RU2610373C2 - Система и способ рециркуляции горячего газа, протекающего через газовую турбину, и газовая турбина - Google Patents

Система и способ рециркуляции горячего газа, протекающего через газовую турбину, и газовая турбина Download PDF

Info

Publication number
RU2610373C2
RU2610373C2 RU2013112113A RU2013112113A RU2610373C2 RU 2610373 C2 RU2610373 C2 RU 2610373C2 RU 2013112113 A RU2013112113 A RU 2013112113A RU 2013112113 A RU2013112113 A RU 2013112113A RU 2610373 C2 RU2610373 C2 RU 2610373C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
specified
nozzle apparatus
gap
hot gas
downstream
Prior art date
Application number
RU2013112113A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013112113A (ru
Inventor
Виктор Джон МОРГАН
Томас Джеймс БРАНТ
Ричард Уилльям ДЖОНСОН
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани
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 Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани
Publication of RU2013112113A publication Critical patent/RU2013112113A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2610373C2 publication Critical patent/RU2610373C2/ru

Links

Images

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
    • F01D1/00—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/16—Sealings between relatively-moving surfaces
    • F16J15/40—Sealings between relatively-moving surfaces by means of fluid
    • 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)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Система рециркуляции горячего газа, протекающего через газовую турбину, в целом содержит переходной патрубок, имеющий расположенную ниже по потоку поверхность, неподвижный сопловой аппарат, имеющий входную кромочную поверхность, расположенную смежно с расположенной ниже по потоку поверхностью переходного патрубка, зазор, ограниченный между расположенной ниже по потоку поверхностью переходного патрубка и входной кромочной поверхностью неподвижного соплового аппарата, а также выступ, имеющий внутреннюю дугообразную поверхность, отделенную в радиальном направлении от внешней поверхности. Выступ проходит в целом от входной кромочной поверхности неподвижного соплового аппарата к расположенной ниже по потоку поверхности переходного патрубка и, по меньшей мере, частично уменьшает зазор. При этом через зазор проходит уплотнение, которое может контактировать с переходным патрубком и входной кромочной поверхностью неподвижного соплового аппарата. Рециркуляционная зона может быть ограничена, по меньшей мере, частично между внутренней дугообразной поверхностью выступа, входной кромочной поверхностью неподвижного соплового аппарата и расположенной ниже по потоку поверхностью переходного патрубка. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Область техники
[0001] Изобретение относится в целом к системе и способу рециркуляции горячего газа, протекающего через газовую турбину. В частности, система и способ относятся к рециркуляции горячего газа, захватываемого в зазор между переходным патрубком и неподвижным сопловым аппаратом в газовой турбине.
Предпосылки изобретения
[0002] Промышленные газовые турбины содержат, как правило, камеры сгорания, размещенные кольцеобразно вокруг осевой линии газовой турбины. Горячие газообразные продукты сгорания протекают от каждой камеры сгорания через переходный патрубок и через первую ступень неподвижных лопаток. Поскольку переходный патрубок и неподвижные лопатки изготовлены из различных материалов и при эксплуатации подвергаются воздействию различных температур, они могут испытывать различные степени теплового расширения при циклическом прохождении газовой турбины через различные режимы эксплуатации. В результате переходный патрубок и первая ступень неподвижных лопаток могут перемещаться в радиальном направлении, по окружности и в осевом направлении относительно друг друга. Кроме того, подобное относительное движение может происходить в результате динамической пульсации процесса сгорания.
[0003] Обычно поправка на тепловое расширение предусматривается путем обеспечения зазора между переходным патрубком и первой ступенью неподвижных лопаток. Кроме того, для герметизации зазора и соответствующего снижения протечки холодного воздуха в тракт для горячего газа может быть предусмотрено одно или несколько уплотнений. Однако вследствие высокого давления и температуры горячего газа, протекающего через зазор, по меньшей мере, часть горячего газа может затягиваться о зазор и протекать через уплотнение, с течением времени ухудшая, таким образом, уплотнение.
[0004] Один способ охлаждения уплотнения и вытеснения горячего газа из зазора включает подачу вытесняющей среды, такой как сжатый воздух, в зазор при давлении, достаточном для продувания зазора и/или охлаждения уплотнения. Несмотря на то что этот способ является в целом эффективным, для зазоров большего размера требуется больший объем вытесняющей среды для эффективного продувания зазора. В результате большее количество несгоревшей и/или неперемешанной вытесняющей среды может повышать уровень нежелательных выбросов, образующихся при горении, например, помимо прочего, оксида азота (NOx) и/или угарного газа (CO). Таким образом, необходимо создать улучшенную систему и способ рециркуляции горячего газа, захватываемого в зазор.
Сущность изобретения
[0005] Аспекты и преимущества предлагаемого изобретения изложены далее в следующем описании, или могут быть очевидны из указанного описания, или могут быть получены при практической реализации предлагаемого изобретения.
[0006] В одном из вариантов предлагаемого изобретения предложена система рециркуляции горячего газа, протекающего через газовую турбину. Данная система содержит переходный патрубок, имеющий расположенную ниже по потоку поверхность, неподвижный сопловой аппарат, имеющий входную кромочную поверхность, расположенную смежно с расположенной ниже по потоку поверхностью переходного патрубка, зазор, ограниченный между расположенной ниже по потоку поверхностью переходного патрубка и входной кромочной поверхностью неподвижного соплового аппарата, а также выступ, имеющий внутреннюю дугообразную поверхность, отделенную в радиальном направлении от внешней поверхности. Выступ проходит, в целом, от входной кромочной поверхности неподвижного соплового аппарата к расположенной ниже по потоку поверхности переходного патрубка и, по меньшей мере, частично уменьшает зазор. При этом через зазор проходит уплотнение, которое может контактировать с переходным патрубком и входной кромочной поверхностью неподвижного соплового аппарата. Рециркуляционная зона может быть ограничена, по меньшей мере, частично между внутренней дугообразной поверхностью выступа, входной кромочной поверхностью неподвижного соплового аппарата и расположенной ниже по потоку поверхностью переходного патрубка.
