KR20140012180A - 가스 터빈 연소 시스템 전이 덕트용 시일 - Google Patents

가스 터빈 연소 시스템 전이 덕트용 시일 Download PDF

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프랜크 모에헐레
앤드류 알. 나르커스
존 카렐라
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지멘스 에너지, 인코포레이티드
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Abstract

터빈 연소 시스템 전이 피스(28)의 출구 프레임(48)의 상부 및 하부 경간(48A,48B)용 별개의 시일(54,78)들이 설명된다. 각각의 시일은 시일 재료의 제 1 스트립(55,79) 및 제 2 스트립(66,88)을 가진다. 각각의 시일의 두 개의 스트립들은 공통 에지를 따라 함께 부착된다. 제 2 스트립은 가요성이 있으며, 일반적으로 제 1 스트립에 평행하며, 그의 자유 에지를 따라 비드(72,90)를 가진다. 이는 각각의 시일의 제 1 스트립과 비드 사이에 출구 프레임의 레일(68,86)을 클램프 고정하는 스프링 클램프를 형성한다. 태브는 터빈 입구 지지 구조물(52,76)의 원주 슬롯(58,82) 내측으로 삽입을 위한 각각의 시일의 제 1 스트립으로부터 축 방향 후방으로 연장하며, 따라서 효율적인 터빈 작동을 위해 터빈 입구에 대해 전이 피스(46)를 밀봉한다.

Description

가스 터빈 연소 시스템 전이 덕트용 시일 {SEALS FOR A GAS TURBINE COMBUSTION SYSTEM TRANSITION DUCT}
본 출원은 인용에 의해 본 출원에 포함되는 미국 출원 번호 61/488,209호의 2011년 5월 20일자 출원일의 이득을 주장한다.
본 발명은 가스 터빈들의 연소 섹션의 시일들, 특히 전이 덕트와 터빈 입구 사이의 상부 및 하부 시일들에 관한 것이다.
통상적인 산업용 가스 터빈 엔진은 "캔 애뉼러(can annular)" 구성에서 엔진 샤프트 주위에 원형 어레이의 다중 연소 챔버들을 가진다. 전이 피스(piece)들로서 또한 공지된 각각의 어레이의 전이 덕트들은 각각의 연소기의 유출물을 터빈 입구에 연결한다. 각각의 전이 피스는 연소 챔버와 터빈 섹션 사이에 연소 가스 유동을 전달하는 관형 구조물이다.
연소 시스템과 터빈 섹션 사이의 경계면은 각각의 전이 피스의 출구 단부와 터빈의 입구 사이에서 발생한다. 외측 및 내측의 곡선 플랫폼들 사이에 장착되는 하나 또는 그보다 많은 터빈 날개들은 노즐로 지칭된다. 리테이너 링들은 터빈의 각각의 단(stage)을 위해 원형 어레이로 노즐 세트를 유지한다. 각각의 전이 피스의 출구 프레임 상의 상부 및 하부 시일들은 엔진의 연소 섹션과 터빈 섹션 사이의 누출을 감소시키기 위해서 제 1 단 노즐들의 각각의 외측 및 내측 리테이너 링들에 대해 밀봉한다. 이들 시일들은 전통적으로 출구 프레임과 리테이너 링 사이의 상대적인 동적 모션과 차등 열 팽창을 수용하기 위해 그들의 슬롯들 내에 충분한 틈새를 가진다. 이런 이유로, 그와 같은 시일들은 "플로팅 시일들"로 지칭될 수 있다. 그러나, 그와 같은 틈새는 시일 전역의 가스 누출을 증가시키며, 그에 의해 에너지 효율을 감소시킨다.
본 발명은 도시된 도면들을 고려하여 다음의 설명에서 설명된다.
