RU2013146536A - Переходная часть камеры сгорания - Google Patents

Переходная часть камеры сгорания Download PDF

Info

Publication number
RU2013146536A
RU2013146536A RU2013146536/06A RU2013146536A RU2013146536A RU 2013146536 A RU2013146536 A RU 2013146536A RU 2013146536/06 A RU2013146536/06 A RU 2013146536/06A RU 2013146536 A RU2013146536 A RU 2013146536A RU 2013146536 A RU2013146536 A RU 2013146536A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
side wall
transition part
extension
downstream
Prior art date
Application number
RU2013146536/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2566867C2 (ru
Inventor
Михаэль ДЮЗИНГ
Мирко Рубен БОТИН
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 RU2013146536A publication Critical patent/RU2013146536A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2566867C2 publication Critical patent/RU2566867C2/ru

Links

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
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • 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
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • 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
    • F23R3/002—Wall structures
    • 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
    • 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
    • F05D2250/50—Inlet or outlet
    • F05D2250/52—Outlet
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49229—Prime mover or fluid pump making

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)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

1. Переходная часть (24) камеры сгорания, выполненная с возможностью направления газов сгорания в путь (15) потока горячего газа, продолжающийся между камерой (2) сгорания газовой турбины и первой ступенью турбины (3), причем переходная часть (24) камеры сгорания содержит канал, имеющий впуск на верхнем по потоку конце, выполненный с возможностью соединения с камерой (2) сгорания, и выпуск (22) на нижнем по потоку конце, выполненный с возможностью соединения с первой ступенью турбины (3), при этом нижний по потоку конец содержит наружную стенку (11), внутреннюю стенку (12), первую и вторую боковые стенки (21а, 21b), отличающаяся тем, что по меньшей мере одна боковая стенка (21а, 21b) имеет продолжение (20, 20а, 20b) боковой стенки, продолжающееся в направлении вниз по потоку за выпуск (22) на нижнем по потоку конце переходной части (24) камеры сгорания.2. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.1, отличающаяся тем, что продолжение (20) боковой стенки содержит охлаждающий канал (25), или продолжения (20) боковых стенок двух переходных частей (24) камер сгорания выполнены таким образом, что продолжения (20а, 20b) боковых стенок после установки рядом друг с другом в газовой турбине образуют охлаждающий канал (25).3. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.1 или 2, отличающаяся тем, что продолжение (20, 20а, 20b) боковой стенки разделено на первое продолжение (20а) боковой стенки и второе продолжение (20b) боковой стенки линией (16) раздела.4. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.2, отличающаяся тем, что первая боковая стенка (21а) оканчивается на выпуске (22), а вторая боковая стенка (21b) содержит продолжение (20, 20а, 20b) боковой стенки, продолжающееся в направлении вниз по потоку за

Claims (14)