[0007] В другом варианте данного изобретения описана газовая турбина, содержащая камеру сгорания, имеющую переходный патрубок, имеющий расположенную ниже по потоку поверхность. Переходный патрубок ограничивает, по меньшей мере, частично проточный тракт для горячего газа в газовой турбине. Неподвижный сопловой аппарат имеет входную кромочную поверхность, в целом расположенную смежно с расположенной ниже по потоку поверхностью переходного патрубка. Неподвижный сопловой аппарат ограничивает, по меньшей мере, частично проточный тракт для горячего газа. Между расположенной ниже по потоку поверхностью переходного патрубка и входной кромочной поверхностью неподвижного соплового аппарата ограничен, по меньшей мере, частично зазор, который может проточно сообщаться с трактом для горячего газа. Выступ, имеющий внутреннюю дугообразную поверхность, отделенную в радиальном направлении от внешней поверхности, проходит от входной кромочной поверхности неподвижного соплового аппарата по направлению к расположенной ниже по потоку поверхности переходного патрубка. Выступ может, по меньшей мере, частично уменьшать зазор. При этом уплотнение проходит через зазор и может контактировать с расположенной ниже по потоку поверхностью переходного патрубка и входной кромочной поверхностью неподвижного соплового аппарата. Рециркуляционная зона может быть ограничена, по меньшей мере, частично между внутренней дугообразной поверхностью выступа, входной кромочной поверхностью неподвижного соплового аппарата и расположенной ниже по потоку поверхностью переходного патрубка. Рециркуляционная зона может проточно сообщаться с трактом горячего газа.
[0008] Переходной патрубок, имеющий нижний по потоку конец, ограничивает, по меньшей мере частично, проточный тракт для горячего газа в газовой турбине. Неподвижный сопловой аппарат своим передним концом прилегает к нижнему по потоку концу переходного патрубка. Передний конец неподвижного соплового аппарата определяет, по меньшей мере, частично тракт для горячего газа в газовой турбине. Между нижним по потоку концом переходного патрубка и передним концом неподвижного соплового аппарата определен, по меньшей мере, частично зазор, проточно сообщающийся с трактом для горячего газа. Выступ, имеющий внутреннюю дугообразную поверхность, отделенную в радиальном направлении от внешней поверхности, проходит от переднего конца неподвижного соплового аппарата к нижнему по потоку концу переходного патрубка. Выступ выполнен с возможностью, по меньшей мере, частично уменьшать зазор. Уплотнение, контактирующее с задней рамой и внешней поверхностью выступа, проходит через зазор, а между уплотнением, внешней поверхностью выступа и нижним по потоку концом переходного патрубка определена, по меньшей мере, частично первая полость. Между внутренней дугообразной поверхностью выступа, передним концом неподвижного соплового аппарата и нижним по потоку концом переходного патрубка определена, по меньшей мере, частично вторая полость, которая проточно сообщается с проточным трактом для горячего газа.
[0009] В предлагаемом изобретении также предложен способ рециркуляции потока горячего газа, протекающего в зазор, образованный между расположенной ниже по потоку поверхностью переходного патрубка и входной кромочной поверхностью неподвижного соплового аппарата, причем входная кромочная поверхность неподвижного соплового аппарата имеет выступ, имеющий внутреннюю дугообразную поверхность, отделенную в радиальном направлении от внешней поверхности. Выступ проходит от входной кромочной поверхности неподвижного соплового аппарата к нижнему по потоку концу переходного патрубка, а переходной патрубок и неподвижный сопловой аппарат определяют, по меньшей мере, частично проточный тракт для горячего газа. Указанный способ включает прохождение горячего газа через переходной патрубок, прохождение части горячего газа через зазор, направление этой части горячего газа вдоль внутренней дугообразной поверхности неподвижного соплового аппарата к расположенной ниже по потоку поверхности переходного патрубка, прохождение указанной части горячего газа через, по меньшей мере, часть расположенной ниже по потоку поверхности переходного патрубка, направление указанной части горячего газа от расположенной ниже по потоку поверхности переходного патрубка и прохождение этой части горячего газа в тракт для горячего газа.
[0010] Признаки и аспекты этих и других вариантов выполнения изобретения станут более ясны для специалистов в данной области техники при рассмотрении описания изобретения.
Краткое описание чертежей
[0011] В остальной части описания изобретения приведено более подробно полное и правомочное раскрытие предлагаемого изобретения, в том числе и наилучший метод осуществления, предназначенное для специалиста в данной области техники и со ссылкой на прилагаемые чертежи.
[0012] Фиг.1 является схематическим продольным разрезом газовой турбины, которая может иметь отношение к предлагаемому изобретению.
[0013] На фиг.2 изображена в разрезе часть газовой турбины, выполненной согласно, по меньшей мере, одному варианту выполнения изобретения.
[0014] На фиг.3 приведен увеличенный вид в разрезе части газовой турбины, показанной на фиг.2.
Подробное описание изобретения
[0015] Далее ссылка сделана подробно на варианты выполнения предлагаемого изобретения, причем по меньшей мере один из примеров данных вариантов приведен на прилагаемых чертежах. В подробном описании использованы цифровые и буквенные обозначения для ссылки на признаки, используемые на чертежах. Одинаковые или аналогичные обозначения на чертежах и в описании использованы для ссылки на одинаковые или аналогичные элементы изобретения. В данном изобретении использованы термины "расположенный выше по потоку" и "расположенный ниже по потоку", относящиеся к относительному местоположению компонентов на пути движения текучей среды. Например, компонент A расположен выше по потоку от компонента В, если текучая среда перетекает от компонента A к компоненту В. И наоборот, компонент В расположен ниже по потоку от компонента A, если компонент В принимает поток текучей среды от компонента A. Кроме этого, используемые здесь термины "первый", "второй" и "третий" могут использоваться взаимозаменяемо для отличия одного компонента от другого и не определяют структуру, местоположение, функцию или значимость отдельных компонентов.
[0016] Каждый пример представлен путем объяснения предлагаемого изобретения, причем такое объяснение не носит ограничительного характера. В действительности, для специалистов в данной области техники очевидно, что в предлагаемом изобретении могут быть произведены модификации и изменения в пределах объема правовой защиты или существа данного изобретения. Например, признаки, проиллюстрированные или описанные как часть одного варианта изобретения, могут быть использованы в другом варианте изобретения для создания еще одного варианта изобретения. Таким образом, предлагаемое изобретение охватывает такие модификации и изменения, которые подпадают под объем правовой охраны пунктов прилагаемой формулы изобретения и их эквивалентов.