도 1은 본 발명의 실시예들이 내부에 사용될 수 있는 예시적인 가스 터빈 엔진의 개략도이며,
도 2는 연소 시스템 전이 피스의 후방 사시도이며,
도 3은 도 2의 3-3 선을 따라 취한 전이 출구 프레임의 상부 경간(span)과 시일의 단면도이며,
도 4는 도 2의 4-4 선을 따라 취한 전이 출구 프레임의 하부 경간(span)과 시일의 단면도이며,
도 5는 전이 출구 프레임을 위한 상부 시일의 사시 정면도/측면도이며,
도 6은 전이 출구 프레임을 위한 하부 시일의 사시 정면도/측면도이다.
도 1은 압축기(22), 캡 조립체 내부의 연료 분사기(24)들, 연소 챔버(26)들, 전이 피스(28)들, 터빈 섹션(30), 및 터빈(30)이 압축기(22)를 구동하게 하는 엔진 샤프트(32)를 포함할 수 있는 예시적인 가스 터빈 엔진(20)의 개략도이다. 여러 연소기 조립체(24,26,28)들은 캔 애뉼러 다지인으로 원형 어레이로 배열된다. 작동 중에, 압축기(22)는 공기(33)를 흡입하고 압축된 기류(37)를 확산기(34)와 연소기 플레넘(36)을 경유하여 연소기 입구(23)들로 공급한다. 캡 조립체(24) 내부의 연료 분사기들은 압축된 공기와 연료를 혼합한다. 이러한 혼합물은 작업 가스(working gas)로 또한 지칭되는 고온 연소 가스(38)를 생성하는 연소 챔버(26) 내에서 연소되며, 고온 가스는 전이 피스(28)를 통해 전이 피스(28)의 출구 프레임(48)과 터빈 입구(29) 사이의 밀봉된 연결부를 경유하여 터빈(30)으로 통과한다. 확산기(34) 및 플레넘(36)은 엔진 샤프트(32) 주위에서 환형으로 연장할 수 있다. 연소기 플레넘(36) 내의 압축된 기류(37)는 연소 챔버(26) 및 전이 피스(28) 내의 작업 가스(38)보다 더 높은 압력을 가진다.
도 2는 작업 가스 경로(42)를 구획하는 인클로저(enclosure) 또는 전이 피스 몸체(40)를 포함할 수 있는 예시적인 전이 피스(28)의 사시도이다. 전이 피스 몸체(40)는 원형 또는 직사각형을 포함하는 다양한 횡단면 형상들을 가질 수 있다. 예를 들어, 상류 단부(44)는 원형일 수 있으며 하류 단부(46)는 터빈 입구 곡률과 조화되는 곡률을 갖는 대략 직사각형일 수 있다. 출구 프레임(48)은 용접 또는 다른 수단에 의해 전이 피스(28)의 출구 단부 또는 하류에 부착될 수 있다. 출구 프레임(48)의 상부 및 하부 경간(48A,48B)들은 "원주변" 곡률 및 크기 또는 길이를 갖는다고 말할 수 있다. 여기서 "원주변"은 일반적으로, 터빈 축선에 중심이 맞춰지고 터빈 축선에 법선인 평면 내에 있는 원의 원주를 따라서, 또는 그 원주의 접선임을 의미한다. 출구 프레임(48)은 상부 및 하부 시일(54,78)들을 경유하여 (본 도면에서 도시 않은)터빈 입구 노즐 리테이너 링들과 맞물린다. 출구 프레임(48)은 볼트들에 의해 리테이너 링들에 부착될 수 있다. 출구 프레임과 터빈 입구 하드웨어 사이의 최소 누출은 엔진 효율 및 성능 목표들을 달성하는데 중요하다.
