KR102375633B1 - 지연 분사 피쳐를 갖는 트랜지션 덕트 조립체 - Google Patents

지연 분사 피쳐를 갖는 트랜지션 덕트 조립체 Download PDF

Info

Publication number
KR102375633B1
KR102375633B1 KR1020170036159A KR20170036159A KR102375633B1 KR 102375633 B1 KR102375633 B1 KR 102375633B1 KR 1020170036159 A KR1020170036159 A KR 1020170036159A KR 20170036159 A KR20170036159 A KR 20170036159A KR 102375633 B1 KR102375633 B1 KR 102375633B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
inlet
fuel
outlet
transition
transition duct
Prior art date
Application number
KR1020170036159A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20170113186A (ko
Inventor
제임스 스콧 플래너건
케빈 웨스턴 맥마한
제퍼리 스콧 르베그
Original Assignee
제네럴 일렉트릭 컴퍼니
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 제네럴 일렉트릭 컴퍼니 filed Critical 제네럴 일렉트릭 컴퍼니
Publication of KR20170113186A publication Critical patent/KR20170113186A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR102375633B1 publication Critical patent/KR102375633B1/ko

Links

Images

Classifications

    • 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
    • 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
    • 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

터보 기계(10)는 대체로 환형 어레이로 배치되는 복수 개의 트랜지션 덕트(50)를 포함한다. 각각의 트랜지션 덕트(50)는 입구(52), 출구(54), 및 내부(57)를 획정하고 입구(52)와 출구(54) 사이에서 연장되며 종방향 축선(90), 반경 방향 축선(94), 및 접선 방향 축선(52)을 획정하는 통로(56)를 포함한다. 각 트랜지션 덕트(50)의 출구(54)는 종방향 축선(90)과 접선 방향 축선(92)을 따라 입구(52)로부터 오프셋된다. 각각의 트랜지션 덕트(50)는 상류 부분(170)과 하류 부분(172)을 더 포함한다. 터보 기계(10)는 트랜지션 덕트(50)의 상류 부분(170)과 하류 부분(172) 사이에 배치되는 지연 분사 조립체(250)를 더 포함하고, 지연 분사 조립체는 트랜지션 덕트(50)의 입구(52)의 하류측에 있는 내부(57)로 유동하도록 분사 유체에 유체 연통을 제공한다. 지연 분사 조립체(250)는 지연 분사 링(252)을 포함한다.