[0017] В различных вариантах предлагаемого изобретения описана система и способ рециркуляции горячего газа, протекающего через газовую турбину. Как правило, система содержит переходной патрубок, имеющий задний конец, и неподвижный сопловой аппарат, имеющий передний конец, по существу прилегающий к заднему концу переходного патрубка. Переходной патрубок и неподвижный сопловой аппарат могут быть установлены в газовой турбине таким образом, что по существу между задним концом переходного патрубка и передним концом неподвижного соплового аппарата может быть определен зазор. Зазор может быть уменьшен, по меньшей мере, частично благодаря выступу, имеющему внутреннюю дугообразную поверхность, отделенную в радиальном направлении от внешней поверхности, и проходящему от переднего конца неподвижного соплового аппарата по направлению к заднему концу переходного патрубка. При этом уплотнение, контактирующее с переходным патрубком и внешней поверхностью выступа, может проходить через зазор. Уплотнение может, по меньшей мере, частично определять полость между внешней поверхностью выступа и задним концом переходного патрубка. Между внутренней дугообразной поверхностью выступа, передним концом неподвижного соплового аппарата и задним концом переходного патрубка может быть определена, по меньшей мере, частично рециркуляционная зона, проходящая по существу в радиальном направлении внутрь от указанной полости. В частных вариантах изобретения переходной патрубок и неподвижный сопловой аппарат могут, по меньшей мере, частично определять проточный тракт для горячего газа, проходящий через часть газовой турбины. Кроме того, зазор и/или рециркуляционная зона могут проточно сообщаться с трактом для горячего газа. Таким образом, при протекании горячего газа через переходной патрубок и через зазор по меньшей мере часть горячего газа может попадать в зазор. При входе горячего газа в зазор он может протекать в рециркуляционную зону, где он может быть направлен от уплотнения с помощью дугообразной поверхности выступа по направлению к части заднего конца переходного патрубка. При протекании горячего газа к заднему концу переходного патрубка направление потока изменяется на противоположное, и горячий газ подается обратно в проточный тракт для горячего газа. Хотя предпочтительные варианты предлагаемого изобретения описаны в целях иллюстрации, в целом в контексте системы рециркуляции горячего газа, протекающего через газовую турбину, специалисты в данной области техники могут легко понять, что варианты предлагаемого изобретения могут относиться к любой турбомашине и не ограничены газовой турбиной, если только это специально не указано в формуле изобретения.
[0018] На фиг.1 изображен схематичный продольный разрез газовой турбины 10, на фиг.2 изображена в разрезе часть газовой турбины, выполненной согласно, по меньшей мере, одному варианту выполнения предлагаемого изобретения, а на фиг.3 приведен увеличенный вид в разрезе части газовой турбины, показанной на фиг.2. Как показано на фиг.1, газовая турбина 10 может содержать компрессор 12, камеру 14 сгорания, проточно сообщающуюся с компрессором 12, турбину 16, расположенную ниже по потоку от камеры 14 сгорания и проточно сообщающуюся с камерой 14 сгорания. Хотя показана только одна камера 14 сгорания, газовая турбина 10 может содержать несколько камер 14 сгорания, проточно сообщающихся с компрессором 12 и с турбиной 16. При эксплуатации рабочая текучая среда 18, например воздух, протекает через компрессор 12 для подачи сжатой рабочей текучей среды в камеру 14 сгорания. Сжатая рабочая текучая среда смешивается с топливом и сжигается внутри камеры 14 сгорания, создавая, таким образом, быстро расширяющийся горячий газ 20. Горячий газ 20 протекает, как правило, по проточному тракту 22 для горячего газа, проходящему через камеру 14 сгорания и турбину 16. При перетекании горячего газа через турбину 16 энергия горячего газа передается на турбинные лопатки, прикрепленные к валу турбины и вызывающие вращение вала турбины и производство механической работы. Произведенная механическая работа может приводить в движение компрессор 12 или другие внешние нагрузки, например генератор (не показан) для производства электроэнергии.
[0019] Как показано на фиг.2 и 3, газовая турбина может содержать систему 30 рециркуляции потока горячего газа 20, протекающего через тракт 22. Как правило, система 30 может содержать переходной патрубок 32, проходящий, по меньшей мере, частично через камеру 14 сгорания. Горячий газ 20, полученный в камере 14 сгорания, показанной на фиг.1, в целом протекает через верхний по потоку конец 34 переходного патрубка 32 и из нижнего по потоку конца 36 переходного патрубка 32, как показано на фиг.2 и 3. Переходной патрубок 32 имеет, как правило, внутреннюю поверхность 38, отделенную в радиальном направлении от внешней поверхности 40. Как показано на фиг.3, нижний по потоку конец 36 имеет расположенную ниже по потоку поверхность 42, проходящую по существу в радиальном направлении между внутренней поверхностью 38 и внешней поверхностью 40 и которая проходит по существу по окружности вокруг нижнего по потоку конца 36. Расположенная ниже по потоку поверхность 42 может иметь, по меньшей мере, частично плоскую и/или, по меньшей мере, частично дугообразную форму. Как показано на фиг.2 и 3, в частных вариантах изобретения нижний по потоку конец 36 может содержать опорную раму 44. Опорная рама 44 может, по меньшей мере, частично по окружности окружать нижний по потоку конец 36, как показано на фиг.3. Опорная рама 44 может быть приварена к нижнему по потоку концу 36 или может быть отлита в виде единой детали с переходным патрубком 32.
[0020] В частных вариантах изобретения расположенная ниже по потоку поверхность 42 может быть, по меньшей мере, частично определена, по меньшей мере, частью опорной рамы 44. Переходной патрубок 32 и/или опорная рама 44 могут быть изготовлены из любого материала, выполненного с возможностью выдерживать высокие температуры, возникающие в результате протекания горячего газа через переходной патрубок 32. В частных вариантах изобретения нижний по потоку конец 36 может иметь один или более продувочный канал 46, который проходит через указанный конец. Например, один или более продувочный канал 46 может проходить через часть опорной рамы 44. Как показано на фиг.2 и 3, переходной патрубок 32 может содержать один или более соединительный элемент, например, помимо прочего, пазы, зажимы или болты, для соединения одного или более уплотнения 50 с нижним по потоку концом 36 переходного патрубка 32. В частных вариантах изобретения по меньшей мере часть нижнего по потоку конца 36, например, помимо прочего, опорная рама 44 и/или расположенная ниже по потоку поверхность 42, может быть покрыта термостойким материалом, например, помимо прочего, иметь теплозащитное покрытие. Переходной патрубок 32 может быть установлен на корпусе камеры сгорания (не показан) или на любой по существу статичной конструкции газовой турбины 10.
