft mounting system for combustion transition duct members
US5118120A (en) 1989-07-10 1992-06-02 General Electric Company Leaf seals
US5077967A (en) 1990-11-09 1992-01-07 General Electric Company Profile matched diffuser
US5249920A (en) 1992-07-09 1993-10-05 General Electric Company Turbine nozzle seal arrangement
US5419250A (en) 1993-08-30 1995-05-30 Ferguson; Jason Hamburger degreaser
FR2711771B1 (fr) 1993-10-27 1995-12-01 Snecma Diffuseur de chambre à alimentation circonférentielle variable.
US5414999A (en) 1993-11-05 1995-05-16 General Electric Company Integral aft frame mount for a gas turbine combustor transition piece
US5457954A (en) 1993-12-21 1995-10-17 Solar Turbines Inc Rolling contact mounting arrangement for a ceramic combustor
DE69523545T2 (de) 1994-12-20 2002-05-29 General Electric Co., Schenectady Verstärkungrahmen für Gasturbinenbrennkammerendstück
DE19549143A1 (de) 1995-12-29 1997-07-03 Abb Research Ltd Gasturbinenringbrennkammer
US5934687A (en) 1997-07-07 1999-08-10 General Electric Company Gas-path leakage seal for a turbine
DE59808754D1 (de) 1997-12-19 2003-07-24 Mtu Aero Engines Gmbh Vormischbrennkammer für eine Gasturbine
GB2335470B (en) 1998-03-18 2002-02-13 Rolls Royce Plc A seal
US6471475B1 (en) 2000-07-14 2002-10-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated duct diffuser
US6442946B1 (en) 2000-11-14 2002-09-03 Power Systems Mfg., Llc Three degrees of freedom aft mounting system for gas turbine transition duct
US6564555B2 (en) 2001-05-24 2003-05-20 Allison Advanced Development Company Apparatus for forming a combustion mixture in a gas turbine engine
US6640547B2 (en) 2001-12-10 2003-11-04 Power Systems Mfg, Llc Effusion cooled transition duct with shaped cooling holes
US6537023B1 (en) 2001-12-28 2003-03-25 General Electric Company Supplemental seal for the chordal hinge seal in a gas turbine
US6652229B2 (en) 2002-02-27 2003-11-25 General Electric Company Leaf seal support for inner band of a turbine nozzle in a gas turbine engine
GB2390890B (en) 2002-07-17 2005-07-06 Rolls Royce Plc Diffuser for gas turbine engine
US6662567B1 (en) 2002-08-14 2003-12-16 Power Systems Mfg, Llc Transition duct mounting system
US7007480B2 (en) 2003-04-09 2006-03-07 Honeywell International, Inc. Multi-axial pivoting combustor liner in gas turbine engine
US7024863B2 (en) 2003-07-08 2006-04-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor attachment with rotational joint
EP1722069A1 (en) 2005-05-13 2006-11-15 Siemens Aktiengesellschaft Combustion turbine engine
US7721547B2 (en) 2005-06-27 2010-05-25 Siemens Energy, Inc. Combustion transition duct providing stage 1 tangential turning for turbine engines
US7637110B2 (en) 2005-11-30 2009-12-29 General Electric Company Methods and apparatuses for assembling a gas turbine engine
US7836677B2 (en) 2006-04-07 2010-11-23 Siemens Energy, Inc. At least one combustion apparatus and duct structure for a gas turbine engine
US7603863B2 (en) 2006-06-05 2009-10-20 General Electric Company Secondary fuel injection from stage one nozzle
US8387398B2 (en) * 2007-09-14 2013-03-05 Siemens Energy, Inc. Apparatus and method for controlling the secondary injection of fuel
US8322146B2 (en) 2007-12-10 2012-12-04 Alstom Technology Ltd Transition duct assembly
US9090954B2 (en) 2008-07-31 2015-07-28 Commonwealth Scientific And Industrial Research Organisation Production process
US8113003B2 (en) 2008-08-12 2012-02-14 Siemens Energy, Inc. Transition with a linear flow path for use in a gas turbine engine
US8065881B2 (en) 2008-08-12 2011-11-29 Siemens Energy, Inc. Transition with a linear flow path with exhaust mouths for use in a gas turbine engine
US8091365B2 (en) 2008-08-12 2012-01-10 Siemens Energy, Inc. Canted outlet for transition in a gas turbine engine
US8230688B2 (en) 2008-09-29 2012-07-31 Siemens Energy, Inc. Modular transvane assembly
US8276389B2 (en) 2008-09-29 2012-10-02 Siemens Energy, Inc. Assembly for directing combustion gas
US9822649B2 (en) 2008-11-12 2017-11-21 General Electric Company Integrated combustor and stage 1 nozzle in a gas turbine and method
US8616007B2 (en) 2009-01-22 2013-12-31 Siemens Energy, Inc. Structural attachment system for transition duct outlet
US8689559B2 (en) * 2009-03-30 2014-04-08 General Electric Company Secondary combustion system for reducing the level of emissions generated by a turbomachine
US8281594B2 (en) 2009-09-08 2012-10-09 Siemens Energy, Inc. Fuel injector for use in a gas turbine engine
US7958734B2 (en) 2009-09-22 2011-06-14 Siemens Energy, Inc. Cover assembly for gas turbine engine rotor
US8991192B2 (en) 2009-09-24 2015-03-31 Siemens Energy, Inc. Fuel nozzle assembly for use as structural support for a duct structure in a combustor of a gas turbine engine
US20110259015A1 (en) 2010-04-27 2011-10-27 David Richard Johns Tangential Combustor
US9347328B2 (en) 2010-08-09 2016-05-24 Siemens Energy, Inc. Compressed air plenum for a gas turbine engine
US8925324B2 (en) * 2010-10-05 2015-01-06 General Electric Company Turbomachine including a mixing tube element having a vortex generator
US8745987B2 (en) 2010-10-28 2014-06-10 General Electric Company Late lean injection manifold