도 3은 반경 방향 외측 리테이너 링(52) 또는 다른 터빈 입구 구조물에 대해 조립된 출구 프레임(48)의 상부 경간(48A)을 통한 축 방향/반경 방향 평면(도 2의 단면 3-3)에서 취한 단면도이다. 여기서 "축 방향" 및 "반경 방향"은 터빈 축선에 대한 것이다. 축 방향/반경 방향 평면은 터빈 축선 및 그로부터의 반경들을 포함하는 평면이다. 상부 시일(54)은 외측 리테이너 링(52) 내의 원주 방향으로 연장하는 홈(58)에 끼워 맞춰지는 축 방향으로 연장하는 태브(56)를 갖춘 밀봉 재료의 제 1 스트립(55)을 포함할 수 있다. 밀봉 재료는 금속 합금, 세라믹 재료, 서메트(cermet) 재료 또는 당업계에 공지된 다른 적합한 재료일 수 있다. 하나 또는 그보다 많은 내마모성 패드(60,62,64)들 또는 코팅들은 당업계에 공지된 대로 인접 접촉 표면들 및/또는 상부 시일(54)에 부착 또는 도포될 수 있다. 그와 같은 패드들/코팅(60,63,64)들은 예를 들어, 금속 섬유 또는 금속 코팅으로 형성될 수 있다. 상부 시일(54)의 제 1 스트립(55)은 원주변 상부 또는 반경 방향 외측 레일(68)의 평탄한 후방 표면과 접촉하는 평탄한 중간 부분(66) 또는 그 상부의 패드/코팅(64)을 가질 수 있다. 레일(68)은 출구 프레임(48)의 상부 경간(48A) 상에서 반경 방향 외측으로 연장하는 높이를 가진다.
상부 시일(54)은 두 개의 스트립들의 공통 에지(65)를 따라 제 1 스트립(55)으로부터 캔틸레버식으로 고정된 제 2 스트립(70)을 포함할 수 있다. 제 2 스트립(70)은 제 1 스트립(55)의 평탄한 중간 부분(66)에 일반적으로 평행할 수 있다. 제 2 스트립(70) 및 평탄한 중간 부분(66)은 상부 레일(68) 위로 미끄럼할 수 있는 스프링 클램프를 함께 형성한다. 제 2 스트립(70)은 상부 레일(68)의 전방 표면과의 접선(74)을 따라 밀봉하는 자유 에지의 적어도 일부분을 따라 리지 또는 비드(72)를 형성하는 굽힘부를 갖춘 자유 또는 말단 에지를 가진다. 제 2 스트립(70)은 상부 레일(68)의 전방 표면에 대해 탄성적으로 굴곡되며 따라서 출구 프레임(48)의 상부 경간(48A)과 외측 리테이너 링(52) 사이에 상대 운동을 허용하면서 접선(74)을 따라 일정한 시일을 유지한다. 내마모성 코팅 또는 패드(도시 않음)는 이러한 경계면을 따라 상부 레일(68)에 또는 비드(72)에 부착 또는 도포될 수 있다.
도 4는 반경 방향 내측 리테이너 링(76) 또는 다른 터빈 입구 구조물에 대해 조립된 출구 프레임(48)의 하부 경간(48B)을 통한 축 방향/반경 방향 평면에서 취한 단면도이다. 하부 시일(78)은 하부 리테이너 링(76)의 원주변으로 연장하는 홈(82)에 끼워 맞춰지는 축 방향 연장 태브(80)를 갖춘 밀봉 재료의 제 1 스트립(79)을 포함할 수 있다. 하나 또는 그보다 많은 내마모성 패드(60,63,64)들 또는 코팅들은 당업계에 공지된 대로 인접 접촉 표면들 또는 하부 시일(78)에 부착 또는 도포될 수 있다. 그와 같은 패드들/코팅(60,62,64)들은 예를 들어, 금속 섬유 또는 금속 코팅으로 형성될 수 있다. 하부 시일(78)의 제 1 스트립(79)은 원주변 하부 또는 반경 방향 내측 레일(86)의 평탄한 후방 표면과 접촉하는 평탄한 중간 부분(84) 또는 그 상부의 패드(64)을 가질 수 있다. 이러한 레일(86)은 출구 프레임(48)의 하부 경간(48B) 상에서 반경 방향 내측으로 연장하는 높이를 가진다.