Description

지연 분사 피쳐를 갖는 트랜지션 덕트 조립체{TRANSITION DUCT ASSEMBLY WITH LATE INJECTION FEATURES}
본 명세서에 개시된 주제는 전반적으로 터보 기계에 관한 것이고, 보다 상세하게는 터보 기계에서 지연 분사 피쳐를 갖는 트랜지션 덕트를 사용하는 것에 관한 것이다.
터보 기계는 발전 등의 분야에서 널리 사용되고 있다. 예컨대, 종래의 가스 터빈 시스템은 압축기 섹션, 연소기 섹션, 및 적어도 하나의 터빈 섹션을 포함한다. 압축기 섹션은 공기가 압축기 섹션을 통해 유동할 때에 공기를 압축하도록 구성된다. 그후에, 공기는 압축기 섹션으로부터 연소기 섹션으로 유동되고, 연소기 섹션에서 연료와 혼합되고 연소되어 고온 가스 유동을 생성한다. 고온 가스 유동은 터빈 섹션에 제공되며, 터빈 섹션은 고온 가스 유동을 이용하여 고온 가스 유동으로부터 에너지를 추출하여 압축기, 발전기, 및 기타 다양한 부하에 전력을 공급한다.
터보 기계의 연소기 섹션은 일반적으로 연소된 고온 가스를 터빈 섹션 또는 섹션들로 유동시키기위한 튜브 또는 덕트를 포함한다. 최근에, 고온 가스의 유동을 시프트시키는 튜브 또는 덕트를 포함하는 연소기 섹션이 도입되었다. 예컨대, 고온 가스를 종방향으로 유동시키면서, 유동이 다양한 각도 성분을 갖도록 유동을 반경 방향으로 및/또는 접선 방향으로 추가로 시프트시키는 연소기 섹션용 덕트가 도입되었다. 이러한 설계는 터빈 섹션에서 제1 스테이지 노즐을 제거하는 것을 비롯하여 다양한 이점을 갖는다. 제1 스테이지 노즐은 고온 가스 유동을 시프트시키기 위해 이전에 제공되었고, 이러한 덕트의 설계로 인해 요구되지 않을 수 있다. 제1 스테이지 노즐의 제거는 관련된 압력 강하를 제거하고 터보 기계의 효율 및 출력을 증가시킬 수 있다.
다양한 설계 및 작동 파라미터가 연소기 섹션의 설계 및 작동에 영향을 미친다. 예컨대, 연소 가스 온도가 더 높으면 일반적으로 연소기 섹션의 열역학 섹션이 개선된다. 그러나, 더 높은 연소 가스 온도는 또한 연소 화염이 연료 노즐에 의해 공급되는 연료를 향해 이동하는 플래시백(flashback) 및/또는 화염 유지 조건을 촉진시켜, 상대적으로 짧은 시간 내에 연료 노즐에 심각한 손상을 야기할 수 있다. 게다가, 더 높은 연소 가스 온도는 일반적으로 이원자 질소의 해리 속도(disassociation rate)를 증가시켜여 질소 산화물(NOx)의 생성을 증가시킨다. 반대로, 감소된 연료 유동 및/또는 부분 부하 작동(턴 다운)과 관련된 더 낮은 연소 가스 온도는 일반적으로 연소 가스의 화학 반응 속도를 감소시켜 일산화탄소 및 미연소 탄화수소의 생성을 증가시킨다. 이들 설계 및 작동 파라미터는 전술한 바와 같이 고온 가스의 유동을 내부에서 시프트시키는 덕트를 이용할 때에 특히 중요하다.
본 개시의 양태 및 이점은 다음의 설명에서 부분적으로 설명되거나, 설명으로부터 명백할 수 있거나, 개시의 실시를 통해 습득될 수도 있다.
일 실시예에서, 터보 기계가 제공된다. 터보 기계는 대체로 환형 어레이로 배치되는 복수 개의 트랜지션 덕트를 포함하고, 복수 개의 트랜지션 덕트 각각은 입구, 출구, 및 내부를 획정하고 입구와 출구 사이에서 연장되며 종방향 축선, 반경 방향 축선, 및 접선 방향 축선을 획정하는 통로를 포함한다. 복수 개의 트랜지션 덕트 각각의 출구는 종방향 축선과 접선 방향 축선을 따라 입구로부터 오프셋된다. 복수 개의 트랜지션 덕트 각각은 상류 부분과 하류 부분을 더 포함한다. 상류 부분은 입구와 후미 단부 사이에서 연장되며, 하류 부분은 헤드 단부와 출구 사이에서 연장된다. 터보 기계는 복수 개의 트랜지션 덕트의 트랜지션 덕트의 상류 부분과 하류 부분 사이에 배치되는 지연 분사 조립체를 더 포함한다. 지연 분사 조립체는 트랜지션 덕트의 입구의 하류측에 있는 내부로 유동하도록 분사 유체에 유체 연통을 제공한다. 지연 분사 조립체는 지연 분사 링을 포함하고, 지연 분사 조립체는 메인 도관을 형성하고, 메인 도관은 입구와 출구 사이에서 연장된다. 입구는 작동 유체를 받아들여 지연 분사 링 내에서 연료와 혼합하도록 지연 분사 링의 하류 측면에 형성된다. 출구는 트랜지션 덕트의 내부와 유체 연통한다.
다른 실시예에서, 터보 기계가 제공된다. 터보 기계는 대체로 환형 어레이로 배치되는 복수 개의 트랜지션 덕트를 포함하고, 복수 개의 트랜지션 덕트 각각은 입구, 출구, 및 내부를 획정하고 입구와 출구 사이에서 연장되며 종방향 축선, 반경 방향 축선, 및 접선 방향 축선을 획정하는 통로를 포함한다. 복수 개의 트랜지션 덕트 각각의 출구는 종방향 축선과 접선 방향 축선을 따라 입구로부터 오프셋된다. 복수 개의 트랜지션 덕트 각각은 상류 부분과 하류 부분을 더 포함한다. 상류 부분은 입구와 후미 단부 사이에서 연장되며, 하류 부분은 헤드 단부와 출구 사이에서 연장된다. 터보 기계는 트랜지션 덕트를 대체로 둘러싸는 유동 슬리브를 더 포함한다. 유동 슬리브는 입구, 출구, 및 입구와 출구 사이에서 연장되는 슬리브 통로를 포함한다. 유동 슬리브는 상류 부분과 하류 부분을 더 포함한다. 상류 부분은 입구와 후미 단부 사이에서 연장되고, 하류 부분은 헤드 단부와 출구 사이에서 연장된다. 트랜지션 덕트와 유동 슬리브의 상류 부분은 그 사이에 상류 공동을 형성하고, 트랜지션 덕트와 유동 슬리브의 하류 부분은 그 사이에 하류 공동을 형성한다. 터보 기계는 복수 개의 트랜지션 덕트의 트랜지션 덕트의 상류 부분과 하류 부분 사이에 배치되는 지연 분사 조립체를 더 포함한다. 지연 분사 조립체는 트랜지션 덕트의 입구의 하류측에 있는 내부로 유동하도록 분사 유체에 유체 연통을 제공한다. 지연 분사 조립체는 지연 분사 링을 포함한다. 지연 분사 링은 메인 도관을 형성하며, 메인 도관은 입구와 출구 사이에서 연장되고, 입구는 작동 유체를 받아들여 지연 분사 링 내에서 연료와 혼합하도록 지연 분사 링의 하류 측면에 형성되며 하류 공동과 유체 연통하고, 출구는 트랜지션 덕트의 내부와 유체 연통한다. 지연 분사 조립체는 연료 매니폴드를 더 포함하고, 연료 매니폴드는 연료를 연료 매니폴드로 유동시키도록 연료 공급원과 유체 연통하고 연료를 메인 도관으로 유동시키도록 메인 도관과 유체 연통한다. 연료 매니폴드는 매니폴드 도관을 형성하고 지연 분사 링은 연료 플레넘을 형성한다. 연료는 연료 매니폴드로부터 연료 플레넘으로 그리고 연료 플레넘으로부터 메인 도관으로 유동하고 메인 도관 내에서 작동 유체와 혼합한다.
본 개시의 이들 및 기타 특징, 양태 및 이점은 아래의 설명 및 첨부된 청구범위를 참조하여 더 잘 이해 될 것이다. 본 명세서에 포함되어 그 일부를 구성하는 첨부 도면은 본 개시의 실시예를 예시하고, 그 설명과 함께 본 개시의 원리를 설명하는 역할을 한다.
당해 기술 분야의 숙련자에 대한 본 개시의 최상의 모드를 비롯한 본 개시의 완전하고 가능한 개시는 첨부된 도면을 참조하는 명세서에 기재되어 있다.
도 1은 본 개시의 실시예에 따른 가스 터빈 시스템의 개략도이다.
도 2는 본 개시의 실시예에 따른 가스 터빈 시스템의 여러 부분들의 단면도이다.
도 3은 본 개시의 실시예에 따른 가스 터빈 시스템의 터빈 섹션의 단면도이다.
도 4는 본 개시의 실시예에 따른 트랜지션 덕트의 환형 어레이의 사시도이다.
도 5는 본 개시의 실시예에 따른 복수 개의 트랜지션 덕트 및 관련 충돌 슬리브의 상부 사시도이다.
도 6은 본 개시의 실시예에 따른 트랜지션 덕트의 측면 사시도이다.
도 7은 인접한 트랜지션 덕트들을 포함하고 본 개시의 실시예에 따라 그들 사이에 에어포일의 다양한 부분을 형성하는 트랜지션 덕트 조립체의 절취 사시도이다.
도 8은 본 개시의 실시예에 따른 복수 개의 트랜지션 덕트 및 관련 충돌 슬리브의 상부 전방 사시도이다.
도 9는 본 개시의 실시예에 따른 지지 링 조립체에 결합된 복수 개의 트랜지션 덕트의 상부 후방 사시도이다.
도 10은 본 개시의 실시예에 따른 트랜지션 덕트의 하류 부분의 측면 사시도이다.
도 11은 본 개시의 실시예에 따른 트랜지션 덕트의 하류 부분의 전방 사시도이다.
도 12는 본 개시의 실시예에 따른 트랜지션 덕트의 상류 부분과 하류 부분 사이에 결합된 지연 분사 조립체의 사시도이다.
도 13은 본 개시의 실시예에 따른 트랜지션 덕트의 상류 부분과 하류 부분 사이에 결합된 지연 분사 조립체 및 관련 충돌 슬리브의 측단면도이다.
도 14는 본 개시의 실시예에 따른 지연 분사 조립체의 측단면도이다.
도 15는 본 개시의 실시예에 따른 트랜지션 덕트에 결합된 지연 분사 조립체의 전방 단면도이다.
이제, 하나 이상의 예가 도면에 예시되어 있는 본 개시의 실시예에 대한 참조가 상세하게 이루어질 것이다. 각각의 예는 본 개시의 설명을 위해 제공되고, 본 개시를 제한하는 것은 아니다. 본 개시의 범위 또는 사상으로부터 벗어남이 없이 다양한 수정 및 변경이 본 개시에서 이루어질 수 있다는 것은 당업자에게 명백할 것이다. 예컨대, 일 실시예의 일부로서 예시되거나 기술된 특징은 다른 실시예와 함께 사용되어 또 다른 실시예를 안출할 수 있다. 따라서, 본 개시는 첨부된 청구범위 및 그 균등물의 범주 내에 있다면 그러한 수정 및 변경을 포함하도록 의도된다.