1. Переходная часть (24) камеры сгорания, выполненная с возможностью направления газов сгорания в путь (15) потока горячего газа, продолжающийся между камерой (2) сгорания газовой турбины и первой ступенью турбины (3), причем переходная часть (24) камеры сгорания содержит канал, имеющий впуск на верхнем по потоку конце, выполненный с возможностью соединения с камерой (2) сгорания, и выпуск (22) на нижнем по потоку конце, выполненный с возможностью соединения с первой ступенью турбины (3), при этом нижний по потоку конец содержит наружную стенку (11), внутреннюю стенку (12), первую и вторую боковые стенки (21а, 21b), отличающаяся тем, что по меньшей мере одна боковая стенка (21а, 21b) имеет продолжение (20, 20а, 20b) боковой стенки, продолжающееся в направлении вниз по потоку за выпуск (22) на нижнем по потоку конце переходной части (24) камеры сгорания.
2. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.1, отличающаяся тем, что продолжение (20) боковой стенки содержит охлаждающий канал (25), или продолжения (20) боковых стенок двух переходных частей (24) камер сгорания выполнены таким образом, что продолжения (20а, 20b) боковых стенок после установки рядом друг с другом в газовой турбине образуют охлаждающий канал (25).
3. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.1 или 2, отличающаяся тем, что продолжение (20, 20а, 20b) боковой стенки разделено на первое продолжение (20а) боковой стенки и второе продолжение (20b) боковой стенки линией (16) раздела.
4. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.2, отличающаяся тем, что первая боковая стенка (21а) оканчивается на выпуске (22), а вторая боковая стенка (21b) содержит продолжение (20, 20а, 20b) боковой стенки, продолжающееся в направлении вниз по потоку за выпуск (22) и образующее продолжение (20b) боковой стенки, имеющее U-образное поперечное сечение, причем первое плечо (20b) U-образного продолжения соединено со второй стенкой (21b), отделяя сторону горячего газа от стороны охлаждения, а второе плечо (20а) U-образного продолжения начинается непосредственно ниже по потоку от выпуска (22) на стороне охлаждения первого плеча (20b), расположено рядом с первым плечом (20b) и соединено с первым плечом (20b) посредством третьего плеча (20с) на нижнем по потоку конце, тем самым образуя охлаждающий канал между первым плечом (20b), вторым плечом (20а) и третьим плечом (20с).
5. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.2, отличающаяся тем, что первая боковая стенка (21а) имеет короткое первое продолжение (20а) боковой стенки, продолжающееся за выпуск (22), а вторая боковая стенка (21b) имеет длинное второе продолжение (20b) боковой стенки, продолжающееся в направлении вниз по потоку за короткое первое продолжение (20а) боковой стенки, причем часть длинного продолжения (20b) боковой стенки, продолжающаяся за короткое продолжение (20а) боковой стенки, имеет U-образное поперечное сечение, при этом первое плечо (20b) U-образного продолжения является частью длинного продолжения (20b) боковой стенки, отделяющей сторону горячего газа от стороны охлаждения, а второе плечо (20а) U-образного продолжения начинается ниже по потоку от выпуска (22) на стороне охлаждения первого плеча (20b), расположено рядом с первым плечом (20b) и соединено с первым плечом (20b) посредством третьего плеча (20с) на его нижнем по потоку конце.
6. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.1 или 2, отличающаяся тем, что охлаждающий канал (25) закрыт к наружной стенке (11) и/или внутренней стенке (12) посредством торцевой пластины (17).
7. Переходная часть (24) по п.6, отличающаяся тем, что торцевая пластина (17) в направлении наружной полки (13) лопатки и/или в направлении внутренней стенки (11, 12) разделена на первую торцевую пластину (17а) и вторую торцевую пластину (17b) линией (16) раздела.
8. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.6, отличающаяся тем, что торцевая пластина (17) по меньшей мере частично отделена от первого продолжения (20а) боковой стенки зазором (23) и по меньшей мере частично соединена со вторым продолжением (20b) боковой стенки.
9. Трубчатая камера сгорания с камерой (2) сгорания, отличающаяся тем, что она содержит переходную часть (24) камеры сгорания по любому из пп.1-8.
10. Газовая турбина (9) с по меньшей мере одним компрессором (1), по меньшей мере одной турбиной (3) и по меньшей мере одной камерой (2) сгорания, отличающаяся тем, что она содержит переходную часть (24) камеры сгорания по любому из пп.1-8.
11. Газовая турбина (9) по п.10, отличающаяся тем, что продолжение (20, 20а, 20b) боковой стенки продолжается ниже по потоку от переходной части (24) камеры сгорания в область между внутренней и наружной полками (13, 14) первой лопатки (10) непосредственно выше по потоку от аэродинамического профиля (18) первой лопатки (10).
12. Газовая турбина (9) по п.11, отличающаяся тем, что по меньшей мере одно продолжение (20, 20а, 20b) боковой стенки продолжается ниже по потоку до переднего края первой лопатки (10) аэродинамического профиля (18), оставляя зазор, который имеет размеры, обеспечивающие возможность теплового расширения между камерой (2) сгорания и турбиной (3).
13. Способ модернизации газовой турбины (9), включающий в себя этапы, на которых: открывают корпус газовой турбины, удаляют по меньшей мере одну имеющуюся переходную часть (24) камеры сгорания, устанавливают по меньшей мере одну переходную часть (24) камеры сгорания по любому из пп.1-8, и закрывают корпус газовой турбины.
14. Способ бороскопической инспекции газовой турбины (9), содержащей переходную часть (24) камеры сгорания по п.4 или 5, отличающийся тем, что каждую вторую переходную часть (24) камеры сгорания удаляют для инспекции, и инспектируют путь горячего газа ниже по потоку от удаленной переходной части (24) камеры сгорания, а также путь горячего газа соседней камеры (2) сгорания, которая остается установленной в газовой турбине (9), через зазор, открытый посредством удаления продолжения (20b) боковой стенки вместе с удаленной переходной частью (24) камеры сгорания.
RU2013146536/06A 2012-10-24 2013-10-17 Переходная часть камеры сгорания, трубчатая камера сгорания, газотурбинный двигатель и способы его модернизации и бороскопической инспекции RU2566867C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12189723.5 2012-10-24
EP12189723.5A EP2725197A1 (en) 2012-10-24 2012-10-24 Combustor transition

