RU2012152096A - Переходная область между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления газовой турьины - Google Patents

Переходная область между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления газовой турьины Download PDF

Info

Publication number
RU2012152096A
RU2012152096A RU2012152096/06A RU2012152096A RU2012152096A RU 2012152096 A RU2012152096 A RU 2012152096A RU 2012152096/06 A RU2012152096/06 A RU 2012152096/06A RU 2012152096 A RU2012152096 A RU 2012152096A RU 2012152096 A RU2012152096 A RU 2012152096A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
cavity
wall
turbine according
region
Prior art date
Application number
RU2012152096/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2540350C2 (ru
Inventor
Томас ХАЙНЦ-ШВАРЦМАЙЕР
Марк ВИДМЕР
Сельма ЗАХИРОВИЧ
Пол МАРЛОУ
Original Assignee
Альстом Текнолоджи Лтд.
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 Альстом Текнолоджи Лтд. filed Critical Альстом Текнолоджи Лтд.
Publication of RU2012152096A publication Critical patent/RU2012152096A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2540350C2 publication Critical patent/RU2540350C2/ru

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
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/003—Gas-turbine plants with heaters between turbine stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/127—Vortex generators, turbulators, or the like, for mixing

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

1. Газовая турбина, имеющая вторичную камеру сгорания (1), непосредственно ниже по ходу относительно указанной камеры расположен первый ряд (2) направляющих лопаток турбины низкого давления, так, что радиально наружная граница вторичной камеры (1) сгорания сформирована, по меньшей мере, одним наружным стенным сегментом (4), который закреплен, по меньшей мере, на одном опорном элементе (5), установленным в радиальном направлении снаружи, ограничивая путь потока горячих газов (3) в области ряда направляющих лопаток радиально с наружной стороны наружной полкой (6), которая закреплена, по меньшей мере, на одной опоре (8), и имеется, по существу, радиально продолжающаяся полость (9), сформированная зазором, имеющим ширину (В) от 1 до 25 мм в осевом направлении во входной области между стенным сегментом (4) и наружной полкой (6), отличающаяся тем, что во входной области расположен, по меньшей мере, один ступенчатый элемент (22, 22', 22"), который уменьшает указанную ширину (В), по меньшей мере, на 10%, по меньшей мере, на одной ступеньке (28), продолжающейся в полость (9) и расположенной, по существу, перпендикулярно направлению потока (11) горячего газа.2. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что ступенчатый элемент (22, 22') окружает ось турбины.3. Газовая турбина по одному из предшествующих пунктов, отличающаяся тем, что ступенчатый элемент (22, 22") выполнен в виде охватывающих сегментов и каждый указанный сегмент (22") расположен в радиальном направлении с наружной стороны соответствующей направляющей лопатки (26), причем, предпочтительно, длина каждого сегмента в круговом направлении выбирается в соответствии с круговым интервалом (шагом) (р) между напр

Claims (12)

