RU2010101978A - Соединительный узел для газовой турбины - Google Patents
Соединительный узел для газовой турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2010101978A RU2010101978A RU2010101978/06A RU2010101978A RU2010101978A RU 2010101978 A RU2010101978 A RU 2010101978A RU 2010101978/06 A RU2010101978/06 A RU 2010101978/06A RU 2010101978 A RU2010101978 A RU 2010101978A RU 2010101978 A RU2010101978 A RU 2010101978A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rim
- transition compartment
- hole
- front ring
- rim assembly
- Prior art date
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
- F01D17/10—Final actuators
- F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
- F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
- F01D17/141—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of shiftable members or valves obturating part of the flow path
-
- 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
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/16—Control of working fluid flow
- F02C9/18—Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/40—Movement of components
- F05D2250/41—Movement of components with one degree of freedom
- F05D2250/411—Movement of components with one degree of freedom in rotation
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
1. Ободной узел обводного воздушного канала, содержащий переходный отсек газовой турбины, который имеет по меньшей мере одно отверстие, предназначенное для пропускания через него потока воздуха, обод, выполненный с возможностью перемещения между по меньшей мере двумя положениями, первое из которых является закрытым положением, при котором указанное по меньшей мере одно отверстие закрыто для предотвращения прохождения через него потока воздуха, а второе является открытым положением, при котором указанное по меньшей мере одно отверстие открыто для обеспечения прохождения через него потока воздуха, и механизм, предназначенный для перемещения обода между указанными по меньшей мере двумя положениями. ! 2. Ободной узел по п.1, в котором переходный отсек имеет несколько отверстий, предназначенных для пропускания через них потока воздуха. ! 3. Ободной узел по п.1, в котором указанное по меньшей мере одно отверстие расположено или в переднем конце переходного отсека, или в заднем конце футеровки камеры сгорания, или в головном конце камеры сгорания. ! 4. Ободной узел по п.1, в котором поток воздуха течет через полость переднего кольца, расположенного в переходном отсеке, а указанное по меньшей мере одно отверстие расположено на поверхности переднего кольца. ! 5. Ободной узел по п.1, в котором при нахождении обода в открытом положении поток воздуха течет через полость переднего кольца, расположенного в переходном отсеке, через указанное по меньшей мере одно отверстие, расположенное на поверхности переднего кольца, затем внутри полости обводного коллектора, расположенной в переходном отсеке, и далее через по меньшей мере
Claims (20)
1. Ободной узел обводного воздушного канала, содержащий переходный отсек газовой турбины, который имеет по меньшей мере одно отверстие, предназначенное для пропускания через него потока воздуха, обод, выполненный с возможностью перемещения между по меньшей мере двумя положениями, первое из которых является закрытым положением, при котором указанное по меньшей мере одно отверстие закрыто для предотвращения прохождения через него потока воздуха, а второе является открытым положением, при котором указанное по меньшей мере одно отверстие открыто для обеспечения прохождения через него потока воздуха, и механизм, предназначенный для перемещения обода между указанными по меньшей мере двумя положениями.
2. Ободной узел по п.1, в котором переходный отсек имеет несколько отверстий, предназначенных для пропускания через них потока воздуха.
3. Ободной узел по п.1, в котором указанное по меньшей мере одно отверстие расположено или в переднем конце переходного отсека, или в заднем конце футеровки камеры сгорания, или в головном конце камеры сгорания.
4. Ободной узел по п.1, в котором поток воздуха течет через полость переднего кольца, расположенного в переходном отсеке, а указанное по меньшей мере одно отверстие расположено на поверхности переднего кольца.
5. Ободной узел по п.1, в котором при нахождении обода в открытом положении поток воздуха течет через полость переднего кольца, расположенного в переходном отсеке, через указанное по меньшей мере одно отверстие, расположенное на поверхности переднего кольца, затем внутри полости обводного коллектора, расположенной в переходном отсеке, и далее через по меньшей мере одну плавающую трубку, расположенную в переходном отсеке, и в отверстие в переходном отсеке.
6. Ободной узел по п.1, в котором при нахождении обода в закрытом положении поток воздуха течет через полость переднего кольца, расположенного в переходном отсеке.
7. Ободной узел по п.1, в котором указанный механизм дополнительно содержит привод, пару шестерен, пару рычагов, каждый из которых соединен с одной из указанных шестерен, и пару скоб, соединенных с соответствующим рычагом и соответствующим концом обода, причем привод выполнен с возможностью воздействия на пару шестерен, пару рычагов и пару скоб для перемещения обода между указанными по меньшей мере двумя положениями.
