RU2014120759A - Газовая турбина - Google Patents
Газовая турбина Download PDFInfo
- 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
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).
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)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ES2637944T3 (es) * | 2014-06-06 | 2017-10-18 | MTU Aero Engines AG | Disposición de los componentes de una turbina de gas |
| 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 |
| US12094625B2 (en) * | 2019-09-24 | 2024-09-17 | 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 |
| CN114542292B (zh) * | 2022-02-22 | 2024-07-02 | 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)
| 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 |
| JP2003527973A (ja) * | 2000-03-22 | 2003-09-24 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | シール手段の除去方法 |
| 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 |
| EP2242955B1 (de) * | 2008-02-20 | 2018-10-17 | General Electric Technology GmbH | Gasturbine mit ringförmiger brennkammer sowie verfahren zum montieren |
| WO2009103632A1 (de) * | 2008-02-20 | 2009-08-27 | Alstom Technology Ltd | Gasturbine |
| US9080464B2 (en) * | 2008-02-27 | 2015-07-14 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Gas turbine and method of opening chamber of gas turbine |
| 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 |
-
2012
- 2012-10-23 IN IN3773DEN2014 patent/IN2014DN03773A/en unknown
- 2012-10-23 RU RU2014120759/06A patent/RU2597350C2/ru active
- 2012-10-23 CN CN201280052419.0A patent/CN104246373B/zh active Active
- 2012-10-23 KR KR1020147013476A patent/KR101613096B1/ko active IP Right Grant
- 2012-10-23 EP EP12775033.9A patent/EP2852735B1/de active Active
- 2012-10-23 WO PCT/EP2012/070930 patent/WO2013060663A2/de active Application Filing
-
2014
- 2014-04-17 US US14/254,985 patent/US9708920B2/en active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2597350C2 (ru) | 2016-09-10 |
| WO2013060663A3 (de) | 2015-02-26 |
| US20140223921A1 (en) | 2014-08-14 |
| KR20140077978A (ko) | 2014-06-24 |
| CN104246373A (zh) | 2014-12-24 |
| IN2014DN03773A (ru) | 2015-07-10 |
| CN104246373B (zh) | 2016-06-08 |
| US9708920B2 (en) | 2017-07-18 |
| EP2852735B1 (de) | 2016-04-27 |
| KR101613096B1 (ko) | 2016-04-20 |
| WO2013060663A2 (de) | 2013-05-02 |
| EP2852735A2 (de) | 2015-04-01 |
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 | |
| RU2012130351A (ru) | Ступень турбины в турбомашине | |
| 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 | |
| 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 |