1. Газовая турбина, имеющая вторичную камеру сгорания (1), непосредственно ниже по ходу относительно указанной камеры расположен первый ряд (2) направляющих лопаток турбины низкого давления, так, что радиально наружная граница вторичной камеры (1) сгорания сформирована, по меньшей мере, одним наружным стенным сегментом (4), который закреплен, по меньшей мере, на одном опорном элементе (5), установленным в радиальном направлении снаружи, ограничивая путь потока горячих газов (3) в области ряда направляющих лопаток радиально с наружной стороны наружной полкой (6), которая закреплена, по меньшей мере, на одной опоре (8), и имеется, по существу, радиально продолжающаяся полость (9), сформированная зазором, имеющим ширину (В) от 1 до 25 мм в осевом направлении во входной области между стенным сегментом (4) и наружной полкой (6), отличающаяся тем, что во входной области расположен, по меньшей мере, один ступенчатый элемент (22, 22', 22"), который уменьшает указанную ширину (В), по меньшей мере, на 10%, по меньшей мере, на одной ступеньке (28), продолжающейся в полость (9) и расположенной, по существу, перпендикулярно направлению потока (11) горячего газа.
2. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что ступенчатый элемент (22, 22') окружает ось турбины.
3. Газовая турбина по одному из предшествующих пунктов, отличающаяся тем, что ступенчатый элемент (22, 22") выполнен в виде охватывающих сегментов и каждый указанный сегмент (22") расположен в радиальном направлении с наружной стороны соответствующей направляющей лопатки (26), причем, предпочтительно, длина каждого сегмента в круговом направлении выбирается в соответствии с круговым интервалом (шагом) (р) между направляющими лопатками (26), т.е. составляет 30-50% от кругового интервала (шага) (р).
4. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что ступенчатый элемент (22) выполнен в виде ребра, которое расположено на стенной области (12) наружной полки (6), примыкающей к полости (9), и имеет, по существу, прямоугольную форму в аксиальном поперечном сечении, и, предпочтительно, имеет длину в радиальном направлении, составляющую от 10 до 100 мм, предпочтительнее, от 20 до 50 мм, так, что радиально наружный конец ребра и радиально наружная сторона дополнительной ступеньки (29) формируют в этой стенной области (12) канавку, длина которой равна или больше длины ребра.
5. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что наружная полка (6) закреплена на опоре (8) направляющей лопатки посредством промежуточного кольца (7), при этом в полости (9) образована дополнительная стенная область (13), формируемая указанным промежуточным кольцом (7), которая радиально примыкает к стенной области наружной полки, так, что сформирована дополнительная ступенька (29), предпочтительно, на переходном участке (23) между стенной областью (12) полки (6) и дополнительной стенной областью (13), формируемой промежуточным кольцом (7).
6. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что полость (9) продолжается между опорой (8) направляющих лопаток и опорным элементом (5).
7. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что указанная ширина (В) полости уменьшена посредством ступеньки (28), по меньшей мере, на 20%, предпочтительно, по меньшей мере, на 30%.
8. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, один ступенчатый элемент (22) расположен либо на наружной полке (6), либо на стенке (15) стенного сегмента (4) и/или в стенной области (5).
9. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что ступенчатый элемент (22) расположен только в стенной области (12) наружной полки (6), и противолежащая стенка (15) стенного сегмента (4), которая сформирована, предпочтительно, в виде радиально продолжающейся плоскости, и не содержит какого-либо ступенчатого элемента.
10. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что ширина полости в радиальном направлении относительно наружной стороны ступенчатого элемента (22) увеличивается, по существу, до начальной ширины (В) полости во входной области зазора, предпочтительно, посредством канавки, продолжающейся в полости, по существу, перпендикулярно направлению потока (11) горячего газа в полость (9).
11. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что ширина (В) полости во входной области зазора, составляет от 2 до 15 мм в осевом направлении.
12. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что опоясывающий выступ (18), локально сужающий входной зазор, сформирован непосредственно во входном зазоре (17), ведущем к полости (9), а именно, на стенке (15) наружного стенного сегмента (4).
RU2012152096/06A 2010-05-05 2011-04-26 Переходная область между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления газовой турбины RU2540350C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CH00691/10 2010-05-05
CH00691/10A CH703105A1 (de) 2010-05-05 2010-05-05 Gasturbine mit einer sekundärbrennkammer.
PCT/EP2011/056582 WO2011138193A1 (de) 2010-05-05 2011-04-26 Übergangsbereich für eine sekundärbrennkammer einer gasturbine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012152096A true RU2012152096A (ru) 2014-06-10
RU2540350C2 RU2540350C2 (ru) 2015-02-10

Family

ID=42340790

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012152096/06A RU2540350C2 (ru) 2010-05-05 2011-04-26 Переходная область между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления газовой турбины

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9097119B2 (ru)
EP (1) EP2567071A1 (ru)
JP (1) JP5826253B2 (ru)
KR (1) KR101645954B1 (ru)
CN (1) CN102884282B (ru)
CH (1) CH703105A1 (ru)
MX (1) MX2012012797A (ru)
RU (1) RU2540350C2 (ru)
WO (1) WO2011138193A1 (ru)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9243508B2 (en) * 2012-03-20 2016-01-26 General Electric Company System and method for recirculating a hot gas flowing through a gas turbine
JP5490191B2 (ja) * 2012-07-19 2014-05-14 三菱重工業株式会社 ガスタービン
US10443736B2 (en) 2015-10-01 2019-10-15 United Technologies Corporation Expansion seal

