RU2014120759A - Газовая турбина - Google Patents

Газовая турбина Download PDF

Info

Publication number
RU2014120759A
RU2014120759A RU2014120759/06A RU2014120759A RU2014120759A RU 2014120759 A RU2014120759 A RU 2014120759A RU 2014120759/06 A RU2014120759/06 A RU 2014120759/06A RU 2014120759 A RU2014120759 A RU 2014120759A RU 2014120759 A RU2014120759 A RU 2014120759A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
conical contour
gas turbine
combustion chamber
angle
shell
Prior art date
Application number
RU2014120759/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2597350C2 (ru
Inventor
Ремиги ШУОР
Синиша НАРАНЧИЧ
Гюнтер ФИЛЬКОРН
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 RU2014120759A publication Critical patent/RU2014120759A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2597350C2 publication Critical patent/RU2597350C2/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
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/28—Supporting or mounting arrangements, e.g. for turbine casing
    • 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
    • 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
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00012—Details of sealing devices

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)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Supercharger (AREA)

Abstract

1. Газовая турбина (10), включающая компрессор (12), кольцеобразную камеру сгорания (13) и турбину (15), при этом камера сгорания (13) для подачи образующихся в камере сгорания (13) горячих газов в последующую турбину (15) в переходной зоне (А) своей оболочкой (20а) примыкает ко входу в турбину (26) так, что возможно возникновение обусловленного тепловым расширением относительного движения между камерой сгорания (13) и входом в турбину (26), при этом оболочка (20a) камеры сгорания своими распределенными по периметру опорными элементами (29) упирается вследствие возникающего в рабочем режиме теплового расширения (33) в конический контур (31a) на валовом кожухе (25) и опирается на него, отличающаяся тем, что конический контур (31a) образует с машинной осью угол (α), обеспечивающий скольжение оболочки (20a) камеры сгорания опорными элементами (29) по коническому контуру (31a).2. Газовая турбина по п. 1, отличающаяся тем, что опорные элементы выполнены в виде радиально выступающих, ориентированных в осевом направлении опорных пластин или ребра (29), причем опорные пластины или ребра (29) имеют противолежащий коническому контуру (31a) и соответствующий коническому контуру (31a) по углу скос (31b), при этом между коническим контуром (31a) и скосом (31b) предусмотрен отличный от нуля монтажный допуск (d).3. Газовая турбина по п. 2, отличающаяся тем, что при тепловом расширении оболочка (20a) камеры сгорания расширяется в направлении расширения (33), которое с коническим контуром (31) образует отличный от нуля угол рассогласования (Δα).4. Газовая турбина по п. 3, отличающаяся тем, что угол рассогласования (Δα) лежит в интервале между 2° и 15°, предпочтительно в интервале между 5° и 10, в час�

Claims (9)