하부 시일(78)은 두 개의 스트립들의 공통 에지(81)를 따라 제 1 스트립(79)의 에지로부터 캔틸레버식으로 고정된 제 2 스트립(88)을 포함할 수 있다. 제 2 스트립(88)은 제 1 스트립(79)의 평탄한 중간 부분(84)에 일반적으로 평행할 수 있다. 제 2 스트립(88) 및 평탄한 중간 부분(84)은 하부 레일(86) 위로 미끄럼할 수 있는 스프링 클램프를 함께 형성한다. 제 2 스트립(88)은 하부 레일(86)의 전방 표면과의 접선(92)을 따라 밀봉하는 자유 에지의 적어도 일부분을 따라 리지 또는 비드(90)를 형성하는 굽힘부를 갖춘 자유 또는 말단 에지를 가진다. 제 2 스트립(88)은 하부 레일(86)의 전방 표면에 대해 탄성적으로 굴곡되며 따라서 출구 프레임(48)의 하부 경간(48B)과 내측 리테이너 링(76) 사이에 상대 운동을 허용하면서 접선(92)을 따라 일정한 시일을 유지한다. 내마모성 코팅 또는 패드(도시 않음)는 이러한 경계면을 따라 하부 레일(86)에 또는 리지 또는 비드(90)에 부착 또는 도포될 수 있다.
도 5는 이전에 설명된 상부 시일(54)의 예시적인 실시예의 사시도이다. 하나 또는 그보다 많은 브라켓들 또는 태브(94)들은 적어도 원주변 방향(그의 길이를 따라)으로 유지하도록 상부 시일(54)에 부착될 수 있다. 도 6은 이전에 설명된 하부 시일(78)의 예시적인 실시예의 사시도이다. 하나 또는 그보다 많은 브라켓들 또는 태브(96)들은 적어도 원주변 방향(그의 길이를 따라)으로 이를 유지하도록 하부 시일(78)에 부착될 수 있다.
각각의 별개의 시일(54,78)의 제 1 스트립(55,79)은 제 2 스트립(70,88)보다 더 큰 두께 및/또는 제 2 스트립과 상이한 재료의 제 1 스트립(55,79)으로 인해서 제 2 스트립(70,88)보다 더 경질일 수 있다. 예를 들어, 제 1 스트립은 제 1 두께의 서메트 재료일 수 있으며 제 2 스트립은 제 1 두께보다 더 얇은 제 2 두께의 금속 합금일 수 있다. 제 2 스트립(70,88)들은 예를 들어, 스폿 용접, 확산 접합, 천이 액상 접합 또는 다른 공지된 수단에 의해 제 2 스트립(55,79)들에 부착될 수 있다. 그와 같은 제작은 상이한 합금들 및 제작 기술들이 두 부품들의 분업 또는 맞춤화를 위해 제 1 스트립(55,79)들 및 제 2 스트립(70,88)들에 사용될 수 있게 한다. 예를 들어, 보다 경질의 제 1 스트립(55,79)은 시일의 형상을 유지할 수 있는 반면에, 보다 가요성의 제 2 스트립(70,88)은 탄성 프리로드(preload)를 제공한다. 경제적인 제작을 위해서, 제 1 스트립(55,79)들은 주조에 의해 형성되는 반면에, 제 2 스트립(70,88)들은 판금 다이컷 및 스탬핑에 의해 형성될 수 있다.
결과적인 상부 및 하부 시일(54,79)들은 연소 시스템과 터빈 시스템 하드웨어 사이에 바람직하지 않은 부하 전달을 방지하면서 극한 열적 작동 조건들 중에 일정한 밀봉을 제공한다. 스프링-장전식 클램프 디자인은 출구 프레임(48)에 대한 확실한 밀봉을 위한 프리-텐션을 제공한다. 따라서, 이들 시일들은 누출을 감소시킴으로써 연소 시스템 효율을 개선한다. 엔진 효율을 최대화하고 보수 비용들을 최소화하기 위해서, 본 상부 및 하부 출구 프레임 시일들은 밀봉 및 마모 특징들을 유지하면서 전이 피스와 터빈 입구 사이의 상대 모션을 허용한다.