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3224194A (en) * 1963-06-26 1965-12-21 Curtiss Wright Corp Gas turbine engine
US3965066A (en) * 1974-03-15 1976-06-22 General Electric Company Combustor-turbine nozzle interconnection
JPS62176448U (ru) 1986-04-30 1987-11-09
RU2133384C1 (ru) * 1995-11-22 1999-07-20 Открытое акционерное общество "Самарский научно-технический комплекс им.Н.Д.Кузнецова" Статор многоступенчатой турбомашины
US5785492A (en) * 1997-03-24 1998-07-28 United Technologies Corporation Method and apparatus for sealing a gas turbine stator vane assembly
DE59709701D1 (de) 1997-09-15 2003-05-08 Alstom Switzerland Ltd Plattformkühlung für Gasturbinen
DE59709283D1 (de) 1997-12-23 2003-03-13 Abb Turbo Systems Ag Baden Verfahren und Vorrichtung zum berührungsfreien Abdichten eines zwischen einem Rotor und einem Stator ausgebildeten Trennspalts
DE59813488D1 (de) * 1998-07-14 2006-05-24 Alstom Technology Ltd Baden Berührungsloses Abdichten von Spalten Gasturbinen
US6347508B1 (en) * 2000-03-22 2002-02-19 Allison Advanced Development Company Combustor liner support and seal assembly
US6345494B1 (en) * 2000-09-20 2002-02-12 Siemens Westinghouse Power Corporation Side seal for combustor transitions
JP3600912B2 (ja) * 2001-09-12 2004-12-15 川崎重工業株式会社 燃焼器ライナのシール構造
DE10336432A1 (de) 2003-08-08 2005-03-10 Alstom Technology Ltd Baden Gasturbine und zugehöriges Kühlverfahren
US7178340B2 (en) * 2003-09-24 2007-02-20 Power Systems Mfg., Llc Transition duct honeycomb seal
US7363763B2 (en) 2003-10-23 2008-04-29 United Technologies Corporation Combustor
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
EP1731714A1 (de) 2005-06-08 2006-12-13 Siemens Aktiengesellschaft Spaltsperrvorrichtung und Verwendung einer solchen
EP1731711A1 (de) * 2005-06-10 2006-12-13 Siemens Aktiengesellschaft Übergang zwischen Brennkammer und Turbineneinheit, Hitzeschild und Turbinenleitschaufel für eine Gasturbine
US20070033945A1 (en) * 2005-08-10 2007-02-15 Goldmeer Jeffrey S Gas turbine system and method of operation
EP1960636B1 (de) * 2005-12-14 2016-01-27 Alstom Technology Ltd Strömungsmaschine
DE102006015530A1 (de) * 2006-03-31 2007-10-04 Alstom Technology Ltd. Turbomaschine
US7797948B2 (en) * 2007-03-27 2010-09-21 Siemens Energy, Inc. Transition-to-turbine seal apparatus and transition-to-turbine seal junction of a gas turbine engine
ATE497087T1 (de) 2007-08-06 2011-02-15 Alstom Technology Ltd Spaltkühlung zwischen brennkammerwand und turbinenwand einer gasturbinenanlage
US20090165363A1 (en) 2007-11-28 2009-07-02 Clayton Christopher William Operating a four-stroke spark-ignition internal combustion engine
WO2009083456A2 (de) 2007-12-29 2009-07-09 Alstom Technology Ltd Gasturbine
US8491259B2 (en) * 2009-08-26 2013-07-23 Siemens Energy, Inc. Seal system between transition duct exit section and turbine inlet in a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
US9097119B2 (en) 2015-08-04
US20130055717A1 (en) 2013-03-07
WO2011138193A1 (de) 2011-11-10
RU2540350C2 (ru) 2015-02-10
CN102884282A (zh) 2013-01-16
CN102884282B (zh) 2015-07-29
KR20130094184A (ko) 2013-08-23
KR101645954B1 (ko) 2016-08-12
JP2013528738A (ja) 2013-07-11
MX2012012797A (es) 2013-01-17
CH703105A1 (de) 2011-11-15
JP5826253B2 (ja) 2015-12-02
EP2567071A1 (de) 2013-03-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7553129B2 (en) Flow structure for a gas turbine
US8132417B2 (en) Cooling of a gas turbine engine downstream of combustion chamber
US20100278644A1 (en) Gas turbine
RU2011152290A (ru) Турбина (варианты)
FR2950942B1 (fr) Rotor d'un compresseur de turbomachine a paroi d'extremite interne optimisee
RU2015136552A (ru) Турбина с уплотнением повышенной эффективности
RU2008152801A (ru) Горелка
RU2569015C2 (ru) Диффузор для стационарной газотурбинной установки
RU2013152735A (ru) Канал для охлаждения корпуса
CN107923621B (zh) 具有减少的燃烧停留时间的带延迟稀薄喷射的燃气涡轮过渡管道
RU2015152287A (ru) Выхлопной диффузор выхлопной системы газотурбинного агрегата
JP6847673B2 (ja) タービン排気室
WO2011054812A3 (de) Turbomaschine mit axialer verdichtung oder expansion
RU2010139777A (ru) Лопасть с трехмерной полкой, содержащей межлопастной выступ
RU2012102538A (ru) Кольцевой диффузор для осевой турбинной машины, система для осевой турбинной машины, а также осевая турбинная машина
EA201171157A1 (ru) Лопаточный реактор для пиролиза углеводородов
JP2016061506A5 (ru)
US10774750B2 (en) Compressor with stator vane configuration in vicinity of bleed structure, and gas turbine engine
JP2013167435A (ja) 遅延希薄噴射システム
RU2012152096A (ru) Переходная область между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления газовой турьины
US20180328230A1 (en) Exhaust diffuser
KR101872801B1 (ko) 연료노즐 조립체 및 이를 포함하는 가스터빈
US11118465B2 (en) Gas turbine combustor transition piece including inclined surface at downstream end portions for reducing pressure fluctuations
US20130022444A1 (en) Low pressure turbine exhaust diffuser with turbulators
JP5677332B2 (ja) 蒸気タービン

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20170426