도 1은 도시된 실시예에서 가스 터빈 시스템(10)인 터보 기계의 개략도이다. 본 개시의 터보 기계는 반드시 가스 터빈 시스템(10)일 필요는 없고, 임의의 적절한 터빈 시스템 또는 다른 터보 기계, 예컨대 증기 터빈 시스템 또는 다른 적절한 시스템일 수 있다는 것을 이해해야 한다. 도시된 시스템(10)은 압축기 섹션(12), 후술되는 바와 같이 복수 개의 연소기(15)를 포함할 수 있는 연소기 섹션(14), 및 터빈 섹션(16)을 포함할 수 있다. 압축기 섹션(12)과 터빈 섹션(16)은 샤프트(18)에 의해 커플링될 수 있다. 샤프트(18)는 단일 샤프트이거나 샤프트(18)를 형성하도록 함께 커플링된 복수 개의 샤프트 세그먼트일 수 있다. 샤프트(18)는 발전기 또는 다른 적절한 에너지 저장 장치에 추가로 커플링될 수 있거나, 예컨대 전기 그리드에 직접 결합될 수 있다. 입구 섹션(19)은 압축기 섹션(12)에 공기 유동을 제공할 수 있고, 배기 가스는 배기 섹션(20)을 통해 터빈 섹션(16)으로부터 배출되어 시스템(10) 또는 다른 적절한 시스템에서 배출 및/또는 이용될 수 있다. 시스템(10)으로부터의 배기 가스는, 예컨대 대기로 배출되거나, 증기 터빈 또는 다른 적절한 시스템으로 유동되거나, 열 회수 증기 발생기를 통해 재순환될 수 있다.
도 2를 참조하면, 가스 터빈 시스템(2)의 여러 부분들의 간소화된 도면이 예시되어 있다. 도 2에 도시된 가스 터빈 시스템(10)은 시스템(10)을 통해 유동하는 작동 유체(아래에서 설명됨)를 가압하기 위한 압축기 섹션(12)을 포함한다. 압축기 섹션(12)으로부터 배출되는 가압된 작동 유체는 시스템(10)의 축선을 중심으로 환형 어레이로 배치된 복수 개의 연소기(15)(도 2에 하나만 도시 됨)를 포함할 수 있는 연소기 섹션(14) 내로 유동한다. 연소기 섹션(14)에 진입하는 작동 유체는 천연 가스 또는 다른 적절한 액체 또는 기체 등의 연료와 혼합되고 연소된다. 고온의 연소 가스는 각각의 연소기(15)로부터 터빈 섹션(16)으로 유동하여 시스템(10)을 구동시키고 전력을 발생시킨다.
가스 터빈(10) 내의 연소기(15)는 작동 유체와 연료를 혼합하고 연소시키기 위한 다양한 구성요소를 포함할 수 있다. 예컨대, 연소기(15)는 압축기 배출 케이싱(21)과 같은 케이싱(21)을 포함할 수 있다. 축방향으로 연장하는 환형 슬리브일 수 있는 다양한 슬리브가 케이싱(21) 내에 적어도 부분적으로 배치될 수 있다. 도 2에 도시된 바와 같이, 슬리브는 대체로 종방향 축선(98)을 따라 축방향으로 연장되어, 슬리브의 입구가 출구와 축방향으로 정렬된다. 예컨대, 연소기 라이너(22)는 그 안에 연소 영역(24)을 일반적으로 획정할 수 있다. 작동 유체, 연료 및 선택적인 산화제의 연소는 일반적으로 연소 영역(24)에서 발생할 수 있다. 생성된 고온의 연소 가스는 일반적으로 종방향 축선(98)을 따라 축방향으로 연소 라이너(22)를 통해 하류 방향으로 트랜지션 피스(26) 내로 유동한 다음, 일반적으로 종방향 축선(98)을 따라 축방향으로 트랜지션 피스(26)를 통해 터빈 섹션(16) 내로 유동할 수 있다.
연소기(15)는 연료 노즐(40) 또는 복수 개의 연료 노즐(40)를 더 포함할 수 있다. 연료는 하나 이상의 매니폴드(도시 생략)에 의해 연료 노즐(40)로 공급될 수 있다. 후술되는 바와 같이, 연료 노즐(40) 또는 연료 노즐(40)들은 연료 및 선택적으로 작용 유체를 연소를 위해 연소 영역(24)으로 공급할 수 있다.
이제, 도 4 내지 도 15를 참조하면, 본 개시에 따른 연소기(15)는 일반적으로 트랜지션 덕트 조립체로 지칭되는 하나 이상의 트랜지션 덕트(50)를 포함할 수 있다. 본 개시의 트랜지션 덕트(50)는 다른 연소기의 다양한 축방향으로 연장하는 슬리브 대신에 제공될 수 있다. 예컨대, 트랜지션 덕트(50)는 축방향으로 연장하는 트랜지션 피스(26) 및 선택적으로 연소기(15)의 연소기 라이너(22)를 대체할 수 있다. 따라서, 트랜지션 덕트는 연료 노즐(40)로부터, 또는 연소기 라이너(22)로부터 연장될 수 있다. 본 명세서에서 설명되는 바와 같이, 트랜지션 덕트(50)는 작동 유체를 통과시켜 터빈 섹션(16)으로 유동시키는 축방향으로 연장하는 연소기 라이너(22) 및 트랜지션 피스(26)에 비해 다양한 이점을 제공할 수 있다.
도시된 바와 같이, 복수 개의 트랜지션 덕트(50)는 종방향 축선(90)을 중심으로 환형 어레이로 배치될 수 있다. 또한, 각각의 트랜지션 덕트(50)는 연료 노즐(40) 또는 복수 개의 연료 노즐(40)과 터빈 섹션(16) 사이에서 연장될 수 있다. 예컨대, 각각의 트랜지션 덕트(50)는 연료 노즐(40)로부터 터빈 섹션(16)으로 연장될 수 있다. 따라서, 작동 유체는 일반적으로 연료 노즐(40)로부터 트랜지션 덕트(50)를 통해 터빈 섹션(16)으로 유동할 수 있다. 몇몇 실시예에서, 트랜지션 덕트(50)는 유리하게는 터빈 섹션에서 제1 스테이지 노즐의 제거를 가능하게 할 수 있고, 이는 임의의 관련된 항력 및 압력 강하를 제거하고 시스템(10)의 효율 및 출력을 증가시킬 수 있다.
각각의 트랜지션 덕트(50)는 입구(52), 출구(54) 및 그들 사이에 내부(57)를 획정할 수 있는 통로(56)를 가질 수 있다. 트랜지션 덕트(50)의 입구(52) 및 출구(54)는 대체로 원형 또는 타원형 단면, 직사각형 단면, 삼각형 단면, 또는 임의의 다른 적절한 다각형 단면을 가질 수 있다. 또한, 트랜지션 덕트(50)의 입구(52) 및 출구(54)는 유사한 형상의 단면을 가질 필요는 없다는 것을 이해해야 한다. 예컨대, 일 실시예에서, 입구(52)는 대체로 원형 단면을 가질 수 있는 반면, 출구(54)는 대체로 직사각형 단면을 가질 수 있다.
또한, 통로(56)는 입구(52)와 출구(54) 사이에서 대체로 테이퍼질 수 있다. 예컨대, 예시적인 실시예에서, 통로(56)의 적어도 일부는 대체로 원추형 형상일 수 있다. 그러나, 추가적으로 또는 대안으로, 통로(56) 또는 그 임의의 일부는 대체로 직사각형 단면, 삼각형 단면, 또는 임의의 다른 적절한 다각형 단면을 가질 수 있다. 통로(56)의 단면 형상은 통로(56)가 상대적으로 큰 입구(52)로부터 상대적으로 작은 출구(54)로 테이퍼짐에 따라 통로(56) 전반에 걸쳐서 또는 그 임의의 일부를 통해 변할 수 있다는 것을 이해해야 한다.
복수 개의 트랜지션 덕트(50) 각각의 출구(54)는 각각의 트랜지션 덕트(50)의 입구(52)로부터 오프셋될 수 있다. 본 명세서에서 사용되는 용어 "오프셋"은 식별된 좌표 방향을 따라 이격된 것을 의미한다. 복수 개의 트랜지션 덕트(50) 각각의 출구(54)는 종방향 축선(90)을 따른 오프셋과 같이 각각의 트랜지션 덕트(50)의 입구(52)로부터 종방향으로 오프셋될 수 있다.
게다가, 예시적인 실시예에서, 복수 개의 트랜지션 덕트(50) 각각의 출구(54)는 접선 방향 축선(92)을 따른 오프셋과 같이 각각의 트랜지션 덕트(50)의 입구(52)로부터 접선 방향으로 오프셋될 수 있다. 복수 개의 트랜지션 덕트(50) 각각의 출구(54)가 각각의 트랜지션 덕트(50)의 입구(52)로부터 접선 방향으로 오프셋되기 때문에, 트랜지션 덕트(50)는 유리하게는 트랜지션 덕트(50)를 통한 작동 유체의 유동의 접선 방향 성분을 이용하여, 후술하는 바와 같이, 터빈 섹션(16)에서 제1 스테이지 노즐에 대한 필요성을 제거한다.
또한, 예시적인 실시예에서, 복수 개의 트랜지션 덕트(50) 각각의 출구(54)는 반경 방향 축선(94)을 따른 오프셋과 같이 각각의 트랜지션 덕트(50)의 입구(52)로부터 반경 방향으로 오프셋될 수 있다. 복수 개의 트랜지션 덕트(50) 각각의 출구(54)가 각각의 트랜지션 덕트(50)의 입구(52)로부터 반경 방향으로 오프셋되기 때문에, 트랜지션 덕트(50)는 유리하게는 트랜지션 덕트(50)를 통한 작동 유체의 유동의 반경 방향 성분을 이용하여, 후술하는 바와 같이, 터빈 섹션(16)에서 제1 스테이지 노즐에 대한 필요성을 또한 제거한다.
접선 방향 축선(92) 및 반경 방향 축선(94)은, 도 4에 도시된 바와 같이, 트랜지션 덕트(50)의 환형 어레이에 의해 형성된 원주에 관하여 각각의 트랜지션 덕트(50)에 대해 개별적으로 정의되고, 축선(92 및 94)은 종방향 축선(90)을 중심으로 환형 어레이로 배치된 트랜지션 덕트(50)의 갯수를 기초로 하여 원주 둘레에서 각 트랜지션 덕트(50)에 대해 변경된다는 점을 이해해야 한다.