1. Газовая турбина (10), включающая компрессор (12), кольцеобразную камеру сгорания (13) и турбину (15), при этом камера сгорания (13) для подачи образующихся в камере сгорания (13) горячих газов в последующую турбину (15) в переходной зоне (А) своей оболочкой (20а) примыкает ко входу в турбину (26) так, что возможно возникновение обусловленного тепловым расширением относительного движения между камерой сгорания (13) и входом в турбину (26), при этом оболочка (20a) камеры сгорания своими распределенными по периметру опорными элементами (29) упирается вследствие возникающего в рабочем режиме теплового расширения (33) в конический контур (31a) на валовом кожухе (25) и опирается на него, отличающаяся тем, что конический контур (31a) образует с машинной осью угол (α), обеспечивающий скольжение оболочки (20a) камеры сгорания опорными элементами (29) по коническому контуру (31a).
2. Газовая турбина по п. 1, отличающаяся тем, что опорные элементы выполнены в виде радиально выступающих, ориентированных в осевом направлении опорных пластин или ребра (29), причем опорные пластины или ребра (29) имеют противолежащий коническому контуру (31a) и соответствующий коническому контуру (31a) по углу скос (31b), при этом между коническим контуром (31a) и скосом (31b) предусмотрен отличный от нуля монтажный допуск (d).
3. Газовая турбина по п. 2, отличающаяся тем, что при тепловом расширении оболочка (20a) камеры сгорания расширяется в направлении расширения (33), которое с коническим контуром (31) образует отличный от нуля угол рассогласования (Δα).
4. Газовая турбина по п. 3, отличающаяся тем, что угол рассогласования (Δα) лежит в интервале между 2° и 15°, предпочтительно в интервале между 5° и 10, в частности в интервале между 7° и 8°, причем угол (α), который образует конический контур (31a) с машинной осью, лежит в интервале между 20° и 30°, в частности между 24° и 26°.
5. Газовая турбина по одному из пп. 2-4, отличающаяся тем, что монтажный допуск (d) лежит в пределах от 1 мм до 10 мм, предпочтительно от 2 мм до 8 мм, в частности между 3 мм и 4 мм.
6. Газовая турбина по одному из пп. 1-4, отличающаяся тем, что валовый кожух (25) выполнен из серого чугуна, а опорные элементы (29) из сплава на базе никеля или предпочтительно из стали 18/10-Cr-Ni.
7. Газовая турбина по одному из пп. 1-4, отличающаяся тем, что кольцевая камера сгорания (13) состоит из отдельных сегментов, причем на каждый сегмент предусмотрены два опорных элемента (29′).
8. Внутренняя оболочка (20a) камеры сгорания для газовой турбины (10), которая на выходном конце на обращенной от горячих газов стороне имеет распределенные по периметру опорные элементы (29), которые имеют скос (31b), который в собранном состоянии проходит параллельно коническому контуру (31a) валового кожуха (25) и образует с машинной осью угол (α), который обеспечивает скольжение опорных элементов (29) внутренней оболочки (20a) камеры сгорания по коническому контуру (31a) валового кожуха (25).
9. Валовый кожух (25) для газовой турбины (10), который на нижнем по потоку конце с наружной стороны имеет конический контур (31a), который в собранном состоянии образует с машинной осью угол (α), обеспечивающий скольжение внутренней оболочки (20a) камеры сгорания опорными элементами (29) по коническому контуру (32a).
RU2014120759/06A 2011-10-24 2012-10-23 Газотурбинный двигатель, внутренняя оболочка камеры сгорания для газотурбинного двигателя и роторный кожух для газотурбинного двигателя RU2597350C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP11186387.4 2011-10-24
EP11186387 2011-10-24
PCT/EP2012/070930 WO2013060663A2 (de) 2011-10-24 2012-10-23 Gasturbine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014120759A true RU2014120759A (ru) 2015-12-10
RU2597350C2 RU2597350C2 (ru) 2016-09-10

Family

ID=47045047

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014120759/06A RU2597350C2 (ru) 2011-10-24 2012-10-23 Газотурбинный двигатель, внутренняя оболочка камеры сгорания для газотурбинного двигателя и роторный кожух для газотурбинного двигателя

Country Status (7)

Country Link
US (1) US9708920B2 (ru)
EP (1) EP2852735B1 (ru)
KR (1) KR101613096B1 (ru)
CN (1) CN104246373B (ru)
IN (1) IN2014DN03773A (ru)
RU (1) RU2597350C2 (ru)
WO (1) WO2013060663A2 (ru)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2952699B1 (de) * 2014-06-06 2017-08-09 MTU Aero Engines GmbH Gasturbinenbauteilanordnung
EP2998517B1 (en) * 2014-09-16 2019-03-27 Ansaldo Energia Switzerland AG Sealing arrangement at the interface between a combustor and a turbine of a gas turbine and gas turbine with such a sealing arrangement
EP3287610B1 (en) 2016-08-22 2019-07-10 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine transition duct
US10697634B2 (en) 2018-03-07 2020-06-30 General Electric Company Inner cooling shroud for transition zone of annular combustor liner
US20220336123A1 (en) * 2019-09-24 2022-10-20 Ls Electric Co., Ltd. Cooling apparatus for superconductor cooling container
EP3835657A1 (en) * 2019-12-10 2021-06-16 Siemens Aktiengesellschaft Combustion chamber with wall cooling
CN112377946B (zh) * 2020-11-16 2022-02-11 四川航天中天动力装备有限责任公司 一种轴向浮动式回流环形燃烧室大弯管结构
CN114542292A (zh) * 2022-02-22 2022-05-27 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 一种缸体支撑装置