8. Ободной узел обводного воздушного канала газовой турбины, содержащий переходный отсек, который имеет группу отверстий, предназначенных для выборочного пропускания через них потока воздуха, обод, выполненный с возможностью перемещения между по меньшей мере двумя положениями, первое из которых является закрытым положением, при котором указанные отверстия закрыты для предотвращения прохождения через них потока воздуха, а второе является открытым положением, при котором указанные отверстия открыты для обеспечения прохождения через них потока воздуха, и механизм, предназначенный для перемещения обода между указанными по меньшей мере двумя положениями.
9. Ободной узел по п.8, в котором указанные отверстия расположены или в переднем конце переходного отсека, или в заднем конце футеровки камеры сгорания, или в головном конце камеры сгорания.
10. Ободной узел по п.8, в котором поток воздуха течет через полость переднего кольца, расположенного в переходном отсеке, а указанные отверстия расположены на поверхности переднего кольца.
11. Ободной узел по п.8, в котором при нахождении обода в открытом положении поток воздуха течет через полость переднего кольца, расположенного в переходном отсеке, через указанные отверстия, расположенные на поверхности переднего кольца, затем внутри полости обводного коллектора, расположенной в переходном отсеке, далее через плавающие трубки, расположенные в переходном отсеке, и в отверстие в переходном отсеке.
12. Ободной узел по п.8, в котором при нахождении обода в закрытом положении поток воздуха течет через полость переднего кольца, расположенного в переходном отсеке.
13. Ободной узел по п.8, в котором указанный механизм дополнительно содержит привод, пару шестерен, пару рычагов, каждый из которых соединен с одной из указанных шестерен, и пару скоб, соединенных с соответствующим рычагом и соответствующим концом обода, причем привод выполнен с возможностью воздействия на пару шестерен, пару рычагов и пару скоб для перемещения обода между указанными по меньшей мере двумя положениями.
14. Ободной узел по п.8, в котором обод содержит гибкий материал.
15. Ободной узел обводного воздушного канала, содержащий переходный отсек газовой турбины, который имеет по меньшей мере одно отверстие, предназначенное для пропускания через него потока воздуха, обод, расположенный радиально вокруг по меньшей мере части переходного отсека и выполненный с возможностью перемещения между по меньшей мере двумя положениями, первое из которых является закрытым положением, при котором указанное по меньшей мере одно отверстие закрыто для предотвращения прохождения через него потока воздуха, а второе является открытым положением, при котором указанное по меньшей мере одно отверстие открыто для обеспечения прохождения через него потока воздуха, и механизм, предназначенный для перемещения обода между указанными по меньшей мере двумя положениями.
16. Ободной узел по п.15, в котором переходный отсек имеет несколько отверстий, предназначенных для пропускания через них потока воздуха.
17. Ободной узел по п.15, в котором указанное по меньшей мере одно отверстие расположено или в переднем конце переходного отсека, или в заднем конце футеровки камеры сгорания, или в головном конце камеры сгорания.
18. Ободной узел по п.15, в котором поток воздуха течет через полость переднего кольца, расположенного в переходном отсеке, а указанное по меньшей мере одно отверстие расположено на поверхности переднего кольца.
19. Ободной узел по п.15, в котором при нахождении обода в открытом положении поток воздуха течет через полость переднего кольца, расположенного в переходном отсеке, через указанное по меньшей мере одно отверстие, расположенное на поверхности переднего кольца, затем далее внутри полости обводного коллектора, расположенной в переходном отсеке, далее через по меньшей мере одну плавающую трубку, расположенную в переходном отсеке, и в отверстие в переходном отсеке.
20. Ободной узел по п.15, в котором при нахождении обода в закрытом положении поток воздуха течет через полость переднего кольца, расположенного в переходном отсеке.