[0021] Как показано на фиг.2 и 3, неподвижный сопловой аппарат 52 может быть расположен по существу ниже по потоку от нижнего по потоку конца 36 переходного патрубка 32. Как показано на фиг.2, неподвижный сопловой аппарат 52 может иметь внутреннюю платформу 54, отделенную в радиальном направлении от внешней платформы 56. Между внутренней и внешней платформами 54, 56 может проходить один или более аэродинамический элемент 58. Как показано на фиг.2 и 3, неподвижный сопловой аппарат 52 может также иметь по меньшей мере одну входную кромочную поверхность 60, расположенную на переднем конце 62 внутренней платформы 54 и/или внешней платформы 56. Поверхность 60 может быть по существу плоской и/или дугообразной и может проходить, по меньшей мере, частично в радиальном направлении и по окружности через передний конец 62 внутренней платформы 54 и/или внешней платформы 56. Как показано на фиг.3, неподвижный сопловой аппарат 52 может также содержать один или более канал для подачи вытесняющей среды и/или охлаждающей среды через неподвижный сопловой аппарат 52. В частных вариантах изобретения поверхность 60 может содержать один или более продувочный канал 66, проходящий через поверхность 60. Тракт 22 для горячего газа может быть, по меньшей мере, частично определен неподвижным сопловым аппаратом 52 и переходным патрубком 32. Таким образом, горячий газ 20 может протекать через переходной патрубок 32 и через неподвижный сопловой аппарат 52 при поступлении горячего газа в турбину 16.
[0022] Между расположенной ниже по потоку поверхностью 42 переходного патрубка 32 и поверхностью 60 неподвижного соплового аппарата может быть определен, по меньшей мере, частично зазор 68. Зазор может быть по существу осевым относительно осевой линии 70, которая проходит через тракт 22. Зазор 68 в целом обеспечивает достаточное разделение между расположенной ниже по потоку поверхностью 42 переходного патрубка 32 и поверхностью 60 неподвижного соплового аппарата 52 таким образом, что при эксплуатации газовой турбины 10 контакт между поверхностями 42, 60 маловероятен. В частных вариантах изобретения зазор 68 может быть достаточно большим, чтобы обеспечивать возможность проточного сообщения между трактом 22 и зазором 68. При циклическом прохождении газовой турбиной 10 через различные эксплуатационные условия зазор 68 может уменьшаться или увеличиваться.
[0023] В частных вариантах изобретения, как показано на фиг.2 и 3, выступ 72 может проходить по существу от поверхности 60 неподвижного соплового аппарата 52 по направлению к расположенной ниже по потоку поверхности 42 переходного патрубка 32. Таким образом, выступ 72 уменьшает, по меньшей мере, частично зазор 68 между расположенной ниже по потоку поверхностью 42 переходного патрубка 32 и поверхностью 60 неподвижного соплового аппарата 52. Как показано на фиг.3, выступ 72 по существу имеет внутреннюю дугообразную поверхность 74. Внутренняя дугообразная поверхность 74 может проходить от поверхности 60 неподвижного соплового аппарата 52 к дистальному концу 76 выступа 72. Дистальный конец 76 может иметь любую форму. Например, помимо прочего, дистальный конец 76 может быть по существу плоским, дугообразным, выполнен в виде паза или канавки. Внутренняя дугообразная поверхность 74 выполнена по существу искривленной в радиальном направлении наружу относительно осевой линии 70 тракта 22. Внутренняя дугообразная поверхность 74 может иметь любой радиус, способствующий протеканию текучей среды, например, помимо прочего, горячего газа, по внутренней поверхности 74 по направлению к расположенной ниже по потоку поверхности 42 переходного патрубка 32.
[0024] Один или более продувочный канал 78 может проходить через, по меньшей мере, часть выступа 72. Между поверхностью 60 неподвижного соплового аппарата 52, внутренней дугообразной поверхностью 74 выступа 72 и расположенной ниже по потоку поверхностью 42 переходного патрубка 32 может быть ограничена, по меньшей мере, частично вторая полость, называемая также в данном документе «рециркуляционной зоной 80». Рециркуляционная зона 80 может проточно сообщаться с трактом 22. Таким образом, любая текучая среда, например, помимо прочего, горячий газ, которая может протекать в рециркуляционную зону, может быть направлена от уплотнения 50 и обратно в тракт 22. Выступ 72 имеет также внешнюю поверхность 82, отделенную по существу в радиальном направлении от внутренней дугообразной поверхности 74. Внешняя поверхность 82 обычно проходит от дистального конца 76 выступа 72 к поверхности 60 неподвижного соплового аппарата 52. Внешняя поверхность 82 может быть, по меньшей мере, частично дугообразной и/или, по меньшей мере, частично плоской.
[0025] В частных вариантах изобретения по меньшей мере часть поверхности 60 неподвижного соплового аппарата 52 и/или выступа 72 может содержать термостойкий материал 83, например, помимо прочего, теплозащитное покрытие. Неподвижный сопловой аппарат 52 может быть установлен на корпусе турбины (не показан) или на любой по существу статичной конструкции газовой турбины 10. В отдельных конструкциях газовой турбины переходной патрубок 32 и неподвижный сопловой аппарат 54 могут быть установлены на одной по существу статичной конструкции или, в других конфигурациях, на разных статичных конструкциях. Каждая статичная конструкция может иметь различные характеристики теплового расширения. В результате при циклическом прохождении газовой турбиной через различные эксплуатационные условия зазор 68 может уменьшаться или увеличиваться.
[0026] Уплотнение 50 обычно проходит через зазор 68 между переходным патрубком 32 и неподвижным сопловым аппаратом 52. Уплотнение 50 может представлять собой уплотнение любого типа, выполненное с возможностью выдерживать тепловые напряжения, создаваемые горячим газом 20, протекающим по тракту 22. Уплотнение 50 может быть соединено с нижним по потоку концом 36 переходного патрубка 32 и может проходить через зазор 68 к поверхности 60. В качестве альтернативы уплотнение 50 может быть соединено с поверхностью 60 и может проходить через зазор 68 к нижнему по потоку концу 36 переходного патрубка 32. Уплотнение 50 может быть оснащено пружиной для усиления и/или поддержания контакта между уплотнением 50 и переходным патрубком 32 и/или неподвижным сопловым аппаратом 52. В частных вариантах изобретения уплотнение проходит через зазор 68 от нижнего по потоку конца 36 переходного патрубка 32 и контактирует с поверхностью 60 в точке, отстоящей по существу в радиальном направлении наружу от внешней поверхности 82 выступа 72. В этой конфигурации уплотнение 50 может не контактировать с внешней поверхностью 82 выступа 72. Таким образом, меньшее количество горячего газа 20, протекающего через рециркуляционную зону, может достигнуть уплотнения 50, снижая, таким образом, тепловые напряжения в уплотнении 50. Кроме того, уплотнение 50, наружная поверхность 82 выступа 72 и расположенная ниже по потоку поверхность 42 переходного патрубка 32 могут, по меньшей мере, частично определять продуваемую полость 84, которая проточно сообщается с рециркуляционной зоной 80. В частных вариантах изобретения уплотнение 50 может иметь один или более продувочный канал 86, проходящий через уплотнение 50. Один или более продувочный канал 86 может обеспечить возможность протекания текучей среды через уплотнение в продуваемую полость 84.