설명된 바와 같이, 고온의 연소 가스가 트랜지션 덕트(50)를 통해 유동된 후에, 연소 가스는 트랜지션 덕트(50)로부터 터빈 섹션(16)으로 유동될 수 있다. 도 3에 도시된 바와 같이, 본 개시에 따른 터빈 섹션(16)은 고온 가스 경로(104)를 획정할 수 있는 슈라우드(102)를 포함할 수 있다. 슈라우드(102)는 복수 개의 슈라우드 블럭(106)으로 형성될 수 있다. 슈라우드 블럭(106)은 하나 이상의 환형 어레이로 배치될 수 있으며, 그 각각은 내부에 고온 가스 경로(104)의 일부를 획정할 수 있다. 터빈 섹션(16)은 지지 링 조립체를 추가로 포함할 수 있고, 지지 링 조립체는 하부 지지 링(200)과 상부 지지 링(202)을 포함할 수 있으며, 예컨대 [그 제1의 복수 개의 슈라우드 블럭(106)과 같이] 슈라우드(102)의 [고온 가스 경로(104)를 따라] 상류측에 위치 설정될 수 있거나 슈라우드(102)의 제1 부분일 수 있다. 지지 링 조립체는 고온 가스 경로(104)를 [즉, 하부 지지 링(200)과 상부 지지 링(202) 사이에] 추가로 획정하고, 트랜지션 덕트(50)와 터빈 섹션(16) 사이에 천이를 제공할 수 있다. 따라서, 지지 링 조립체 및 링(200, 202)은 복수 개의 트랜지션 덕트(50)의 [고온 가스 경로(104)를 따라] 하류측에 있을 수 있다. 고온 가스는 트랜지션 덕트(50)로부터 지지 링 어셈블리 내로 그리고 그를 통해[하부 및 상부 지지 링(200, 202) 사이에서], 그리고 지지 링 어셈블리로부터 나머지 터빈 섹션(16)을 통해 유동할 수 있다. 지지 링은 통상적으로 노즐 지지 링 또는 제1 스테이지 노즐 지지 링으로 지칭될 수 있다는 점이 유념된다. 그러나, 본 명세서에서 설명되는 바와 같이, 본 개시의 예시적인 실시예에 따라 제1 스테이지 노즐이 트랜지션 덕트(50)와 함께 이용될 수 없고, 이에 따라 예시적인 실시예에서 지지 링은 제1 스테이지 노즐 또는 다른 노즐을 둘러싸지 않는다.
터빈 섹션(16)은 복수 개의 버킷(112)과 복수 개의 노즐(114)을 더 포함할 수 있다. 복수 개의 버킷(112)과 노즐(114) 각각은 고온 가스 경로(104) 내에 적어도 부분적으로 배치될 수 있다. 또한, 복수 개의 버킷(112)과 복수 개의 노즐(114)은 하나 이상의 환형 어레이로 배치될 수 있으며, 그 각각은 고온 가스 경로(104)의 일부를 획정할 수 있다.
터빈 섹션(16)은 복수 개의 터빈 스테이지를 포함할 수 있다. 각 스테이지는 환형 어레이로 배치된 복수 개의 버킷(112)과 환형 어레이로 배치된 복수 개의 노즐(114)을 포함할 수 있다. 예컨대, 일 실시예에서, 터빈 섹션(16)은 도 3에 도시된 바와 같이 3개의 스테이지를 가질 수 있다. 예컨대, 터빈 섹션(16)의 제1 스테이지는 제1 스테이지 노즐 조립체(도시 생략)와 제1 스테이지 버킷 조립체(122)를 포함할 수 있다. 노즐 조립체는 샤프트(18) 둘레에 원주 방향으로 배치되고 고정된 복수 개의 노즐(114)을 포함할 수 있다. 버킷 조립체(122)는 샤프트(18) 둘레에 원주 방향으로 배치되고 샤프트(18)에 커플링되는 복수 개의 버킷(112)을 포함할 수 있다. 그러나, 터빈 섹션이 복수 개의 트랜지션 덕트(50)를 포함하는 연소기 섹션(14)에 커플링되는 예시적인 실시예에서, 노즐이 제1 스테이지 버킷 조립체(122)의 상류에 배치되지 않도록 제1 스테이지 노즐 어셈블리가 제거될 수 있다. 상류는 고온 가스 경로(104)를 통과하는 고온 연소 가스의 유동에 대해 정의될 수 있다.
터빈 섹션(16)의 제2 스테이지는 제2 스테이지 노즐 조립체(123)와 제2 스테이지 버킷 조립체(124)를 포함할 수 있다. 노즐 조립체(123)에 포함된 노즐(114)은 샤프트(18) 둘레에 원주 방향으로 배치되고 고정될 수 있다. 버킷 조립체(124)에 포함된 버킷(112)은 샤프트(18) 둘레에 원주 방향으로 배치되고 샤프트(18)에 커플링될 수 있다. 따라서, 제2 스테이지 노즐 조립체(123)는 고온 가스 경로(104)를 따라 제1 스테이지 버킷 조립체(122)와 제2 스테이지 버킷 조립체(124) 사이에 위치 설정된다. 터빈 섹션(16)의 제3 스테이지는 제3 스테이지 노즐 조립체(125)와 제3 스테이지 버킷 조립체(126)를 포함할 수 있다. 노즐 조립체(125)에 포함된 노즐(114)은 샤프트(18) 둘레에 원주 방향으로 배치되고 고정될 수 있다. 버킷 조립체(126)에 포함된 버킷(112)은 샤프트(18) 둘레에 원주 방향으로 배치되고 샤프트(18)에 커플링될 수 있다. 따라서, 제3 스테이지 노즐 조립체(125)는 고온 가스 경로(104)를 따라 제2 스테이지 버킷 조립체(124)와 제3 스테이지 버킷 조립체(126) 사이에 위치 설정된다.
터빈 섹션(16)은 3개의 스테이지로 제한되지 않고, 임의의 갯수의 스테이지가 본 개시의 범위 및 사상 내에 있다는 것을 이해해야 한다.
각각의 트랜지션 덕트(50)는 하나 이상의 인접한 트랜지션 덕트(50)와 인터페이싱할 수 있다. 예컨대, 도 5 내지 도 15는 복수 개의 트랜지션 덕트(50)의 제1 트랜지션 덕트(130)와 제2 트랜지션 덕트(132)의 실시예를 예시한다. 이들 인접한 트랜지션 덕트(130, 132)는 트랜지션 덕트(50)의 출구에 포함된 외부면일 수 있는 접촉면(134)을 포함 할 수 있다. 접촉면(134)은, 도시된 바와 같이, 인접한 이웃의 트랜지션 덕트(50) 및/또는 지지 링 어셈블리[및 그 지지 링(200, 202)]의 관련 접촉면(134)과 접촉하여 트랜지션 덕트(50)들 사이에 및/또는 트랜지션 덕트(50)와 지지 링 어셈블리 사이에 계면을 제공할 수 있다. 예컨대, 제1 및 제2 트랜지션 덕트(130, 132)의 접촉면(134)들은, 도시된 바와 같이, 서로 접촉하여 제1 및 제2 트랜지션 덕트(130, 132) 사이에 계면을 제공할 수 있다. 또한, 제1 및 제2 트랜지션 덕트(130, 132)의 접촉면(134)들은, 도시된 바와 같이, 지지 링 조립체와 접촉하여 트랜지션 덕트(130, 132)와 지지 링 조립체 사이에 계면을 제공할 수 있다. 본 명세서에 설명되는 바와 같이, 시일이 다양한 접촉면들 사이에 제공되어 그러한 계면에서의 밀봉을 용이하게 할 수 있다. 특히, 본 명세서에서 설명되는 접촉은 구성요소 자체들 간의 직접적인 접촉 또는 구성요소들 사이에 배치되는 시일을 통한 간접적인 접촉을 포함할 수 있다.
또한, 제1 및 제2 트랜지션 덕트(130, 132) 등의 트랜지션 덕트(50)는 에어포일의 다양한 공기 역학적 표면을 갖는 공기 역학적 구조(140)를 형성할 수 있다. 그러한 공기 역학적 구조(140)는, 예컨대 트랜지션 덕트(50)의 통로(56)의 내부면에 의해 형성될 수 있으며, 인접한 트랜지션 덕트(50)의 접촉면(134)들이 서로 인터페이싱할 때에 또한 형성될 수 있다. 이들 다양한 표면은 트랜지션 덕트(50) 내의 고온 가스 유동을 시프트시킬 수 있으며, 이에 따라 본 명세서에서 설명되는 바와 같이 제1 스테이지 노즐에 대한 필요성을 제거한다. 예컨대, 도 7 및 도 8에 예시된 몇몇 실시예에서, 제1 트랜지션 덕트(130) 등의 트랜지션 덕트(50)의 통로(56)의 내부면은 압력면(142)을 형성할 수 있고, 제2 트랜지션 덕트(132) 등의 인접한 트랜지션 덕트(50)의 통로(56)의 대향 내부면은 흡입면(144)을 형성할 수 있다. 인접한 트랜지션 덕트(50)들, 예컨대 그 접촉면(134)들이 서로 인터페이싱할 때에, 압력면(142)과 흡입면(144)은 결합하여 후단 에지(146)를 형성할 수 있다. 다른 실시예에서, 도 11에 예시된 바와 같이, 제1 트랜지션 덕트(130) 등의 트랜지션 덕트(50)의 통로(56)의 내부면은 압력면(142)과 흡입면(144) 뿐만 아니라 그 사이에 후단 에지를 형성할 수 있다. 제2 트랜지션 덕트(132) 등의 이웃의 트랜지션 덕트(50)의 통로의 내부면은 또한 압력면(142) 및/또는 흡입면(144)을 형성할 수 있다.
도 5 및 도 8에 도시된 바와 같이, 예시적인 실시예에서, 유동 슬리브(150)가 트랜지션 덕트(50)의 적어도 일부를 원주 방향으로 둘러쌀 수 있다. 트랜지션 덕트(50)를 원주 방향으로 둘러싸는 유동 슬리브(150)는 그 사이에 환형 통로(152)를 형성할 수 있다. 케이싱(21)으로부터의 압축된 작동 유체는 환형 통로(152)를 통해 유동하여 연료 노즐(40)을 통해 트랜지션 덕트(50)로 유동하는 방향을 반전시키기 전에 대류 냉각 트랜지션 덕트(50)를 제공할 수 있다. 또한, 몇몇 실시예에서, 유동 슬리브(150)는 충돌 슬리브일 수 있다. 이들 실시예에서, 충돌 구멍(154)이 도시된 바와 같이 슬리브에 형성될 수 있다. 케이싱(21)으로부터의 압축된 작동 유체는 충돌 구멍(154)을 통해 유동하고 환형 통로(152)를 통해 유동하기 전에 트랜지션 덕트(50)에 충돌하여 트랜지션 덕트의 추가적인 충돌 냉각을 제공할 수 있다.
각각의 유동 슬리브(150)는 입구(162), 출구(164) 및 그들 사이의 통로(166)를 가질 수 있다. 각각의 유동 슬리브(150)는 연료 노즐(40) 또는 복수 개의 연료 노즐(40)과 터빈 섹션(16) 사이에서 연장되고, 이에 따라 관련 트랜지션 덕트(50)의 적어도 일부를 둘러쌀 수 있다. 따라서, 전술한 바와 같이 트랜지션 덕트(50)와 유사하게, 복수 개의 유동 슬리브(150) 각각의 출구(164)는 각각의 유동 슬리브(150)의 입구(162)로부터 종방향, 반경 방향, 및/또는 접선 방향으로 오프셋될 수 있다.