Family Cites Families (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2592060A (en) * 1946-03-25 1952-04-08 Rolls Royce Mounting of combustion chambers in jet-propulsion and gas-turbine power-units
GB638807A (en) * 1948-07-12 1950-06-14 Havilland Engine Co Ltd Improvements in or relating to gas turbines
GB1010338A (en) * 1962-09-11 1965-11-17 Lucas Industries Ltd Means for supporting the downstream end of a combustion chamber in a gas turbine engine
DE1186275B (de) * 1963-07-04 1965-01-28 Daimler Benz Ag Anordnung der Flammkammer von Ringbrennkammern fuer Gasturbinentriebwerke
US3481146A (en) * 1967-12-28 1969-12-02 Lucas Industries Ltd Combustion apparatus for gas turbine engines
US3670467A (en) 1970-04-27 1972-06-20 Robert H Walker Method and apparatus for manufacturing tumbling media
US3670497A (en) * 1970-09-02 1972-06-20 United Aircraft Corp Combustion chamber support
US3928963A (en) * 1974-11-04 1975-12-30 Gen Motors Corp Cast in place gas turbine containment ring and method of manufacture
GB2102897B (en) * 1981-07-27 1985-06-19 Gen Electric Annular seals
US4821522A (en) * 1987-07-02 1989-04-18 United Technologies Corporation Sealing and cooling arrangement for combustor vane interface
FR2624953B1 (fr) * 1987-12-16 1990-04-20 Snecma Chambre de combustion, pour turbomachines, possedant un convergent a doubles parois
US5271714A (en) * 1992-07-09 1993-12-21 General Electric Company Turbine nozzle support arrangement
US5265412A (en) * 1992-07-28 1993-11-30 General Electric Company Self-accommodating brush seal for gas turbine combustor
GB2328011A (en) * 1997-08-05 1999-02-10 Europ Gas Turbines Ltd Combustor for gas or liquid fuelled turbine
US6098397A (en) * 1998-06-08 2000-08-08 Caterpillar Inc. Combustor for a low-emissions gas turbine engine
WO2001070451A1 (de) * 2000-03-22 2001-09-27 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum entfernen eines dichtmittels
US6334310B1 (en) * 2000-06-02 2002-01-01 General Electric Company Fracture resistant support structure for a hula seal in a turbine combustor and related method
IT1317978B1 (it) 2000-06-16 2003-07-21 Nuovo Pignone Spa Transition piece per camere di combustione di turbine a gas nonanulari.
SE520594C2 (sv) * 2000-09-29 2003-07-29 Turbec Ab Brännkammare för en värmemotorenhet
US6442946B1 (en) * 2000-11-14 2002-09-03 Power Systems Mfg., Llc Three degrees of freedom aft mounting system for gas turbine transition duct
US6450762B1 (en) * 2001-01-31 2002-09-17 General Electric Company Integral aft seal for turbine applications
US6860108B2 (en) * 2003-01-22 2005-03-01 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine tail tube seal and gas turbine using the same
US7152411B2 (en) * 2003-06-27 2006-12-26 General Electric Company Rabbet mounted combuster
US7178340B2 (en) * 2003-09-24 2007-02-20 Power Systems Mfg., Llc Transition duct honeycomb seal
US6997673B2 (en) * 2003-12-11 2006-02-14 Honeywell International, Inc. Gas turbine high temperature turbine blade outer air seal assembly
FR2871847B1 (fr) * 2004-06-17 2006-09-29 Snecma Moteurs Sa Montage d'un distributeur de turbine sur une chambre de combustion a parois en cmc dans une turbine a gaz
WO2006059979A1 (en) * 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Tip turbine engine integral case, vane, mount, and mixer
US7082766B1 (en) * 2005-03-02 2006-08-01 General Electric Company One-piece can combustor
US7726114B2 (en) * 2005-12-07 2010-06-01 General Electric Company Integrated combustor-heat exchanger and systems for power generation using the same
US7604456B2 (en) * 2006-04-11 2009-10-20 Siemens Energy, Inc. Vane shroud through-flow platform cover
US7762766B2 (en) * 2006-07-06 2010-07-27 Siemens Energy, Inc. Cantilevered framework support for turbine vane
MY161317A (en) * 2008-02-20 2017-04-14 General Electric Technology Gmbh Gas turbine
WO2009103658A1 (de) * 2008-02-20 2009-08-27 Alstom Technology Ltd Gasturbine mit ringförmiger brennkammer
JP5134680B2 (ja) * 2008-02-27 2013-01-30 三菱重工業株式会社 ガスタービン及びガスタービンの車室開放方法
US8534076B2 (en) * 2009-06-09 2013-09-17 Honeywell Internationl Inc. Combustor-turbine seal interface for gas turbine engine
US8347636B2 (en) * 2010-09-24 2013-01-08 General Electric Company Turbomachine including a ceramic matrix composite (CMC) bridge
US20150167979A1 (en) * 2013-12-17 2015-06-18 General Electric Company First stage nozzle or transition nozzle configured to promote mixing of respective combustion streams downstream thereof before entry into a first stage bucket of a turbine
US10309652B2 (en) * 2014-04-14 2019-06-04 Siemens Energy, Inc. Gas turbine engine combustor basket with inverted platefins