본 발명의 다양한 실시예들이 여기서 도시되고 설명되었지만, 그와 같은 실시예들은 단지 예로서 제공되었음은 자명할 것이다. 다수의 변형들, 변화들 및 대체들이 여기의 발명으로부터 이탈함이 없이 만들어질 수 있다. 따라서, 본 발명은 단지 첨부된 특허청구범위의 사상 및 범주에 의해서만 제한됨이 의도된다.

Claims (19)

  1. 터빈 연소 시스템용 시일로서,
    전이 출구 프레임의 상부 또는 하부 경간의 레일의 원주 길이를 따라 연장하는 제 1 스트립과,
    레테이너 링 내의 원주변으로 연장하는 홈 내측으로 그리고 제 1 스트립의 길이를 따라 제 1 스트립의 중간 부분으로 부터 축 방향으로 연장하는 태브, 및
    제 1 스트립으로부터 캔틸레버식으로 고정되는 제 2 스트립을 포함하며,
    상기 제 2 스트립과 상기 제 1 스트립의 중간 부분은 레일의 원주 길이를 따라 스프링 클램프를 형성하며,
    상기 제 2 스트립은 비드를 포함하며, 상기 레일은 상기 비드와 상기 제 1 스트립의 중간 부분 사이에 가요성 있게 클램프 고정되는,
    터빈 연소 시스템용 시일.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 태브는 제 1 스트립의 제 1 에지를 형성하며, 상기 제 2 스트립은 제 1 스트립의 제 2 에지를 따라 제 1 스트립에 부착되는,
    터빈 연소 시스템용 시일.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 스트립의 중간 부분은 평탄하고 상기 레일의 후방 표면과 접촉하는,
    터빈 연소 시스템용 시일.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 레일과 리테이너 링 중의 하나 이상과 상기 제 1 스트립 사이에 배치되는 내마모성 재료를 더 포함하는,
    터빈 연소 시스템용 시일.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 2 스트립과 전이 출구 프레임 사이에 배치되는 내마모성 재료를 더 포함하는,
    터빈 연소 시스템용 시일.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 스트립은 제 2 스트립보다 더 두꺼운,
    터빈 연소 시스템용 시일.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 및 제 2 스트립들은 각각 상이한 재료들로 형성되는,
    터빈 연소 시스템용 시일.
  8. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 2 스트립은 용접 또는 확산 접합에 의해 두 개의 스트립들의 공통 에지를 따라 제 1 스트립에 부착되는,
    터빈 연소 시스템용 시일.
  9. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 스트립은 제 1 금속 합금의 주물이며, 상기 제 2 스트립은 스탬핑에 의해 제 2 금속 합금으로 형성되며, 상기 제 2 스트립은 용접 또는 확산 접합에 의해 상기 제 1 및 제 2 스트립들의 공통 에지를 따라 제 1 스트립에 부착되며, 상기 제 1 스트립은 제 2 스트립보다 더 두껍고 더 경질인,
    터빈 연소 시스템용 시일.
  10. 제 1 항에 있어서,
    상기 레일은 상기 상부 경간으로부터 반경 방향 외측으로 연장하는 높이를 가지는,
    터빈 연소 시스템용 시일.
  11. 제 1 항에 있어서,
    상기 레일은 상기 하부 경간으로부터 반경 방향 내측으로 연장하는 높이를 가지는,
    터빈 연소 시스템용 시일.