몇몇 실시예에서, 도 5 및 도 8에 도시된 바와 같이, 본 개시에 따른 트랜지션 덕트(50)는 입구(52)와 출구(54) 사이에서 연장되는 단일의 일원화된 구성요소이다. 다른 실시예에서, 도 9 내지 도 15에 예시된 바와 같이, 본 개시에 따른 트랜지션 덕트(50)는 복수 개의 섹션 또는 부분을 포함할 수 있다. 예컨대, 트랜지션 덕트(50)는 상류 부분(170)과 하류 부분(172)을 포함할 수 있다. 상류 부분(170)은 트랜지션 덕트(50)의 입구(52)를 포함할 수 있고, 입구로부터 대체로 하류로 출구(54)를 향해 연장될 수 있다. 하류 부분(172)은 트랜지션 덕트(50)의 출구(54)를 포함할 수 있고, 출구로부터 대체로 상류로 입구(52)를 향해 연장될 수 있다. 따라서, 상류 부분(140)은 입구(52)와 후미 단부(174)를 포함하고 그 사이에서 연장될 수 있고, 하류 부분(142)은 헤드 단부(176)와 출구(178)를 포함하고 그 사이에서 연장될 수 있다.
게다가, 몇몇 실시예에서, 도 5 및 도 8에 도시된 바와 같이, 유동 슬리브(150)는 입구(162)와 출구(164) 사이에서 연장되는 단일의 일원화된 구성요소이다. 다른 실시예에서, 도 9 내지 도 15에 예시된 바와 같이, 본 개시에 따른 유동 슬리브(150)는 복수 개의 섹션 또는 부분을 포함할 수 있다. 예컨대, 유동 슬리브(150)는 상류 부분(180)과 하류 부분(182)을 포함할 수 있다. 상류 부분(180)은 유동 슬리브(150)의 입구(162)를 포함할 수 있고, 입구로부터 대체로 하류로 출구(164)를 향해 연장될 수 있다. 하류 부분(182)은 유동 슬리브(150)의 출구(164)를 포함할 수 있고, 출구로부터 대체로 상류로 입구(162)를 향해 연장될 수 있다. 따라서, 상류 부분(180)은 입구(162)와 후미 단부(184)를 포함하고 그 사이에서 연장될 수 있고, 하류 부분(182)은 헤드 단부(186)와 출구(164)를 포함하고 그 사이에서 연장될 수 있다. 따라서, 상류 공동(190)이 상류 부분(170)과 상류 부분(180) 사이에 형성될 수 있고, 하류 공동(192)이 하류 부분(172)과 하류 부분(182) 사이에 형성될 수 있다.
몇몇 실시예에서, 상류 부분(170)과 하류 부분(172)의 사용은 유리하게는 특정한 재료가 이들 부분에 이용되게 할 수 있다. 예컨대, 하류 부분(172)은 유리하게는 세라믹 매트릭스 복합재 등의 세라믹 재료로 형성될 수 있다. 상류 부분(170)과 유동 슬리브(150)는 적절한 금속으로 형성될 수 있다. 세라믹 재료의 사용은 비교적 높은 온도 공차로 인해 특히 유리하다. 하류 부분이 지지 링 조립체에 (본 명세서에서 설명된 바와 같이) 결합되고 상류 부분(170)이 하류 부분(172)에 대해 이동될 수 있을 때에 하류 부분(172)에 대해 세라믹 재료가 이용되는 것이 특히 유리할 수 있는데, 그 이유는 하류 부분(172)의 이동이 최소화되고, 이에 따라 비교적 잘 부러지는 세라믹 재료를 이용하는 것에 대한 우려가 줄어들기 때문이다.
몇몇 실시예에서, 트랜지션 덕트(50), 예컨대 그 출구(54)와 지지 링 조립체[및 그 지지 링(200, 202)] 사이의 계면은 부동 계면(floating interface)일 수 있다. 예컨대, 출구(54)는 지지 링 조립체[및 그 지지 링(200, 202)]에 결합되지 않을 수 있고, 지지 링 조립체에 대해 이동되게 될 수 있다. 이는 작동 중에 트랜지션 덕트(50)의 열 성장을 허용할 수 있다. 그러한 이동을 수용할 수 있는 적절한 부동 시일이 출구(54)와 지지 링 조립체 사이에 배치될 수 있다. 대안으로, 그리고 도 9 내지 도 11을 참조하면, 몇몇 실시예에서, 트랜지션 덕트(50), 예컨대 그 출구(54)와 지지 링 조립체[및 그 지지 링(200, 202)] 사이의 계면은 결합된 계면일 수 있다.
예컨대, 예시된 바와 같이, 복수 개의 기계적 파스너(210)가 제공될 수 있다. 기계적 파스너(210)는, 예컨대 제1 트랜지션 덕트(130) 및/또는 제2 트랜지션 덕트(132)를 포함하는 트랜지션 덕트(50)[예컨대, 그 출구(54)] 중 하나 이상을 지지 링 조립체[및 그 지지 링(200, 202)]에 결합시킬 수 있다. 도시된 예시적인 실시예에서, 본 개시에 따른 기계적 파스너(210)는 볼트를 포함하고, 예컨대 너트/볼트 조합일 수 있다. 변형예에서, 본 개시에 따른 기계적 파스너는 나사, 네일, 리벳 등이거나 이들을 포함할 수 있다.
예시된 바와 같이, 기계적 파스너(210)는 트랜지션 덕트(50)의 일부[예컨대, 그 출구(54)]와 지지 링 조립체[및 그 지지 링(200, 202)]을 통해 연장되어 이들 구성요소를 함께 결합시킬 수 있다. 트랜지션 덕트(50)의 출구(54)는, 예컨대 [트랜지션 덕트(50)의 접촉면(134)이거나 접촉면을 형성할 수 있는] 내부 플랜지(212) 및/또는 외부 플랜지(214)를 포함할 수 있다. 내부 플랜지(212)는 외부 플랜지(214)의 반경 방향 내측으로 배치될 수 있고, 고온 가스가 트랜지션 덕트(50)로부터 지지 링 조립체 내로 그리고 지지 링 조립체를 통해 [지지 링(200, 202) 사이에서] 유동하는 출구(54)의 개구가 내부 플랜지(212)와 외부 플랜지(214) 사이에 형성될 수 있다. 보어 구멍(213, 215)이 내부 플랜지(212)와 외부 플랜지(206)에 각각 형성될 수 있다. 보어 구멍(213, 215)은 하부 지지 링(200)과 상부 지지 링(202)에 형성된 보어 구멍과 정렬될 수 있고, 기계적 파스너(210)는 각각의 보어 구멍(213, 215) 및 상대 보어 구멍(181, 183)을 통해 연장되어 플랜지(212, 214)와 지지 링(200, 202)을 함께 결합시킬 수 있다.
이제, 도 12 내지 도 15를 참조하면, 하나 이상의 지연 분사 조립체(250)가 제공될 수 있다. 내부(57)로 분사 유체의 지연 분사는 지연 분사 조립체(250)를 통해 제공될 수 있다. 구체적으로, 각각의 지연 분사 조립체(210)는 관련 트랜지션 덕트(50)의 내부(57)와 유체 연통하고, 이에 따라 관련 트랜지션 덕트(50)의 입구(52)(들)의 하류측에서 내부(57)로 유동하도록 분사 유체에 유체 연통을 제공할 수 있다.
분사 유체는 연료 및, 선택적으로 작동 유체(즉, 공기)를 포함할 수 있다. 몇몇 실시예에서, 분사 유체는 연료와 작동 유체의 희박 혼합물일 수 있으며, 이에 따라 늦은 희박 분사로서 제공될 수 있다. 다른 실시예에서, 분사 유체는 임의의 작동 유체가 없이 연료만일 수 있거나, 연료와 작동 유체의 다른 적절한 혼합물일 수 있다.
지연 분사 조립체(250) (즉, 지연 분사 링과 같은 그 구성요소)는 관련 트랜지션 덕트(50)의 상류 부분(170)과 하류 부분(172) 사이에 대체로 배치되고, 지연 분사 조립체(250)를 대체로 둘러싸는 관련 유동 슬리브(150)의 상류 부분(180)과 하류 부분(182) 사이에 또한 배치된다. 조립체(250)는, 예컨대 지연 분사 링(252)을 포함할 수 있다. 지연 분사 링(252)은 유체 및/또는 작동 유체가 유동할 수 있는 대체로 환형(및 이에 따라 링형) 구조체일 수 있고, 지연 분사 링 내에서 연료와 작동 유체가 혼합되어 분사 유체를 형성할 수 있으며, 지연 분사 링으로부터 분사 유체가 관련 트랜지션 덕트(50)의 내부(57)로 유동할 수 있다.
링(252)은 관련 트랜지션 덕트(50)의 상류 부분(170)과 하류 부분(172) 사이에 대체로 배치될 수 있고, 지연 분사 조립체(250)를 대체로 둘러싸는 관련 유동 슬리브(150)의 상류 부분(180)과 하류 부분(182) 사이에 또한 배치될 수 있다. 링(252)은, 예컨대 상류 부분(170, 180)[및 공동(190)]과 대체로 대면하는 상류 측면(254)과, 하류 부분(172, 182)[및 공동(192)]과 대체로 대면하는 하류 측면(256)을 포함할 수 있다.
지연 분사 링(252)은, 도시된 바와 같이, 후미 단부(174, 184)와 헤드 단부(176, 186)에 결합될 수 있다. 예컨대, 상류 측면(254)은 후미 단부(174, 184)에 결합될 수 있고, 하류 측면(256)은 헤드 단부(176, 186)에 결합될 수 있다. 이러한 결합은 고정식 결합(즉, 용접, 브레이징, 기계적 체결 등) 또는 관절식 결합(즉, 훌라 시일(hula seal) 또는 다른 적절한 시일 기반 결합을 통해)일 수 있다. 예시적인 실시예에서, 예컨대, 적어도 하나의 결합은 고정식 결합일 수 있고 적어도 하나의 결합은 관절식 결합일 수 있다. 예컨대, 후미 단부 결합들 모두가 고정식일 수 있고 헤드 단부 결합들 모두가 관절식일 수 있거나(또는 그 반대도 가능), 하나의 헤드 단부 결합이 관절식일 수 있고 나머지 결합은 고정식이거나, 하나의 후미 단부 결합이 관절식일 수 있으며 나머지 결합이 고정된다.
상류 부분(170)과 하류 부분(172) 사이 및 상류 부분(180)과 하류 부분(182) 사이에 지연 분사 링(252)의 위치 설정은 지연 분사 링(252)이 하류 공동(192)으로부터 상류 공동(190)으로 작동 유체의 유동을 방해하게 한다. 대신에, [하류 공동(192)으로, 즉 유동 슬리브(150)의 하류 부분(182)을 통해 유동한] 이 작동 유체의 적어도 일부는 지연 유체의 성분으로서 지연 분사에 사용하도록 하류 공동(192)으로부터 지연 분사 링(252)으로 유동될 수 있다.