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013146536A true RU2013146536A (ru) 2015-04-27
RU2566867C2 RU2566867C2 (ru) 2015-10-27

Family

ID=47073338

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013146536/06A RU2566867C2 (ru) 2012-10-24 2013-10-17 Переходная часть камеры сгорания, трубчатая камера сгорания, газотурбинный двигатель и способы его модернизации и бороскопической инспекции

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9482106B2 (ru)
EP (2) EP2725197A1 (ru)
JP (1) JP5726268B2 (ru)
KR (1) KR101576455B1 (ru)
CN (1) CN103776057B (ru)
BR (1) BR102013027397A8 (ru)
CA (1) CA2830683C (ru)
RU (1) RU2566867C2 (ru)
SA (1) SA113340952B1 (ru)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6474485B2 (ja) * 2014-10-07 2019-02-27 シーメンス エナジー インコーポレイテッド ガスタービン燃焼エンジン用の装置
EP3064837B1 (en) * 2015-03-05 2019-05-08 Ansaldo Energia Switzerland AG Liner for a gas turbine combustor
EP3124749B1 (en) * 2015-07-28 2018-12-19 Ansaldo Energia Switzerland AG First stage turbine vane arrangement
GB2551181A (en) 2016-06-09 2017-12-13 Hieta Tech Limited Radial flow turbine heat engine
US11299994B2 (en) 2017-06-29 2022-04-12 Mitsubishi Power, Ltd. First-stage stator vane for gas turbine, gas turbine, stator vane unit for gas turbine, and combustor assembly
US11174792B2 (en) 2019-05-21 2021-11-16 General Electric Company System and method for high frequency acoustic dampers with baffles
US11156164B2 (en) 2019-05-21 2021-10-26 General Electric Company System and method for high frequency accoustic dampers with caps