Also Published As

Publication number Publication date
RU2597350C2 (ru) 2016-09-10
EP2852735A2 (de) 2015-04-01
KR20140077978A (ko) 2014-06-24
CN104246373A (zh) 2014-12-24
EP2852735B1 (de) 2016-04-27
US9708920B2 (en) 2017-07-18
KR101613096B1 (ko) 2016-04-20
WO2013060663A3 (de) 2015-02-26
CN104246373B (zh) 2016-06-08
WO2013060663A2 (de) 2013-05-02
US20140223921A1 (en) 2014-08-14
IN2014DN03773A (ru) 2015-07-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2014120759A (ru) Газовая турбина
US9109510B2 (en) Gas turbine engine bearing support strut
RU2011122783A (ru) Кольцевой фланец крепления элемента ротора или статора в газотурбинном двигателе
SG130185A1 (en) Sacrificial inner shroud liners for gas turbine engines
RU2007135200A (ru) Статор турбины газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
US9267688B2 (en) Head part of an annular combustion chamber
RU2548535C2 (ru) Изоляция окружного выступающего края внешнего корпуса турбомашины относительно соответствующего кольцевого сектора, ступень турбомашины и турбомашина
RU2014145223A (ru) Турбомашина, такая как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель
RU2013102305A (ru) Угловой сектор статора компрессора газотурбинного двигателя, статор газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель, содержащий такой сектор
RU2007104723A (ru) Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя с тангенциальными щелями
RU2012107522A (ru) Сектор наружной обечайки для лопаточного кольца статора турбомашины летательного аппарата, включающий в себя демпфирующие вибрацию клинья
RU2005129351A (ru) Турбинный модуль для газотурбинного двигателя
RU2012130351A (ru) Ступень турбины в турбомашине
RU2008144743A (ru) Ступень турбины или компрессора, в частности турбомашины
BR112012025335A2 (pt) estrutura de montagem de palheta de guia de bocal de entrada de turbina para motor de turbina a gás radial
RU2013102292A (ru) Угловой сектор статора для компрессора газотурбинного двигателя, статор газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, включающий в себя такой сектор
JP2015078622A5 (ru)
JP2017529511A (ja) ガスタービンエンジンの燃焼器用の音響減衰システム
RU2005129353A (ru) Модуль турбины для газотурбинного двигателя с ротором, который включает в себя моноблок
JP2014506972A5 (ru)
RU2016115404A (ru) Газогенератор газотурбинного двигателя
RU2012138960A (ru) Газотурбинный двигатель
RU2009105580A (ru) Двигатель паровой турбины и способ его сборки
RU2008144747A (ru) Ступень турбины или компрессора турбомашины
JP2015183693A (ja) 共振チャンバを備える蒸気タービン

Legal Events

Date Code Title Description
HZ9A Changing address for correspondence with an applicant