예컨대, 링(252)은 입구(262)와 출구(262) 사이에서 각각 연장되는 하나 이상의 메인 도관(260)을 형성할 수 있다. 압축된 공기 또는 다른 적절한 작동 유체가 입구(262)를 통해 각각의 메인 도관(260)으로 유동할 수 있다. 분사 유체는 각각의 도관(260)으로부터 그 출구(262)를 통해 관련 트랜지션 덕트(50)의 내부(57)로 유동할 수 있다. 따라서, 입구(262)는 지연 분사 링(252) 내에서[즉, 그 메인 도관(260) 내에서] 연료와 혼합하도록 작동 유체를 받아들이기 위해 지연 분사 링(252)의 하류 측면(256)에 형성될 수 있다. 예컨대, 입구는, 도시된 바와 같이, 작동 유체가 하류 공동(192)으로부터 입구(262)를 통해 메인 도관(260)으로 유동하도록 하류 공동(192)과 유체 연통할 수 있다. 출구(264)는 [통로(56)를 따라] 내부(57)를 획정하는 지연 분사 링(252)의 내측면에 [즉, 상류 측면(254)과 하류 측면(256) 사이에] 획정될 수 있다. 따라서, 출구는, 작동 유체가 메인 도관(260)으로부터 출구(264)를 통해 내부(57)로 유동하도록 내부(57)와 유체 연통할 수 있다.
예시적인 실시예에서, 분사 링(252)은 복수 개의 메인 도관(260)을 포함할 수 있다. 메인 도관(260)은 서로로부터, 예컨대 도시된 바와 같이 대체로 환형 어레이로 떨어져 있을 수 있다. 몇몇 실시예에서, 메인 도관(260)은 서로 유동적으로 이격될 수 있다. 대안으로, 메인 도관(260)은, 예컨대 분사 링(252)에 형성되고 그 사이에서 연장되는 적절한 유출 도관을 통해 (즉, 압력 균등화 목적을 위해) 유체 연통될 수 있다.
몇몇 실시예에서, 분사 링(252)은 하류 공동(192)과 상류 공동(190)을 서로 유동적으로 이격시킬 수 있다. 이들 실시예에서, 하류 공동(192)으로부터의 모든 작동 유체는 상류 공동(190) 아니라 메인 도관(260)으로 유동할 수 있다. 그러나, 대안으로, 하류 공동(192)으로부터의 작동 유체의 일부는 분사 링(252)을 통해 (즉, 압력 균등화 목적, 냉각 목적 등을 위해) 상류 공동(190)으로 유동될 수 있다. 예컨대, 링(252)은 입구(272)와 출구(274) 사이에서 각각 연장될 수 있는 하나 이상의 바이패스 도관(270)을 또한 형성할 수 있다. 입구(272)는 작동 유체를 내부에 받아들이도록 하류 측면(256)에 형성될 수 있다. 따라서, 입구는, 작동 유체가 하류 공동(192)으로부터 입구(272)를 통해 바이패스 도관(270)으로 유동하도록 하류 공동(192)과 유체 연통할 수 있다. 출구(274)는 작동 유체를 배출하도록 상류 측면(254)에 형성될 수 있다. 따라서, 출구는, 작동 유체가 바이패스 도관(270)으로부터 출구(274)를 통해 상류 공동(190)으로 유동하도록 상류 공동(190)과 유체 연통할 수 있다.
분사 링(252) 내에서 분사 유체를 생성하도록 작동 유체와 혼합하는 연료를 제공하기 위해, 지연 분사 조립체(250)는 연료 매니폴드(280)를 더 포함할 수 있다. 연료 매니폴드(280)는 연료를 연료 매니폴드(280)로 유동시키기 위해 연료 공급원(281)과 (즉, 적절한 통로, 배관 등을 통해) 연료 연통할 수 있다. 연료 매니폴드(280)는 또한 연료를 각각의 메인 도관(260)으로 유동시키기 위해 분사 링(252)과, 예컨대 그 각각의 메인 도관(260)과 유체 연통할 수 있다.
따라서, 연료 매니폴드(280)는 연료가 통과할 수 있는 매니폴드 도관(282)을 포함할 수 있다. 연료는 연료 공급원(281)으로부터 매니폴드 도관(282)으로 공급될 수 있다. 예시적인 실시예에서, 연료 매니폴드(280)는 대체로 환형(즉, 링형) 구성요소이고, 매니폴드 도관(282)은 환형(즉, 링형) 도관이다. 따라서, 연료는 매니폴드 도관(282) 내에서 트랜지션 덕트(50) 둘레의 다양한 주변 지점으로 분배되어, 작동 유체와 혼합하기 위한 다양한 메인 도관(260)으로의 공급을 용이하게 할 수 있다.
연료 매니폴드(280)는, 도시된 바와 같이, 예컨대 분사 링(252)을 둘러쌀 수 있는, 분사 링(252)과는 별개의 구성요소일 수 있다. 스트러트(284)가, 예컨대 연료 매니폴드(280)와 분사 링(252) 사이에서 연장되어 연료 매니폴드를 분사 링에 대해 지지하고 연료 매니폴드(280)를 분사 링(252)으로부터 떨어뜨릴 수 있다.
연료를 연료 매니폴드(280)로부터 메인 도관(260)으로 공급하기 위하여, 연료 매니폴드(280) 내에[그리고, 분사 링(252) 및/또는 스트러트(284) 내에] 하나 이상의 공급 도관(286)이 형성될 수 있다. 몇몇 실시예에서, 각각의 공급 도관(286)은 연료 매니폴드(280)와 메인 도관(260) 사이에서 연장되고 연료 매니폴드 및 메인 도관과 유체 연통할 수 있다. 대안으로, 하나 이상의 연료 플레넘(288; fuel plenum)이 분사 링(252) 내에 형성될 수 있고, 각각의 공급 도관(286)은 연료 매니폴드(280)와 연료 플레넘(288) 사이에서 연장되어 연료 매니폴드 및 연료 플레넘과 유체 연통할 수 있다. 예컨대, 복수 개의 연료 플레넘(288)이 분사 링(252)에 형성될 수 있고, 환형 어레이로 떨어져 있을 수 있다. 몇몇 실시예에서, 개별적인 연료 플레넘(288)은 각각의 메인 도관(260)과 관련되고 메인 도관과 유체 연통할 수 있다. 대안으로, 연료 플레넘(288)은 1개보다 많은 메인 도관(260)과 관련되고 유체 연통할 수 있다. 또한, 몇몇 실시예에서, 연료 플레넘(288)은 서로 유동적으로 격리될 수 있고, 다른 실시예에서, 연료 플레넘(288)은 적절한 유출 도관 등을 통해 유체 연통할 수 있다. 연료는 연료 매니폴드(280)로부터 공급 도관(286)을 통해 연료 플레넘(288)으로 유동할 수 있다.
각각의 연료 플레넘(288) 내의 연료는 또한 연료 플레넘(288)으로부터, 예컨대 분사 도관(289)을 통해 관련 메인 도관(260)으로 유동될 수 있다. 각각의 분사 도관(289)은 연료 플레넘(288)과 메인 도관(260) 사이에서 연장되고 연료 매니폴드 및 메인 도관과 유체 연통할 수 있다. 따라서, 연료는 연료 플레넘(288)으로부터 분사 도관(289)을 통해 관련 메인 도관(260)으로 유동될 수 있고, 메인 도관(260) 내에서 작동 유체와 혼합되어 분사 유체를 형성할 수 있다.
본 개시에 따른 지연 분사 조립체(250)의 사용은 유리하게도 개선된 연소를 용이하게 하는 동시에 그 구성요소의 개선된 지지를 또한 용이하게 한다. 특히, 분사 링(252)의 위치 및 구조는 지연 분사 조립체(250)가 구조적으로 견고하게 하고 관련 트랜지션 덕트(50) 및 유동 슬리브(150)와 같은 터보 기계의 다른 구성요소에 의해 적어도 부분적으로 지지되도록 한다.
이상 기술된 설명은, 예를 이용하여 최선의 방식을 비롯한 본 개시를 개시하고 있으며, 또한 당업자가, 임의의 장치 또는 시스템을 제조 및 이용하도록 하는 것 그리고 임의의 통합된 방법을 수행하도록 하는 것을 비롯하여 본 개시를 실시할 수 있도록 한다. 본 개시의 특허 가능한 범위는 청구범위에 의해 한정되며, 당업자가 착안 가능한 다른 예를 포함할 수 있다. 그러한 다른 예는, 이들 예가 청구범위의 문어적 어구와 상이하지 않은 구조 요소를 포함한다면, 또는 이들 예가 청구범위의 문어적 어구와 미미한 차이를 갖는 등가의 구조 요소를 포함한다면, 청구범위의 범주 내에 있도록 의도된다.
10: 터빈 시스템 12: 압축기 섹션
14: 연소기 섹션 15: 연소기
16: 터빈 섹션 18: 샤프트
21: 케이싱 22: 연소기 라이너
24: 연소 영역 26: 트랜지션 피스
30: 유동 슬리브 32: 유동 경로
34: 충돌 슬리브 36: 유동 경로
40: 연료 노즐 50: 트랜지션 덕트
52: 입구 54: 출구
56: 통로 57: 내부
90: 종방향 축선 92: 접선 방향 축선
94: 반경 방향 축선 98: 종방향 축선
102: 슈라우드 104: 고온 가스 경로
106: 슈라우드 블럭 112: 버킷
114: 노즐 122: 제1 스테이지 버킷 조립체
123: 제2 스테이지 노즐 조립체
124: 제2 스테이지 버킷 조립체
125: 제3 스테이지 노즐 조립체
126: 제3 스테이지 버킷 조립체
130: 제1 트랜지션 덕트
132: 제2 트랜지션 덕트
134: 접촉면 142: 압력면
144: 흡입면 146: 후단 에지
150: 유동 슬리브 152: 환형 통로
154: 충돌 구멍 162: 입구
164: 출구 166: 통로
170: 상류 부분 172; 하류 부분
174: 후미 단부 176: 헤드 단부
180: 상류 부분 182: 하류 부분
184: 후미 단부 186: 헤드 단부
190: 상류 공동 192: 하류 공동
200: 하부 지지 링 202: 상부 지지 링
210: 기계적 파스너 212: 내부 플랜지
213: 보어 구멍 214: 외부 플랜지
215: 보어 구멍 250: 지연 분사 조립체
252: 분사 링 254: 상류 측면
256: 하류 측면 258: 내부면
260: 메인 도관 262: 입구
264: 출구 270: 바이패스 도관
272: 입구 274: 출구
280: 연료 매니폴드 281: 연료 공급원
282: 매니폴드 도관 284: 스트러트
286: 공급 도관 288: 연료 플레넘
289: 분사 도관