US8667682B2 (en) 2011-04-27 2014-03-11 Siemens Energy, Inc. Method of fabricating a nearwall nozzle impingement cooled component for an internal combustion engine
US8978388B2 (en) 2011-06-03 2015-03-17 General Electric Company Load member for transition duct in turbine system
US20120304665A1 (en) 2011-06-03 2012-12-06 General Electric Company Mount device for transition duct in turbine system
US8826668B2 (en) 2011-08-02 2014-09-09 Siemens Energy, Inc. Two stage serial impingement cooling for isogrid structures
US9175604B2 (en) 2011-09-08 2015-11-03 Siemens Energy, Inc. Gas turbine engine with high and intermediate temperature compressed air zones
US9388738B2 (en) 2011-10-04 2016-07-12 Siemens Energy, Inc. Casing for a gas turbine engine
US20130081407A1 (en) 2011-10-04 2013-04-04 David J. Wiebe Aero-derivative gas turbine engine with an advanced transition duct combustion assembly
US8915706B2 (en) 2011-10-18 2014-12-23 General Electric Company Transition nozzle
US8961118B2 (en) 2011-10-20 2015-02-24 Siemens Energy, Inc. Structural cooling fluid tube for supporting a turbine component and supplying cooling fluid
US8701415B2 (en) * 2011-11-09 2014-04-22 General Electric Company Flexible metallic seal for transition duct in turbine system
US8959888B2 (en) 2011-11-28 2015-02-24 Siemens Energy, Inc. Device to lower NOx in a gas turbine engine combustion system
US9200565B2 (en) 2011-12-05 2015-12-01 Siemens Energy, Inc. Full hoop casing for midframe of industrial gas turbine engine
US8978389B2 (en) 2011-12-15 2015-03-17 Siemens Energy, Inc. Radial inflow gas turbine engine with advanced transition duct
US9243507B2 (en) 2012-01-09 2016-01-26 General Electric Company Late lean injection system transition piece
US20130180253A1 (en) 2012-01-13 2013-07-18 General Electric Company System and method for supplying a working fluid to a combustor
US9476355B2 (en) 2012-02-29 2016-10-25 Siemens Energy, Inc. Mid-section of a can-annular gas turbine engine with a radial air flow discharged from the compressor section
US10012098B2 (en) 2012-02-29 2018-07-03 Siemens Energy, Inc. Mid-section of a can-annular gas turbine engine to introduce a radial velocity component into an air flow discharged from a compressor of the mid-section
US9206699B2 (en) 2012-02-29 2015-12-08 Siemens Energy, Inc. Mid-section of a can-annular gas turbine engine with a cooling system for the transition
US9291063B2 (en) 2012-02-29 2016-03-22 Siemens Energy, Inc. Mid-section of a can-annular gas turbine engine with an improved rotation of air flow from the compressor to the turbine
US20130239585A1 (en) 2012-03-14 2013-09-19 Jay A. Morrison Tangential flow duct with full annular exit component
US9133722B2 (en) * 2012-04-30 2015-09-15 General Electric Company Transition duct with late injection in turbine system
US9181813B2 (en) 2012-07-05 2015-11-10 Siemens Aktiengesellschaft Air regulation for film cooling and emission control of combustion gas structure
US8745986B2 (en) 2012-07-10 2014-06-10 General Electric Company System and method of supplying fuel to a gas turbine
US8479518B1 (en) 2012-07-11 2013-07-09 General Electric Company System for supplying a working fluid to a combustor
US9127554B2 (en) 2012-09-04 2015-09-08 Siemens Energy, Inc. Gas turbine engine with radial diffuser and shortened mid section
US20140060001A1 (en) 2012-09-04 2014-03-06 Alexander R. Beeck Gas turbine engine with shortened mid section
US9322335B2 (en) 2013-03-15 2016-04-26 Siemens Energy, Inc. Gas turbine combustor exit piece with hinged connections
US9316155B2 (en) 2013-03-18 2016-04-19 General Electric Company System for providing fuel to a combustor
US9267436B2 (en) 2013-03-18 2016-02-23 General Electric Company Fuel distribution manifold for a combustor of a gas turbine
US9134029B2 (en) 2013-09-12 2015-09-15 Siemens Energy, Inc. Radial midframe baffle for can-annular combustor arrangement having tangentially oriented combustor cans
US20150082794A1 (en) 2013-09-26 2015-03-26 Reinhard Schilp Apparatus for acoustic damping and operational control of damping, cooling, and emissions in a gas turbine engine
US9470422B2 (en) 2013-10-22 2016-10-18 Siemens Energy, Inc. Gas turbine structural mounting arrangement between combustion gas duct annular chamber and turbine vane carrier
US20150132117A1 (en) 2013-11-08 2015-05-14 John J. Marra Gas turbine engine ducting arrangement having discrete insert
US20150159877A1 (en) 2013-12-06 2015-06-11 General Electric Company Late lean injection manifold mixing system
US9309774B2 (en) 2014-01-15 2016-04-12 Siemens Energy, Inc. Assembly for directing combustion gas
US9404421B2 (en) 2014-01-23 2016-08-02 Siemens Energy, Inc. Structural support bracket for gas flow path
US20160047317A1 (en) 2014-08-14 2016-02-18 General Electric Company Fuel injector assemblies in combustion turbine engines
US9945562B2 (en) 2015-12-22 2018-04-17 General Electric Company Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2011153815A (ja) * 2010-01-27 2011-08-11 General Electric Co <Ge> ガスタービンの二次燃焼システムに送給するブリードディフューザ
JP2014132211A (ja) * 2013-01-04 2014-07-17 General Electric Co <Ge> ターボ機械における関節式トランジションダクト本発明は、エネルギー省から授与された契約番号第ｄｅ−ｆｃ２６−０５ｎｔ４２６４３号に基づいて政府の支持を得てなされたものである。政府は本発明に関して一定の権利を有する。