[0027] Как показано на фиг.3, в частных вариантах предлагаемого изобретения горячий газ 20 может протекать через переходной патрубок 32, через зазор 68 и по неподвижному сопловому аппарату 52. При протекании горячего газа 20 через зазор 68 часть горячего газа 20 может затягиваться в зазор 68. При входе горячего газа 20 в зазор 68 он может быть направлен в рециркуляционную зону 80 с помощью поверхности 60 неподвижного соплового аппарата 52. При входе горячего газа 20 в рециркуляционную зону 80 внутренняя дугообразная поверхность 74 выступа 72 направляет горячий газ 16 от уплотнения 50 по направлению к расположенной ниже по потоку поверхности 42 переходного патрубка 32, снижая, таким образом, тепловые напряжения в уплотнении 50. Расположенная ниже по потоку поверхность 42 переходного патрубка 32 может перенаправлять горячий газ 20 обратно в тракт 22, где рециркулируемый горячий газ 20 может смешиваться с оставшимся горячим газом 20, протекающим по тракту 22, снижая, таким образом, тепловые напряжения в уплотнении 50 и/или увеличивая, по меньшей мере, частично эффективность газовой турбины 10. В дополнение или в качестве альтернативы теплостойкое покрытие 83 может защищать поверхность 60 неподвижного соплового аппарата 52, выступ 72 и/или расположенную ниже по потоку поверхность 42 переходного патрубка 32.
[0028] В других вариантах изобретения система 30 может содержать источник 88 вытесняющей среды. Например, помимо прочего, источник 88 подачи вытесняющей среды может представлять собой компрессор 12 и/или внешний источник вытесняющей среды (не показан), например паропровод. Источник 88 вытесняющей среды может подавать вытесняющую среду 90, например, помимо прочего, сжатый воздух или пар, в зазор 68. В частных вариантах изобретения вытесняющая среда 90 может протекать в продуваемую полость 84 между уплотнением 50 и внешней поверхностью 82 выступа 72. Таким образом, вытесняющая среда 90 может обеспечивать охлаждение одного или более из следующих элементов: уплотнения 50, выступа 72, поверхности 60 неподвижного соплового аппарата 52 или расположенной ниже по потоку поверхности 42 переходного патрубка 32. Кроме того, вытесняющая среда 90 может протекать между дистальным концом 76 выступа 72 и расположенной ниже по потоку поверхностью 42 переходного патрубка 32 в рециркуляционную зону 80. В результате вытесняющая среда 90 может уменьшать и/или предотвращать протечку горячего газа 20 из рециркуляционной зоны 80 в продуваемую полость 84. В результате вытесняющая среда 90 может обеспечить в рециркуляционной зоне 80 движущую силу для пропускания горячего газа 20 через рециркуляционную зону 80 и обратно в тракт 22. В дополнение или в качестве альтернативы вытесняющая среда 90 может протекать в продуваемую полость 84 и/или рециркуляционную зону 80 через один или более продувочный канал 46 нижнего по потоку конца переходного патрубка 32, охлаждая, таким образом, по меньшей мере, частично переходной патрубок 32 и/или обеспечивая движущую силу для пропускания горячего газа 20 через рециркуляционную зону 80. В дополнение или в качестве альтернативы вытесняющая среда 90 может протекать через один или более продувочный канал 66 неподвижного соплового аппарата 52 и/или один или более продувочный канал 78 выступа, охлаждая, таким образом, по меньшей мере, частично поверхность 60 и/или выступ 72 и/или обеспечивая в рециркуляционной зоне 80 движущую силу для рециркуляции горячего газа 20 через рециркуляционную зону 80 в тракт 22.
[0029] Хотя система 30 проиллюстрирована и в целом описана между внешней платформой 56 неподвижного соплового аппарата 52 и расположенной ниже по потоку поверхностью 42 переходного патрубка 32, для специалистов в данной области техники очевидно, что система 10 может быть размещена с той же целью и результатами между поверхностью 60 внутренней платформы 52 неподвижного соплового аппарата 52 и расположенной ниже по потоку поверхностью 42 переходного патрубка 32. Кроме того, хотя система 10 описана и проиллюстрирована с одним переходным патрубком 32 и одним неподвижным сопловым аппаратом 52, система 10 может использоваться, с той же целью и результатами, на нескольких переходных патрубках и нескольких неподвижных сопловых аппаратах в газовой турбине 10.
[0030] Система 10, показанная и описанная относительно фиг.1 и 3, может также обеспечить способ рециркуляции потока горячего газа 20, протекающего в зазор 68 между поверхностью 60 неподвижного соплового аппарата 52 и расположенной ниже по потоку поверхностью 42 переходного патрубка 32. Данный способ в целом включает этапы прохождения горячего газа 20 через переходной патрубок 32, прохождения части горячего газа 20 в зазор 68. Указанный способ дополнительно включает направление части горячего газа 20 вдоль внутренней дугообразной поверхности 74 выступа 72 неподвижного соплового аппарата 52 по направлению к расположенной ниже по потоку поверхности 42 переходного патрубка 32, прохождение указанной части горячего газа 20 через, по меньшей мере, часть расположенной ниже по потоку поверхности 42 переходного патрубка 32, направление указанной части горячего газа 20 от расположенной ниже по потоку поверхности 42 переходного патрубка 32 и подачу этой части горячего газа 20 в тракт 22. В других вариантах изобретения указанный способ может также включать подачу вытесняющей среды 90 в зазор 68.
[0031] В различных вариантах изобретения, показанных и описанных относительно фиг.2 и 3, предусмотрены одно или более коммерческое и/или техническое преимущество по сравнению с предыдущими системами рециркуляции горячего газа 20, протекающего через газовую турбину 10. Например, помимо прочего, рециркуляционная зона 80, определенная поверхностью 60 неподвижного соплового аппарата 32, внутренней дугообразной поверхностью 74 выступа 72 и расположенной ниже по потоку поверхностью 42 переходного патрубка 32, обеспечивает проточный канал для горячего газа 20, который может попадать в зазор 68 между расположенной ниже по потоку поверхностью 42 переходного патрубка 32 и поверхностью 60 неподвижного соплового аппарата 52, снижая, таким образом, тепловые напряжения в уплотнении 50 и/или уменьшая объем вытесняющей среды 90, требуемый для продувки зазора 68 для вытеснения потенциально вредоносного горячего газа 20. В дополнение или в качестве альтернативы уменьшение количества вытесняющей среды 90, протекающей в тракт 22, может позволить операторам поддерживать выбросы в желательных пределах без снижения эффективности газовой турбины.
[0032] В данном письменном описании используются примеры для раскрытия изобретения, включая наилучший метод, а также для того, чтобы дать возможность любому специалисту в данной области техники практически использовать изобретение, включая изготовление и использование любых устройств или систем и реализацию любых включенных способов. Патентоспособный объем изобретения определен в пунктах формулы изобретения и может содержать другие примеры, которые приходят на ум специалистам в данной области техники. Подобные другие примеры находятся в пределах объема формулы изобретения, если у них есть структурные элементы, которые не отличаются от предложенных в формуле изобретения, или если они включают эквивалентные структурные элементы с несущественными отличиями от предложенных в формуле изобретения.