Claims (15)

  1. 터보 기계(10)로서,
    환형 어레이로 배치되는 복수 개의 트랜지션 덕트(50)로서, 복수 개의 트랜지션 덕트(50) 각각은 입구(52), 출구(54), 및 내부(57)를 획정하고 입구(52)와 출구(54) 사이에서 연장되며 종방향 축선(90), 반경 방향 축선(94), 및 접선 방향 축선(92)을 획정하는 통로(56)를 포함하고, 복수 개의 트랜지션 덕트(50) 각각의 출구(54)는 종방향 축선(90)과 접선 방향 축선(92)을 따라 입구(52)로부터 오프셋되며, 복수 개의 트랜지션 덕트(50) 각각은 상류 부분(170)과 하류 부분(172)을 더 포함하고, 상기 상류 부분(170)은 입구(52)와 후미 단부(174) 사이에서 연장되며, 하류 부분(172)은 헤드 단부(176)와 출구(54) 사이에서 연장되는 것인 복수 개의 트랜지션 덕트(50); 및
    상기 복수 개의 트랜지션 덕트(50)의 트랜지션 덕트(50)의 상류 부분(170)과 하류 부분(172) 사이에 배치되는 지연 분사 조립체(250)
    를 포함하고, 상기 지연 분사 조립체(250)는 트랜지션 덕트(50)의 입구(52)의 하류측에 있는 내부(57)로 유동하도록 분사 유체에 유체 연통을 제공하며, 상기 지연 분사 조립체(250)는 지연 분사 링(252)을 포함하고, 상기 지연 분사 링(252)은 메인 도관(260)을 형성하고, 메인 도관(260)은 입구(262)와 출구(264) 사이에서 연장되며, 입구(262)는 작동 유체를 받아들여 지연 분사 링(252) 내에서 연료와 혼합하도록 지연 분사 링(252)의 하류 측면(256)에 형성되고, 출구(264)는 트랜지션 덕트(50)의 내부(57)와 유체 연통하며,
    상기 지연 분사 링(252)은 바이패스 도관(270)을 형성하고, 상기 바이패스 도관(270)은 지연 분사 링(252)의 하류 측면(256)에 형성된 입구(272)와 지연 분사 링(252)의 상류 측면(254)에 형성된 출구(274) 사이에서 연장되는 것인 터보 기계.
  2. 제1항에 있어서, 상기 지연 분사 조립체(250)는 연료 매니폴드(280)를 더 포함하고, 상기 연료 매니폴드(280)는 연료를 연료 매니폴드(280)로 유동시키도록 연료 공급원(281)과 유체 연통하고 연료를 메인 도관(260)으로 유동시키도록 메인 도관(260)과 유체 연통하는 것인 터보 기계.
  3. 제2항에 있어서, 상기 연료 매니폴드(280)는 매니폴드 도관(282)을 형성하고 지연 분사 링(252)은 연료 플레넘(288)을 형성하며, 연료는 연료 매니폴드(280)로부터 연료 플레넘(288)으로 그리고 연료 플레넘(288)으로부터 메인 도관(260)으로 유동하고 메인 도관(260) 내에서 작동 유체와 혼합하는 것인 터보 기계.
  4. 제2항에 있어서, 상기 연료 매니폴드(280)는 환형의 연료 매니폴드(280)인 것인 터보 기계.
  5. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 분사 링(252)은 복수 개의 메인 도관(260)을 형성하고, 상기 복수 개의 메인 도관(260)은 환형 어레이로 떨어져 있는 것인 터보 기계.
  6. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 트랜지션 덕트(50)를 둘러싸는 유동 슬리브(150)를 더 포함하고, 상기 유동 슬리브(150)는 입구(162), 출구(164), 및 상기 입구(162)와 출구(164) 사이에서 연장되는 슬리브 통로(166)를 포함하고, 상기 유동 슬리브(150)는 상류 부분(180)과 하류 부분(182)을 더 포함하며, 상류 부분(180)은 입구(162)와 후미 단부(184) 사이에서 연장되고, 하류 부분(182)은 헤드 단부(186)와 출구(164) 사이에서 연장되며, 상기 지연 분사 링(252)은 상기 유동 슬리브(150)의 상류 부분(180)과 하류 부분(182) 사이에 또한 배치되는 것인 터보 기계.
  7. 제6항에 있어서, 상기 지연 분사 링(252)은 트랜지션 덕트(50)의 상류 부분(170, 180)의 후미 단부(174)와 하류 부분(172, 182)의 헤드 단부(186)에 결합되는 것인 터보 기계.
  8. 제6항에 있어서, 상기 트랜지션 덕트(50)와 유동 슬리브(150)의 상류 부분(170, 180)은 그 사이에 상류 공동(190)을 형성하고, 상기 트랜지션 덕트(50)와 유동 슬리브(150)의 하류 부분(172, 182)은 그 사이에 하류 공동(192)을 형성하는 것인 터보 기계.
  9. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 복수 개의 트랜지션 덕트(50) 각각의 출구(54)는 또한 반경 방향 축선(94)을 따라 입구(52)로부터 오프셋되어 있는 것인 터보 기계.
  10. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 복수 개의 트랜지션 덕트(50)와 연통하는 터빈 섹션(16)을 더 포함하고, 터빈 섹션(16)은 제1 스테이지 버킷 조립체(122)를 포함하며, 선택적으로
    제1 스테이지 버킷 조립체(122)의 상류에 노즐(114)이 배치되지 않는 것인 터보 기계.
  11. 터보 기계(10)로서,
    환형 어레이로 배치되는 복수 개의 트랜지션 덕트(50)로서, 복수 개의 트랜지션 덕트(50) 각각은 입구(52), 출구(54), 및 내부(57)를 획정하고 입구(52)와 출구(54) 사이에서 연장되며 종방향 축선(90), 반경 방향 축선(94), 및 접선 방향 축선(92)을 획정하는 통로(56)를 포함하고, 복수 개의 트랜지션 덕트(50) 각각의 출구(54)는 종방향 축선(90)과 접선 방향 축선(92)을 따라 입구(52)로부터 오프셋되며, 복수 개의 트랜지션 덕트(50) 각각은 상류 부분(170)과 하류 부분(172)을 더 포함하고, 상기 상류 부분(170)은 입구(52)와 후미 단부(174) 사이에서 연장되며, 하류 부분(172)은 헤드 단부와 출구(54) 사이에서 연장되는 것인 복수 개의 트랜지션 덕트(50);
    상기 트랜지션 덕트(50)를 둘러싸는 유동 슬리브(150)로서, 상기 유동 슬리브(150)는 입구(162), 출구(164), 및 상기 입구(162)와 출구(164) 사이에서 연장되는 슬리브 통로(166)를 포함하고, 상기 유동 슬리브(150)는 상류 부분(180)과 하류 부분(182)을 더 포함하며, 상류 부분(180)은 입구(162)와 후미 단부(184) 사이에서 연장되고, 하류 부분(182)은 헤드 단부(186)와 출구(164) 사이에서 연장되며, 상기 트랜지션 덕트(50)와 유동 슬리브(150)의 상류 부분(170, 180)은 그 사이에 상류 공동(190)을 형성하고, 상기 트랜지션 덕트(50)와 유동 슬리브(150)의 하류 부분(172, 182)은 그 사이에 하류 공동(192)을 형성하는 것인 유동 슬리브(150); 및
    상기 복수 개의 트랜지션 덕트(50)의 트랜지션 덕트(50)의 상류 부분(170)과 하류 부분(172) 사이에 배치되는 지연 분사 조립체(250)
    를 포함하고, 상기 지연 분사 조립체(250)는 트랜지션 덕트(50)의 입구(52)의 하류측에 있는 내부(57)로 유동하도록 분사 유체에 유체 연통을 제공하며,
    상기 지연 분사 조립체(250)는 지연 분사 링(252) 및 연료 매니폴드(280)를 포함하고,
    상기 지연 분사 링(252)은 메인 도관(260)을 형성하며, 메인 도관(260)은 입구(262)와 출구(264) 사이에서 연장되고, 입구(262)는 작동 유체를 받아들여 지연 분사 링(252) 내에서 연료와 혼합하도록 지연 분사 링(252)의 하류 측면(256)에 형성되며 하류 공동(192)과 유체 연통하고, 출구(264)는 트랜지션 덕트(50)의 내부(57)와 유체 연통하며,
    상기 연료 매니폴드(280)는 연료를 연료 매니폴드(280)로 유동시키도록 연료 공급원(281)과 유체 연통하고 연료를 메인 도관(260)으로 유동시키도록 메인 도관(260)과 유체 연통하며, 상기 연료 매니폴드(280)는 매니폴드 도관(282)을 형성하고 지연 분사 링(252)은 연료 플레넘(288)을 형성하며, 연료는 연료 매니폴드(280)로부터 연료 플레넘(288)으로 그리고 연료 플레넘(288)으로부터 메인 도관(260)으로 유동하고 메인 도관(260) 내에서 작동 유체와 혼합하며,
    상기 지연 분사 링(252)은 바이패스 도관(270)을 형성하고, 상기 바이패스 도관(270)은 지연 분사 링(252)의 하류 측면(256)에 형성된 입구(272)와 지연 분사 링(252)의 상류 측면(254)에 형성된 출구(274) 사이에서 연장되는 것인 터보 기계.
  12. 제11항에 있어서, 상기 메인 도관(260)은 복수 개의 메인 도관(260)이고, 상기 복수 개의 메인 도관(260)은 환형 어레이로 떨어져 있는 것인 터보 기계.
  13. 제11항 또는 제12항에 있어서, 상기 지연 분사 링(252)은 트랜지션 덕트(50)의 상류 부분(170, 180)의 후미 단부(174)와 하류 부분(172, 182)의 헤드 단부(176, 186)에 결합되는 것인 터보 기계.
  14. 삭제
  15. 삭제
KR1020170036159A 2016-03-24 2017-03-22 지연 분사 피쳐를 갖는 트랜지션 덕트 조립체 KR102375633B1 (ko)