  12. 터빈 연소 시스템용 시일로서,
    전이 피스 출구 프레임의 상부 또는 하부 경간의 레일의 원주 길이를 덮고 있는 스프링 클램프와,
    접촉 비드를 제공하는 제 2 스트립 재료의 자유 에지를 따르는 굽힙부, 및
    그의 원주 길이를 따라 제 1 스트립 재료로부터 축 방향 후방으로 연장하는 태브를 포함하며,
    상기 레일은 상기 상부 경간으로부터 반경 방향 외측으로 또는 상기 하부 경간으로부터 반경 방향 내측으로 연장하는 높이를 가지며,
    상기 스프링 클램프는 레일의 후방 표면과 접촉하는 제 1 스트립 재료를 포함하며,
    상기 스프링 클램프는 상기 제 1 및 제 2 스트립들의 공통 에지를 따라서 제 1 스트립에 부착되는 제 2 스트립 재료를 포함하며,
    상기 레일은 스프링 클램프의 탄성적인 가요성에 의해서 제 1 스트립 재료와 접촉 비드 사이에 클램프 고정되는,
    터빈 연소 시스템용 시일.
  13. 제 12 항에 있어서,
    상기 태브는 터빈 입구 리테이너 링 내의 원주 홈 내측에 끼워 맞춰지는,
    터빈 연소 시스템용 시일.
  14. 제 12 항에 있어서,
    상기 제 2 스트립은 레일의 전방 표면에 대해 비드의 접촉 압력에 의해 탄성적으로 굴곡되는,
    터빈 연소 시스템용 시일.
  15. 제 12 항에 있어서,
    상기 제 1 스트립은 제 2 스트립보다 더 두껍고 더 경질인,
    터빈 연소 시스템용 시일.
  16. 제 12 항에 있어서,
    상기 제 1 및 제 2 스트립들은 각각 상이한 금속 합금들로 형성되는,
    터빈 연소 시스템용 시일.
  17. 제 12 항에 있어서,
    상기 제 2 스트립은 용접 또는 확산 접합에 의해 공통 에지를 따라 제 1 스트립에 부착되는,
    터빈 연소 시스템용 시일.
  18. 제 12 항에 있어서,
    상기 제 1 스트립은 주물이며,
    상기 제 2 스트립은 판금 다이컷 및 스탬핑에 의해 형성되며,
    상기 제 2 스트립은 용접 또는 확산 접합에 의해 공통 에지를 따라 제 1 스트립에 부착되며,
    상기 제 1 스트립은 제 2 스트립보다 더 두꺼운,
    터빈 연소 시스템용 시일.
  19. 제 12 항에 있어서,
    상기 스프링 클램프의 적어도 일부와 레일 사이에 배치되는 내마모성 재료를 더 포함하는,
    터빈 연소 시스템용 시일.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20170127378A (ko) * 2016-05-11 2017-11-21 제네럴 일렉트릭 컴퍼니 디퓨저 후방 플레이트 조립체를 위한 시스템 및 방법

Families Citing this family (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9394915B2 (en) * 2012-06-04 2016-07-19 United Technologies Corporation Seal land for static structure of a gas turbine engine
US9322288B2 (en) * 2012-11-29 2016-04-26 United Technologies Corporation Pressure seal with non-metallic wear surfaces
DE102013205031A1 (de) * 2013-03-21 2014-09-25 Siemens Aktiengesellschaft Dichtelement zur Dichtung eines Spaltes
US9366444B2 (en) * 2013-11-12 2016-06-14 Siemens Energy, Inc. Flexible component providing sealing connection
US9528383B2 (en) * 2013-12-31 2016-12-27 General Electric Company System for sealing between combustors and turbine of gas turbine engine
WO2016010556A1 (en) * 2014-07-18 2016-01-21 Siemens Aktiengesellschaft Seal usable between a transition and a turbine vane assembly in a turbine engine
CN104148500B (zh) * 2014-07-25 2016-09-07 上海海业机电设备有限公司 一种燃气轮机密封片定型模及制作工艺
US9897098B2 (en) * 2014-07-31 2018-02-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine axial drum-style compressor rotor assembly
WO2016068857A1 (en) * 2014-10-28 2016-05-06 Siemens Aktiengesellschaft Seal assembly between a transition duct and the first row vane assembly for use in turbine engines
CN104481701B (zh) * 2014-10-28 2016-09-07 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 过渡段后密封结构
CN104373965B (zh) * 2014-10-28 2016-08-03 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 过渡段后密封结构
CN104847531B (zh) * 2015-05-08 2017-02-01 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种塞式喷管及密封结构
US10370994B2 (en) * 2015-05-28 2019-08-06 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Pressure activated seals for a gas turbine engine
JP5886465B1 (ja) * 2015-09-08 2016-03-16 三菱日立パワーシステムズ株式会社 シール部材の組付構造及び組付方法、シール部材、ガスタービン
US10041365B2 (en) 2015-11-24 2018-08-07 General Electric Company System of supporting turbine diffuser
US10287920B2 (en) 2015-11-24 2019-05-14 General Electric Company System of supporting turbine diffuser