Claims (38)

1. Система рециркуляции потока горячего газа, протекающего через газовую турбину, содержащая:
a) переходной патрубок, имеющий расположенную ниже по потоку поверхность,
b) неподвижный сопловой аппарат, имеющий входную кромочную поверхность, смежную с указанной расположенной ниже по потоку поверхностью переходного патрубка,
c) зазор, образованный между указанной расположенной ниже по потоку поверхностью переходного патрубка и указанной входной кромочной поверхностью неподвижного соплового аппарата,
d) выступ, который имеет внутреннюю дугообразную поверхность, отделенную в радиальном направлении от внешней поверхности, и проходит от указанной входной кромочной поверхности неподвижного соплового аппарата по направлению к указанной расположенной ниже по потоку поверхности переходного патрубка, причем указанный выступ, по меньшей мере, частично уменьшает указанный зазор,
e) уплотнение, проходящее через указанный зазор и контактирующее с переходным патрубком и входной кромочной поверхностью неподвижного соплового аппарата,
f) рециркуляционную зону, ограниченную, по меньшей мере, частично между указанной внутренней дугообразной поверхностью выступа, указанной входной кромочной поверхностью неподвижного соплового аппарата и указанной расположенной ниже по потоку поверхностью переходного патрубка.
2. Система по п.1, в которой по меньшей мере часть указанной расположенной ниже по потоку поверхности переходного патрубка покрыта термостойким материалом.
3. Система по п.1, в которой по меньшей мере часть указанного выступа покрыта термостойким материалом.
4. Система по п.1, в которой по меньшей мере часть указанной входной кромочной поверхности неподвижного соплового аппарата покрыта термостойким материалом.
5. Система по п.1, дополнительно содержащая источник вытесняющей среды, обеспечивающий подачу вытесняющей среды и проточно сообщающийся с указанным зазором.
6. Система по п.5, в которой уплотнение содержит один или более каналов, проходящих через указанное уплотнение и обеспечивающих проточное сообщение между источником вытесняющей среды и зазором.
7. Система по п.5, в которой источник вытесняющей среды обеспечивает подачу вытесняющей среды между указанным уплотнением и входной кромочной поверхностью неподвижного соплового аппарата в указанный зазор.
8. Система по п.5, дополнительно содержащая один или более продувочных каналов, проходящих через указанную входную кромочную поверхность неподвижного соплового аппарата и обеспечивающих проточное сообщение между источником вытесняющей среды и указанным зазором.
9. Система по п.5, дополнительно содержащая один или более продувочных каналов, проходящих, по меньшей мере, частично через указанную расположенную ниже по потоку поверхность переходного патрубка и обеспечивающих проточное сообщение между источником вытесняющей среды и указанным зазором.
10. Газовая турбина, содержащая:
a) камеру сгорания, имеющую переходной патрубок, имеющий расположенную ниже по потоку поверхность и, по меньшей мере, частично ограничивающий проточный тракт для горячего газа в газовой турбине,
b) неподвижный сопловой аппарат, имеющий входную кромочную поверхность, смежную с указанной расположенной ниже по потоку поверхностью переходного патрубка, и, по меньшей мере, частично ограничивающий указанный проточный тракт для горячего газа в газовой турбине,
c) зазор, образованный между указанной расположенной ниже по потоку поверхностью переходного патрубка и указанной входной кромочной поверхностью неподвижного соплового аппарата и проточно сообщающийся с указанным проточным трактом для горячего газа,
d) выступ, имеющий внутреннюю дугообразную поверхность, отделенную в радиальном направлении от внешней поверхности, и проходящий от указанной входной кромочной поверхности неподвижного соплового аппарата к указанной расположенной ниже по потоку поверхности переходного патрубка, причем указанный выступ, по меньшей мере, частично уменьшает указанный зазор,
e) уплотнение, проходящее через указанный зазор и контактирующее с переходным патрубком и входной кромочной поверхностью неподвижного соплового аппарата,
f) рециркуляционную зону, ограниченную, по меньшей мере, частично между внутренней дугообразной поверхностью выступа, входной кромочной поверхностью неподвижного соплового аппарата и расположенной ниже по потоку поверхностью переходного патрубка, причем указанная вторая полость проточно сообщается с проточным трактом для горячего газа.
11. Газовая турбина по п.10, в которой по меньшей мере часть расположенной ниже по потоку поверхности переходного патрубка покрыта термостойким материалом.
12. Газовая турбина по п.10, в которой по меньшей мере часть указанного выступа покрыта термостойким материалом.
13. Газовая турбина по п.10, в которой по меньшей мере часть входной кромочной поверхности неподвижного соплового аппарата покрыта термостойким материалом.
14. Газовая турбина по п.10, дополнительно содержащая источник вытесняющей среды, предназначенный для подачи вытесняющей среды в газовую турбину и проточно сообщающийся с указанным зазором.
15. Газовая турбина по п.14, в которой указанное уплотнение содержит один или более продувочных каналов, проходящих через указанное уплотнение, причем указанный источник вытесняющей среды обеспечивает подачу вытесняющей среды через указанный один или более продувочных каналов в указанный зазор.
16. Газовая турбина по п.14, в которой указанный источник вытесняющей среды обеспечивает подачу вытесняющей среды между указанным уплотнением и входной кромочной поверхностью неподвижного соплового аппарата в указанный зазор.
17. Газовая турбина по п.14, дополнительно содержащая один или более продувочных каналов, проходящих, по меньшей мере, частично через указанную входную кромочную поверхность неподвижного соплового аппарата и/или указанный выступ, причем источник вытесняющей среды подает вытесняющую среду через указанный один или более продувочных каналов в указанный зазор.
18. Газовая турбина по п.14, дополнительно содержащая один или более продувочных каналов, проходящих через указанную расположенную ниже по потоку поверхность переходного патрубка, причем источник вытесняющей среды подает вытесняющую среду через указанный один или более продувочных каналов в указанный зазор.
19. Способ рециркуляции потока горячего газа, протекающего в зазор, образованный между переходным патрубком, имеющим расположенную ниже по потоку поверхность, и неподвижным сопловым аппаратом, имеющим входную кромочную поверхность, причем указанная входная кромочная поверхность неподвижного соплового аппарата имеет выступ, который имеет внутреннюю дугообразную поверхность, отделенную в радиальном направлении от внешней поверхности, и проходит от указанной входной кромочной поверхности неподвижного соплового аппарата по направлению к нижнему по потоку концу переходного патрубка, а указанный переходной патрубок и неподвижный сопловой аппарат ограничивают, по меньшей мере, частично проточный тракт для горячего газа, причем указанный способ включает:
a) обеспечение пропускания горячего газа через переходной патрубок,
b) обеспечение пропускания части горячего газа в указанный зазор,
c) направление указанной части горячего газа вдоль внутренней дугообразной поверхности выступа неподвижного соплового аппарата по направлению к указанной расположенной ниже по потоку поверхности переходного патрубка,
d) обеспечение пропускания указанной части горячего газа через по меньшей мере часть указанной расположенной ниже по потоку поверхности переходного патрубка,
e) направление указанной части горячего газа от указанной расположенной ниже по потоку поверхности переходного патрубка,
f) обеспечение пропускания указанной части горячего газа в указанный проточный тракт для горячего газа.
20. Способ по п.19, в котором дополнительно подают вытесняющую среду в указанный зазор.
RU2013112113A 2012-03-20 2013-03-19 Система и способ рециркуляции горячего газа, протекающего через газовую турбину, и газовая турбина RU2610373C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/424,414 2012-03-20
US13/424,414 US9243508B2 (en) 2012-03-20 2012-03-20 System and method for recirculating a hot gas flowing through a gas turbine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013112113A RU2013112113A (ru) 2014-09-27
RU2610373C2 true RU2610373C2 (ru) 2017-02-09