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4016718A (en) * 1975-07-21 1977-04-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine having an improved transition duct support
SU1449775A1 (ru) * 1987-04-30 1989-01-07 Производственное Объединение Турбостроения "Ленинградский Металлический Завод" Выходной патрубок секционной камеры сгорани газотурбинной установки
US5402631A (en) 1991-05-10 1995-04-04 Praxair Technology, Inc. Integration of combustor-turbine units and integral-gear pressure processors
DE4446610A1 (de) 1994-12-24 1996-06-27 Abb Management Ag Verfahren zum Betrieb einer Gasturbogruppe
US6450762B1 (en) * 2001-01-31 2002-09-17 General Electric Company Integral aft seal for turbine applications
US6840048B2 (en) * 2002-09-26 2005-01-11 General Electric Company Dynamically uncoupled can combustor
US7303372B2 (en) 2005-11-18 2007-12-04 General Electric Company Methods and apparatus for cooling combustion turbine engine components
US9080464B2 (en) * 2008-02-27 2015-07-14 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Gas turbine and method of opening chamber of gas turbine
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
US9822649B2 (en) * 2008-11-12 2017-11-21 General Electric Company Integrated combustor and stage 1 nozzle in a gas turbine and method
US8408004B2 (en) 2009-06-16 2013-04-02 General Electric Company Resonator assembly for mitigating dynamics in gas turbines
JP5479058B2 (ja) 2009-12-07 2014-04-23 三菱重工業株式会社 燃焼器とタービン部との連通構造、および、ガスタービン
US10030872B2 (en) * 2011-02-28 2018-07-24 General Electric Company Combustor mixing joint with flow disruption surface
CH704829A2 (de) 2011-04-08 2012-11-15 Alstom Technology Ltd Gasturbogruppe und zugehöriges Betriebsverfahren.
US9249678B2 (en) * 2012-06-27 2016-02-02 General Electric Company Transition duct for a gas turbine

Also Published As

Publication number Publication date
CN103776057B (zh) 2016-10-05
BR102013027397A2 (pt) 2014-12-30
EP2725197A1 (en) 2014-04-30
US20140109579A1 (en) 2014-04-24
CA2830683A1 (en) 2014-04-24
JP5726268B2 (ja) 2015-05-27
JP2014084874A (ja) 2014-05-12
CN103776057A (zh) 2014-05-07
US9482106B2 (en) 2016-11-01
EP2725199A1 (en) 2014-04-30
BR102013027397A8 (pt) 2017-08-08
KR101576455B1 (ko) 2015-12-10
CA2830683C (en) 2016-02-23
RU2566867C2 (ru) 2015-10-27
SA113340952B1 (ar) 2015-11-25
EP2725199B1 (en) 2017-10-04
KR20140052872A (ko) 2014-05-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2013146536A (ru) Переходная часть камеры сгорания
RU2013147337A (ru) Переходная часть камеры сгорания
RU2013102074A (ru) Сегмент платформы, предназначенный для обеспечения опоры для направляющей лопатки соплового направляющего аппарата, и способ охлаждения данного сегмента
WO2011152906A3 (en) Optical monitoring system for a turbine engine
ATE478236T1 (de) Gasturbine
RU2013154300A (ru) Передняя часть разделителя осевой турбомашины с антиобледенительным устройством
RU2016116798A (ru) Камера сгорания газотурбинного двигателя, оснащенная средствами отклонения воздуха для уменьшения следа, создаваемого свечой зажигания
EP2700879A3 (en) Method for mixing a dilution air in a sequential combustion system of a gas turbine
RU2013105209A (ru) Турбомашина, турбоустановка и способ оптимизации характеристик потока в турбомашине
RU2015122395A (ru) Устройство для инжекционного охлаждения стенки
BR112012007416A2 (pt) unidade de pós-tratamento de gás de escapamento/ de ejetor e limpador de poeira do ar combinada.
RU2011146896A (ru) Диффузор для выхлопного патрубка паровой турбины
RU2005111013A (ru) Установка подготовки углеводородного газа к транспорту
RU2012152096A (ru) Переходная область между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления газовой турьины
FR2986043A1 (fr) Conduit d'ejection comportant une trappe de drainage d'huile
RU2009107639A (ru) Турбореактивный двигатель
RU2017115013A (ru) Система охлаждения и двигатель внутреннего сгорания с такой системой охлаждения
WO2010052662A3 (en) Single can combustor gas turbine with bifurcated hot gas header and dilution air differentiated flow

Legal Events

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

Effective date: 20170518