Priority Applications (6)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010101978/06A RU2010101978A (ru) | 2010-01-15 | 2010-01-15 | Соединительный узел для газовой турбины |
US12/917,561 US20110173984A1 (en) | 2010-01-15 | 2010-11-02 | Gas turbine transition piece air bypass band assembly |
DE102010061627A DE102010061627A1 (de) | 2010-01-15 | 2010-12-30 | Luftbypassbandanordnung für ein Gasturbinenübergangsstück |
CH00040/11A CH702554A2 (de) | 2010-01-15 | 2011-01-10 | Luftbypassbandanordnung für ein Gasturbinenübergangsstück. |
JP2011005373A JP2011145059A (ja) | 2010-01-15 | 2011-01-14 | ガス・タービン尾筒空気迂回路バンド・アセンブリ |
CN2011100072576A CN102128088A (zh) | 2010-01-15 | 2011-01-14 | 燃气轮机过渡件空气旁路带组件 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010101978/06A RU2010101978A (ru) | 2010-01-15 | 2010-01-15 | Соединительный узел для газовой турбины |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010101978A true RU2010101978A (ru) | 2011-07-20 |
Family
ID=44260962
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010101978/06A RU2010101978A (ru) | 2010-01-15 | 2010-01-15 | Соединительный узел для газовой турбины |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US20110173984A1 (ru) |
JP (1) | JP2011145059A (ru) |
CN (1) | CN102128088A (ru) |
CH (1) | CH702554A2 (ru) |
DE (1) | DE102010061627A1 (ru) |
RU (1) | RU2010101978A (ru) |
Families Citing this family (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB201200237D0 (en) * | 2012-01-09 | 2012-02-22 | Rolls Royce Plc | A combustor for a gas turbine engine |
EP2865850B1 (en) | 2013-10-24 | 2018-01-03 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Impingement cooling arrangement |
US9759427B2 (en) * | 2013-11-01 | 2017-09-12 | General Electric Company | Interface assembly for a combustor |
DE102014204482A1 (de) | 2014-03-11 | 2015-09-17 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Brennkammer einer Gasturbine |
US10352248B2 (en) | 2014-10-01 | 2019-07-16 | United Technologies Corporation | Synchronized air modulating system |
US10337411B2 (en) | 2015-12-30 | 2019-07-02 | General Electric Company | Auto thermal valve (ATV) for dual mode passive cooling flow modulation |
US20170191373A1 (en) | 2015-12-30 | 2017-07-06 | General Electric Company | Passive flow modulation of cooling flow into a cavity |
US10337739B2 (en) | 2016-08-16 | 2019-07-02 | General Electric Company | Combustion bypass passive valve system for a gas turbine |
FR3059365B1 (fr) * | 2016-11-25 | 2018-11-23 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine a double flux equipee d'un systeme de decharge |
US10738712B2 (en) | 2017-01-27 | 2020-08-11 | General Electric Company | Pneumatically-actuated bypass valve |
US10712007B2 (en) | 2017-01-27 | 2020-07-14 | General Electric Company | Pneumatically-actuated fuel nozzle air flow modulator |
EP3726008B1 (en) * | 2019-04-18 | 2022-05-18 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Transition duct for a gas turbine assembly and gas turbine assembly comprising this transition duct |
Family Cites Families (33)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US1601737A (en) * | 1923-04-02 | 1926-10-05 | Westinghouse Electric & Mfg Co | Bleeder turbine |
US3062237A (en) * | 1957-12-19 | 1962-11-06 | Aerojet General Co | Valve structure |
US3074432A (en) * | 1958-05-15 | 1963-01-22 | Rolls Royce | Valve for gas turbine engines |
GB903236A (en) * | 1960-06-07 | 1962-08-15 | Rolls Royce | Improvements in and relating to the compressors of gas turbine engines |
US3731484A (en) * | 1967-11-10 | 1973-05-08 | Lucas Ltd Joseph | Apparatus for regulation of airflow to flame tubes for gas turbine engines |
DE2020416A1 (de) * | 1970-04-27 | 1971-11-11 | Motoren Turbinen Union | Brennkammer fuer Gasturbinentriebwerke |
US4171612A (en) * | 1972-12-11 | 1979-10-23 | Zwick Eugene B | Low emission burner construction |
US3958413A (en) * | 1974-09-03 | 1976-05-25 | General Motors Corporation | Combustion method and apparatus |
US3930368A (en) * | 1974-12-12 | 1976-01-06 | General Motors Corporation | Combustion liner air valve |
DE2511172A1 (de) * | 1975-03-14 | 1976-09-30 | Daimler Benz Ag | Filmverdampfungs-brennkammer |
GB1532850A (en) * | 1976-11-30 | 1978-11-22 | Romanov V | Axial-flow reversible turbine |
US4412414A (en) * | 1980-09-22 | 1983-11-01 | General Motors Corporation | Heavy fuel combustor |
US4344282A (en) * | 1980-12-16 | 1982-08-17 | United Technologies Corporation | Compressor bleed system |
US4497170A (en) * | 1982-07-22 | 1985-02-05 | The Garrett Corporation | Actuation system for a variable geometry combustor |