Family

ID=47913021

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013112113A RU2610373C2 (ru) 2012-03-20 2013-03-19 Система и способ рециркуляции горячего газа, протекающего через газовую турбину, и газовая турбина

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9243508B2 (ru)
EP (1) EP2642078B1 (ru)
JP (1) JP6200170B2 (ru)
CN (1) CN103321688B (ru)
RU (1) RU2610373C2 (ru)

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10362924B2 (en) * 2013-11-12 2019-07-30 Samsung Electronics Co., Ltd. Jet unit, jet nozzle and manufacturing method thereof, and dish washing machine having the same
KR102091523B1 (ko) 2013-11-12 2020-03-19 삼성전자주식회사 분사유닛, 분사노즐과 그 제조방법 및 이를 갖는 식기세척기
US20160131041A1 (en) * 2014-11-06 2016-05-12 General Electric Company Turbomachine including a tranistion piece to turbine portion variable purge flow seal member
US20160245104A1 (en) * 2015-02-19 2016-08-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine and turbine configurations
BE1023233B1 (fr) * 2015-07-01 2017-01-05 Safran Aero Boosters S.A. Tambour perfore de compresseur de turbomachine axiale
DE102016104957A1 (de) * 2016-03-17 2017-09-21 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Kühleinrichtung zur Kühlung von Plattformen eines Leitschaufelkranzes einer Gasturbine
JP6650849B2 (ja) * 2016-08-25 2020-02-19 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン
DE102016116222A1 (de) * 2016-08-31 2018-03-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbine
US10830142B2 (en) * 2016-10-10 2020-11-10 General Electric Company Combustor aft frame cooling
CN107143385B (zh) * 2017-06-26 2019-02-15 中国科学院工程热物理研究所 一种燃气涡轮导向器前缘安装边结构及具有其的燃气轮机
US11149692B2 (en) 2018-06-12 2021-10-19 General Electric Company Deflection mitigation structure for combustion system
FR3107311B1 (fr) * 2020-02-14 2024-01-12 Safran Aircraft Engines Ensemble pour une turbomachine
FR3108671B1 (fr) * 2020-03-24 2022-06-10 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau et de distributeur de turbine de turbomachine
JP7175298B2 (ja) * 2020-07-27 2022-11-18 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
US11598266B2 (en) * 2020-12-21 2023-03-07 General Electric Company Liquid fuel steam purge system and method for gas turbine engine

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4821522A (en) * 1987-07-02 1989-04-18 United Technologies Corporation Sealing and cooling arrangement for combustor vane interface
US5470198A (en) * 1993-03-11 1995-11-28 Rolls-Royce Plc Sealing structures for gas turbine engines
RU2132988C1 (ru) * 1997-07-09 1999-07-10 Скворцов Дмитрий Семенович Уплотнение цилиндроплунжерной пары
US6554566B1 (en) * 2001-10-26 2003-04-29 General Electric Company Turbine shroud cooling hole diffusers and related method
US20050123389A1 (en) * 2003-12-04 2005-06-09 Honeywell International Inc. Gas turbine cooled shroud assembly with hot gas ingestion suppression
RU2403418C2 (ru) * 2008-05-27 2010-11-10 Закрытое акционерное общество "Уральский турбинный завод" Уплотнение статора турбины