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
KR20170113186A KR20170113186A (ko) 2017-10-12
KR102375633B1 true KR102375633B1 (ko) 2022-03-17

Family

ID=58314123

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020170036159A KR102375633B1 (ko) 2016-03-24 2017-03-22 지연 분사 피쳐를 갖는 트랜지션 덕트 조립체

Country Status (5)

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

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 (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2010539437A (ja) * 2007-09-14 2010-12-16 シーメンス エナジー インコーポレイテッド 二次燃料噴射を制御する装置および方法
JP2013231576A (ja) * 2012-04-30 2013-11-14 General Electric Co <Ge> タービンシステム内での後期噴射を備えたトランジッションダクト
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 (83)

* 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
EP0718468B1 (en) 1994-12-20 2001-10-31 General Electric Company Transition piece frame support
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
US8322146B2 (en) 2007-12-10 2012-12-04 Alstom Technology Ltd Transition duct assembly
KR101606510B1 (ko) 2008-07-31 2016-03-25 커먼웰쓰 사이언티픽 앤드 인더스트리얼 리서치 오가니제이션 생산 방법
US8113003B2 (en) 2008-08-12 2012-02-14 Siemens Energy, Inc. Transition with a linear flow path 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
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
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
US8381532B2 (en) 2010-01-27 2013-02-26 General Electric Company Bled diffuser fed secondary combustion system for gas turbines
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
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
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
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
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
US20130239585A1 (en) 2012-03-14 2013-09-19 Jay A. Morrison Tangential flow duct with full annular exit component
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
US9267436B2 (en) 2013-03-18 2016-02-23 General Electric Company Fuel distribution manifold for a combustor of a gas turbine
US9316155B2 (en) 2013-03-18 2016-04-19 General Electric Company System for providing fuel to a combustor
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 (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2010539437A (ja) * 2007-09-14 2010-12-16 シーメンス エナジー インコーポレイテッド 二次燃料噴射を制御する装置および方法
JP2013231576A (ja) * 2012-04-30 2013-11-14 General Electric Co <Ge> タービンシステム内での後期噴射を備えたトランジッションダクト
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
CN107228381A (zh) 2017-10-03
KR20170113186A (ko) 2017-10-12
US10260424B2 (en) 2019-04-16
CN107228381B (zh) 2020-06-23
JP2017172959A (ja) 2017-09-28
US20170276071A1 (en) 2017-09-28
EP3222817B1 (en) 2021-11-03
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
EP2578939B1 (en) Combustor and method for supplying flow to a combustor
US9458732B2 (en) Transition duct assembly with modified trailing edge in turbine system
US8707673B1 (en) Articulated transition duct in turbomachine
EP2578940A2 (en) Combustor and method for supplying flow to a combustor
KR102375633B1 (ko) 지연 분사 피쳐를 갖는 트랜지션 덕트 조립체
KR102350206B1 (ko) 트랜지션 덕트 조립체
EP3222820B1 (en) Transition duct assembly
EP3246631B1 (en) Transition duct assembly with late injection features
KR102303466B1 (ko) 트랜지션 덕트 조립체

Legal Events

Date Code Title Description
PA0109 Patent application

Patent event code: PA01091R01D

Comment text: Patent Application

Patent event date: 20170322

PG1501 Laying open of application
A201 Request for examination
PA0201 Request for examination

Patent event code: PA02012R01D

Patent event date: 20200226

Comment text: Request for Examination of Application

Patent event code: PA02011R01I

Patent event date: 20170322

Comment text: Patent Application

E902 Notification of reason for refusal
PE0902 Notice of grounds for rejection

Comment text: Notification of reason for refusal

Patent event date: 20201216

Patent event code: PE09021S01D

E701 Decision to grant or registration of patent right
PE0701 Decision of registration

Patent event code: PE07011S01D

Comment text: Decision to Grant Registration

Patent event date: 20211213

GRNT Written decision to grant
PR0701 Registration of establishment

Comment text: Registration of Establishment

Patent event date: 20220314

Patent event code: PR07011E01D

PR1002 Payment of registration fee

Payment date: 20220315

End annual number: 3

Start annual number: 1

PG1601 Publication of registration