US10036283B2 (en) * 2015-11-24 2018-07-31 General Electric Company System and method for diffuser AFT plate assembly
US10036267B2 (en) * 2015-11-24 2018-07-31 General Electric Company System of supporting turbine diffuser outlet
US10041377B2 (en) * 2015-11-24 2018-08-07 General Electric Company System and method for turbine diffuser
US10370992B2 (en) 2016-02-24 2019-08-06 United Technologies Corporation Seal with integral assembly clip and method of sealing
JP2019512640A (ja) * 2016-03-25 2019-05-16 シーメンス アクティエンゲゼルシャフト ガスタービンエンジンの一体型出口ピースのためのシール部
US10408074B2 (en) * 2016-04-25 2019-09-10 United Technologies Corporation Creep resistant axial ring seal
US20170314408A1 (en) * 2016-04-27 2017-11-02 General Electric Company Turbine seal repair patch and methods of repairing turbine seals
GB201614711D0 (en) * 2016-08-31 2016-10-12 Rolls Royce Plc Axial flow machine
US10830069B2 (en) * 2016-09-26 2020-11-10 General Electric Company Pressure-loaded seals
US10655489B2 (en) 2018-01-04 2020-05-19 General Electric Company Systems and methods for assembling flow path components
WO2019156666A1 (en) * 2018-02-08 2019-08-15 Siemens Aktiengesellschaft Transition-to-turbine seal assembly and method for manufacturing same
JP6966354B2 (ja) * 2018-02-28 2021-11-17 三菱パワー株式会社 ガスタービン燃焼器
EP3752717A1 (en) 2018-03-27 2020-12-23 Siemens Aktiengesellschaft Sealing arrangement with pressure-loaded feather seals to seal gap between components of gas turbine engine
US11248705B2 (en) 2018-06-19 2022-02-15 General Electric Company Curved seal with relief cuts for adjacent gas turbine components
US11231175B2 (en) 2018-06-19 2022-01-25 General Electric Company Integrated combustor nozzles with continuously curved liner segments
US11047248B2 (en) 2018-06-19 2021-06-29 General Electric Company Curved seal for adjacent gas turbine components
US11156112B2 (en) * 2018-11-02 2021-10-26 Chromalloy Gas Turbine Llc Method and apparatus for mounting a transition duct in a gas turbine engine
US11905837B2 (en) * 2022-03-23 2024-02-20 General Electric Company Sealing system including a seal assembly between components

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6076835A (en) * 1997-05-21 2000-06-20 Allison Advanced Development Company Interstage van seal apparatus
US20080053107A1 (en) * 2006-08-03 2008-03-06 Siemens Power Generation, Inc. Slidable spring-loaded transition-to-turbine seal apparatus and heat-shielding system, comprising the seal, at transition/turbine junction of a gas turbine engine
US20100247286A1 (en) * 2009-03-31 2010-09-30 General Electric Company Feeding film cooling holes from seal slots

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4184689A (en) * 1978-10-02 1980-01-22 United Technologies Corporation Seal structure for an axial flow rotary machine
US4785623A (en) 1987-12-09 1988-11-22 United Technologies Corporation Combustor seal and support
US5265412A (en) 1992-07-28 1993-11-30 General Electric Company Self-accommodating brush seal for gas turbine combustor
US5400586A (en) 1992-07-28 1995-03-28 General Electric Co. Self-accommodating brush seal for gas turbine combustor
US5474306A (en) 1992-11-19 1995-12-12 General Electric Co. Woven seal and hybrid cloth-brush seals for turbine applications