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2193999B (en) 1986-08-12 1990-08-29 Rolls Royce Plc Gas turbine engine with variable bypass means
US4742961A (en) 1987-05-04 1988-05-10 United Technologies Corporation Exhaust gas nozzle including a cooling air diverter
US5211533A (en) 1991-10-30 1993-05-18 General Electric Company Flow diverter for turbomachinery seals
US5265412A (en) 1992-07-28 1993-11-30 General Electric Company Self-accommodating brush seal for gas turbine combustor
GB9305010D0 (en) * 1993-03-11 1993-04-28 Rolls Royce Plc A cooled turbine nozzle assembly and a method of calculating the diameters of cooling holes for use in such an assembly
US5414999A (en) 1993-11-05 1995-05-16 General Electric Company Integral aft frame mount for a gas turbine combustor transition piece
US5816042A (en) 1996-12-27 1998-10-06 United Technologies Corporation Flow diverter system for multiple streams for gas turbine engines
JP2003526039A (ja) * 1999-03-19 2003-09-02 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 内部冷却式ガスタービン翼付きのガスタービンロータ
US6412268B1 (en) 2000-04-06 2002-07-02 General Electric Company Cooling air recycling for gas turbine transition duct end frame and related method
US6450762B1 (en) 2001-01-31 2002-09-17 General Electric Company Integral aft seal for turbine applications
US6481959B1 (en) 2001-04-26 2002-11-19 Honeywell International, Inc. Gas turbine disk cavity ingestion inhibitor
US6720088B2 (en) * 2002-02-05 2004-04-13 General Electric Company Materials for protection of substrates at high temperature, articles made therefrom, and method for protecting substrates
US7086232B2 (en) * 2002-04-29 2006-08-08 General Electric Company Multihole patch for combustor liner of a gas turbine engine
JP4381276B2 (ja) * 2004-10-08 2009-12-09 三菱重工業株式会社 ガスタービン
US7246996B2 (en) * 2005-01-04 2007-07-24 General Electric Company Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances
US20100225902A1 (en) 2006-09-14 2010-09-09 General Electric Company Methods and apparatus for robotically inspecting gas turbine combustion components
US20080166233A1 (en) 2007-01-09 2008-07-10 General Electric Company Turbine component with repaired seal land and related method
JP4545158B2 (ja) * 2007-01-31 2010-09-15 三菱重工業株式会社 燃焼器尾筒の冷却構造
US20090115141A1 (en) 2007-11-07 2009-05-07 General Electric Company Stage one nozzle to transition piece seal
US20090324387A1 (en) 2008-06-30 2009-12-31 General Electric Company Aft frame with oval-shaped cooling slots and related method
FR2937098B1 (fr) * 2008-10-15 2015-11-20 Snecma Etancheite entre une chambre de combustion et un distributeur de turbine dans une turbomachine
JP5404187B2 (ja) * 2009-05-29 2014-01-29 三菱重工業株式会社 端壁部材及びガスタービン
US8707705B2 (en) 2009-09-03 2014-04-29 General Electric Company Impingement cooled transition piece aft frame
CH703105A1 (de) * 2010-05-05 2011-11-15 Alstom Technology Ltd Gasturbine mit einer sekundärbrennkammer.

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4821522A (en) * 1987-07-02 1989-04-18 United Technologies Corporation Sealing and cooling arrangement for combustor vane interface
US5470198A (en) * 1993-03-11 1995-11-28 Rolls-Royce Plc Sealing structures for gas turbine engines
RU2132988C1 (ru) * 1997-07-09 1999-07-10 Скворцов Дмитрий Семенович Уплотнение цилиндроплунжерной пары
US6554566B1 (en) * 2001-10-26 2003-04-29 General Electric Company Turbine shroud cooling hole diffusers and related method
US20050123389A1 (en) * 2003-12-04 2005-06-09 Honeywell International Inc. Gas turbine cooled shroud assembly with hot gas ingestion suppression
RU2403418C2 (ru) * 2008-05-27 2010-11-10 Закрытое акционерное общество "Уральский турбинный завод" Уплотнение статора турбины

Also Published As

Publication number Publication date
US9243508B2 (en) 2016-01-26
EP2642078A3 (en) 2013-12-11
JP6200170B2 (ja) 2017-09-20
EP2642078B1 (en) 2016-01-20
RU2013112113A (ru) 2014-09-27
CN103321688A (zh) 2013-09-25
US20130247580A1 (en) 2013-09-26
JP2013194734A (ja) 2013-09-30
CN103321688B (zh) 2016-03-02
EP2642078A2 (en) 2013-09-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2610373C2 (ru) Система и способ рециркуляции горячего газа, протекающего через газовую турбину, и газовая турбина
EP3214373B1 (en) Bundled tube fuel nozzle with internal cooling
RU2462600C2 (ru) Устройство турбины и способ охлаждения бандажа, расположенного у кромки лопатки турбины
JP6189455B2 (ja) ガスタービンアセンブリの排気セクションのためのパージおよび冷却空気
JP6669424B2 (ja) 移行ノズルを冷却する方法及びシステム
JP6602094B2 (ja) 燃焼器キャップ組立体
JP6188127B2 (ja) タービンシステム内での後期噴射を備えたトランジッションダクト
US10041675B2 (en) Multiple ventilated rails for sealing of combustor heat shields
JP2017096618A (ja) 液体燃料機能を備えた集束管燃料ノズル組立体
JP6186133B2 (ja) タービンシステムの移行ダクト用の重畳シール
JP2014181701A (ja) ガスタービン燃焼器の燃焼モジュールのための流れスリーブ組立体
KR101926289B1 (ko) 배기 장치 및 가스 터빈
JP2014181894A (ja) ガスタービンの燃焼モジュール用フロースリーブ
JP2015086872A (ja) ガスタービンのセグメント間隙の冷却用および／またはパージ用の微細チャネル排出装置
US20100232947A1 (en) Impingement cooling arrangement for a gas turbine engine
JP2014009937A (ja) ガスタービン用移行ダクト
US20120031099A1 (en) Combustor assembly for use in a turbine engine and methods of assembling same
JP6599167B2 (ja) 燃焼器キャップ組立体
JP6001854B2 (ja) タービンエンジン用燃焼器組立体及びその組み立て方法
US10641174B2 (en) Rotor shaft cooling
US20170343216A1 (en) Fuel Nozzle Assembly with Tube Damping
EP3933268B1 (en) Assembly for a turbomachine comprising a combustor, an outer casing and a high pressure plenum
US11702991B2 (en) Turbomachine sealing arrangement having a heat shield
JP2013181744A (ja) タービンエンジンで使用するための燃料ノズルアセンブリおよびそれを組み立てる方法