US5136840A (en) * | 1982-09-30 | 1992-08-11 | General Electric Company | Gas turbine engine actuation system |
DE3742891A1 (de) * | 1987-12-17 | 1989-06-29 | Bayerische Motoren Werke Ag | Gasturbinenanlage |
US5307624A (en) * | 1990-04-04 | 1994-05-03 | General Electric Company | Variable area bypass valve assembly |
KR930013441A (ko) * | 1991-12-18 | 1993-07-21 | 아더 엠.킹 | 다수의 연소기들을 포함한 가스터어빈 연소장치 |
DE4339724C1 (de) * | 1993-11-22 | 1995-01-19 | Siemens Ag | Gasarmatur |
AU7771494A (en) * | 1993-12-03 | 1995-06-08 | Westinghouse Electric Corporation | System for controlling combustion in a gas combustion-type turbine |
DE69421896T2 (de) * | 1993-12-22 | 2000-05-31 | Siemens Westinghouse Power | Umleitungsventil für die Brennkammer einer Gasturbine |
US5636510A (en) * | 1994-05-25 | 1997-06-10 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine topping combustor |
US5775098A (en) * | 1995-06-30 | 1998-07-07 | United Technologies Corporation | Bypass air valve for a gas turbine |
US5996936A (en) * | 1997-09-29 | 1999-12-07 | General Electric Company | Fluidic throat exhaust nozzle |
US6021637A (en) * | 1997-09-29 | 2000-02-08 | General Electric Company | Integrated fluidic CD nozzle for gas turbine engine |
CA2284761C (en) * | 1998-01-26 | 2005-04-05 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Bypass air volume control device for combustor used in gas turbine |
EP0978689B1 (en) * | 1998-08-03 | 2003-12-03 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine combustor by-pass valve device |
US6449956B1 (en) * | 2001-04-09 | 2002-09-17 | General Electric Company | Bypass air injection method and apparatus for gas turbines |
JP2002317650A (ja) * | 2001-04-24 | 2002-10-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン燃焼器 |
SE523082C2 (sv) * | 2001-11-20 | 2004-03-23 | Volvo Aero Corp | Anordning vid en brännkammare hos en gasturbin för reglering av inflöde av gas till brännkammarens förbränningszon |
JP3999644B2 (ja) * | 2002-12-02 | 2007-10-31 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器、及びこれを備えたガスタービン |
GB2405197B (en) * | 2003-08-16 | 2005-09-28 | Rolls Royce Plc | Fuel injector |
JP2005171795A (ja) * | 2003-12-09 | 2005-06-30 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン燃焼装置 |
-
2010
- 2010-01-15 RU RU2010101978/06A patent/RU2010101978A/ru not_active Application Discontinuation
- 2010-11-02 US US12/917,561 patent/US20110173984A1/en not_active Abandoned
- 2010-12-30 DE DE102010061627A patent/DE102010061627A1/de not_active Withdrawn
-
2011
- 2011-01-10 CH CH00040/11A patent/CH702554A2/de not_active Application Discontinuation
- 2011-01-14 JP JP2011005373A patent/JP2011145059A/ja not_active Withdrawn
- 2011-01-14 CN CN2011100072576A patent/CN102128088A/zh active Pending
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US20110173984A1 (en) | 2011-07-21 |
DE102010061627A1 (de) | 2011-07-21 |
CH702554A2 (de) | 2011-07-15 |
JP2011145059A (ja) | 2011-07-28 |
CN102128088A (zh) | 2011-07-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2010101978A (ru) | Соединительный узел для газовой турбины | |
PE20100492A1 (es) | Limpiador de tuberia regulado por velocidad | |
RU2014132847A (ru) | Турбинный узел, соответствующая трубка соударительного охлаждения и газотурбинный двигатель | |
RU2010123780A (ru) | Трубчатая камера сгорания с ударным охлаждением | |
JP2008144764A5 (ru) | ||
CA2660211A1 (en) | Gas turbine engine exhaust duct ventilation | |
JP2011220335A5 (ru) | ||
RU2009137901A (ru) | Диффузорное устойство | |
RU2012146617A (ru) | Камера сгорания для использования в газотурбинном двигателе | |
EP2481893A3 (en) | Heated booster splitter plenum | |
JP2013050113A5 (ru) | ||
RU2007135272A (ru) | Конструкция сопряжения канала отбора газа с каналом проточной части газотурбинного двигателя | |
JP2015114098A5 (ru) | ||
RU2014107461A (ru) | Вентилятор в сборе | |
WO2010063271A3 (de) | Strömungsmaschine | |
RU2013110011A (ru) | Вентилятор | |
BR102015032843A2 (pt) | aparelho compressor centrífugo | |
JP2014088874A5 (ru) | ||
ATE442273T1 (de) | Luftausstrímer mit drallstrímung | |
RU2012120085A (ru) | Воздухозаборник газотурбинного двигателя в гондоле | |
JP2015090108A5 (ru) | ||
BR102016023176A2 (pt) | sistema de transferência de fluxo | |
EP2354491A3 (en) | Gas turbine engine steam injection manifold | |
KR100983001B1 (ko) | 내연기관 및 보일러의 배기가스 역류방지 장치 | |
WO2009034808A1 (ja) | 内燃機関のエアクリーナ装置及び内燃機関 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
FA92 | Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted) |
Effective date: 20140408 |