Also Published As

Publication number Publication date
KR20170113186A (ko) 2017-10-12
EP3222817B1 (en) 2021-11-03
CN107228381A (zh) 2017-10-03
US20170276071A1 (en) 2017-09-28
KR102375633B1 (ko) 2022-03-17
US10260424B2 (en) 2019-04-16
CN107228381B (zh) 2020-06-23
EP3222817A1 (en) 2017-09-27
JP7012444B2 (ja) 2022-01-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9133722B2 (en) Transition duct with late injection in turbine system
JP6367559B2 (ja) ターボ機械の冷却が改善された移行ダクト
US20140150434A1 (en) Fuel nozzle for a combustor of a gas turbine engine
US20130086921A1 (en) Combustor and method for supplying flow to a combustor
US8707673B1 (en) Articulated transition duct in turbomachine
JP7012444B2 (ja) 後期噴射特徴部を有するトランジションダクトアセンブリ
US9328623B2 (en) Turbine system
JP6956497B2 (ja) 移行ダクト組立体
KR102350206B1 (ko) 트랜지션 덕트 조립체
JP6971596B2 (ja) 後期噴射機構を有するトランジションダクトアセンブリ
US10260360B2 (en) Transition duct assembly

Legal Events

Date Code Title Description
RD04 Notification of resignation of power of attorney

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7424

Effective date: 20190523

A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20200309

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20210121

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20210129

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20210428

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20210726

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20210907

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20211203

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20211221

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20220118

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 7012444

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

S111 Request for change of ownership or part of ownership

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313113

R350 Written notification of registration of transfer

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250