US6968615B1 (en) * 2000-10-24 2005-11-29 The Advanced Products Company High temperature metallic seal
US6450762B1 (en) 2001-01-31 2002-09-17 General Electric Company Integral aft seal for turbine applications
US20020121744A1 (en) 2001-03-05 2002-09-05 General Electric Company Low leakage flexible cloth seals for turbine combustors
US6547257B2 (en) 2001-05-04 2003-04-15 General Electric Company Combination transition piece floating cloth seal and stage 1 turbine nozzle flexible sealing element
US6588214B2 (en) 2001-10-09 2003-07-08 Power Systems Mfg, Llc Wear reduction means for a gas turbine combustor transition duct end frame
US6675584B1 (en) 2002-08-15 2004-01-13 Power Systems Mfg, Llc Coated seal article used in turbine engines
US6834507B2 (en) 2002-08-15 2004-12-28 Power Systems Mfg., Llc Convoluted seal with enhanced wear capability
US7938407B2 (en) * 2003-11-04 2011-05-10 Parker-Hannifin Corporation High temperature spring seals
US7527469B2 (en) * 2004-12-10 2009-05-05 Siemens Energy, Inc. Transition-to-turbine seal apparatus and kit for transition/turbine junction of a gas turbine engine
JP4822716B2 (ja) * 2005-02-07 2011-11-24 三菱重工業株式会社 シール構造を備えたガスタービン
FR2885168A1 (fr) * 2005-04-27 2006-11-03 Snecma Moteurs Sa Dispositif d'etancheite pour une enceinte d'une turbomachine, et moteur d'aeronef equipe de celui-ci
FR2887588B1 (fr) 2005-06-24 2011-06-03 Snecma Moteurs Interface ventilee entre une chambre de combustion et un distributeur haute pression de turboreacteur et turboreacteur comportant cette interface
US7721547B2 (en) 2005-06-27 2010-05-25 Siemens Energy, Inc. Combustion transition duct providing stage 1 tangential turning for turbine engines
US20080166233A1 (en) * 2007-01-09 2008-07-10 General Electric Company Turbine component with repaired seal land and related method
US20090115141A1 (en) * 2007-11-07 2009-05-07 General Electric Company Stage one nozzle to transition piece seal
US8176740B2 (en) 2008-07-15 2012-05-15 General Electric Company Method of refurbishing a seal land on a turbomachine transition piece and a refurbished transition piece
US8118549B2 (en) * 2008-08-26 2012-02-21 Siemens Energy, Inc. Gas turbine transition duct apparatus
US8142142B2 (en) * 2008-09-05 2012-03-27 Siemens Energy, Inc. Turbine transition duct apparatus
US20120119447A1 (en) * 2010-11-11 2012-05-17 General Electric Company Transition Piece Sealing Assembly

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6076835A (en) * 1997-05-21 2000-06-20 Allison Advanced Development Company Interstage van seal apparatus
US20080053107A1 (en) * 2006-08-03 2008-03-06 Siemens Power Generation, Inc. Slidable spring-loaded transition-to-turbine seal apparatus and heat-shielding system, comprising the seal, at transition/turbine junction of a gas turbine engine
US20100247286A1 (en) * 2009-03-31 2010-09-30 General Electric Company Feeding film cooling holes from seal slots

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20170127378A (ko) * 2016-05-11 2017-11-21 제네럴 일렉트릭 컴퍼니 디퓨저 후방 플레이트 조립체를 위한 시스템 및 방법

Also Published As

Publication number Publication date
US9879555B2 (en) 2018-01-30
KR101594342B1 (ko) 2016-02-16
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