ES2536367T3 - Conjunto de cámara de combustión para un motor de turbina de gas - Google Patents

Conjunto de cámara de combustión para un motor de turbina de gas

Info

Publication number
ES2536367T3
ES2536367T3 ES09788722.8T ES09788722T ES2536367T3 ES 2536367 T3 ES2536367 T3 ES 2536367T3 ES 09788722 T ES09788722 T ES 09788722T ES 2536367 T3 ES2536367 T3 ES 2536367T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
combustion chamber
tube
inlet section
transition conduit
jacket
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Active
Application number
ES09788722.8T
Other languages
English (en)
Inventor
Michael H. Koenig
William R. Ryan
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens Energy Inc
Original Assignee
Siemens Energy Inc
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 Siemens Energy Inc filed Critical Siemens Energy Inc
Application granted granted Critical
Publication of ES2536367T3 publication Critical patent/ES2536367T3/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • 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
    • 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
    • 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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • 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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/26—Controlling the air flow
    • 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
    • F23R3/54—Reverse-flow combustion chambers
    • 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
    • F23R2900/00005—Preventing fatigue failures or reducing mechanical stress in gas turbine components
    • 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
    • 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
    • F23R2900/00017—Assembling combustion chamber liners or subparts

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Conjunto (100) de cámara de combustión para un motor de turbina de gas que comprende una carcasa (12) principal, comprendiendo dicho conjunto (100) de cámara de combustión: un dispositivo (30) de cámara de combustión que puede acoplarse a la carcasa (12) principal que comprende: una camisa (34) que tiene partes de entrada (34A) y salida (34B); y un conjunto (38) de quemador colocado adyacente a dicha parte (34A) de entrada de camisa; un conducto (120) de transición que comprende un tubo (120A) que tiene secciones (120B) de entrada y salida, estando encajada dicha sección (120B) de entrada sobre dicha parte (34B) de salida de camisa (34); y un acondicionador (50) de flujo que puede asociarse con dicha carcasa (12) principal y asociado con dicho tubo (120A) del conducto (120) de transición para soportar dicha sección (120B) de entrada del tubo (120A), en el que dicho acondicionador (50) de flujo comprende un manguito (52) perforado que tiene extremos primero (52A) y segundo (52B), pudiendo acoplarse de manera fija dicho primer extremo (52A) a la carcasa (12) principal, y pudiendo moverse dicho segundo extremo (52B) del manguito (52) y dicha sección (120B) de entrada de tubo (120A) del conducto (120) de transición uno en relación con el otro, caracterizado porque dicho acondicionador (50) de flujo comprende además un rodamiento (56) acoplado a dicho segundo extremo (52B) de manguito (52) para enganchar una superficie (121) externa de dicha sección (120B) de entrada de tubo (120A) del conducto (120) de transición.

Description

5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
E09788722
06-05-2015
DESCRIPCIÓN
Conjunto de cámara de combustión para un motor de turbina de gas
Campo de la invención
La presente invención se refiere a un conjunto de cámara de combustión para un motor de turbina de gas. Más particularmente, la invención se refiere a un conjunto de cámara de combustión tal que comprende un dispositivo de cámara de combustión, un conducto de transición y un acondicionador de flujo. Incluso más particularmente, el acondicionador de flujo sirve para dar soporte a una sección de entrada de un tubo del conducto de transición.
Antecedentes de la invención
Un motor de turbina de gas de combustible convencional incluye un compresor, una cámara de combustión, que incluye una pluralidad de conjuntos de cámara de combustión y una turbina. El compresor comprime aire ambiental. Los conjuntos de cámara de combustión comprenden dispositivos de cámara de combustión que combinan el aire comprimido con un combustible y encienden la mezcla creando productos de combustión que definen un gas de trabajo. Los gases de trabajo se conducen a la turbina dentro de una pluralidad de conductos de transición. Dentro de la turbina se encuentran una serie de filas de álabes estacionarios y palas giratorias. Las palas giratorias están acopladas a un árbol y un conjunto de disco. A medida que los gases de trabajo se expanden a través de la turbina, los gases de trabajo hacen que las palas, y por tanto el conjunto de disco, giren.
Cada conducto de transición puede comprender un cuerpo principal generalmente tubular o tubo que tiene una sección de entrada que se encaja sobre una parte de salida de una camisa de un correspondiente dispositivo de cámara de combustión. La parte de salida de camisa puede incluir fijaciones de resorte contorneadas radialmente, véase por ejemplo, la figura 1D en la patente estadounidense n.º 7.377.116, para admitir un movimiento relativo entre la parte de salida de camisa y la sección de entrada de tubo del conducto de transición, que puede producirse durante el funcionamiento del motor de turbina de gas. Además, puede acoplarse una pieza de soporte a una carcasa principal del motor de turbina de gas y a la sección de entrada de tubo del conducto de transición para soportar la sección de entrada de tubo del conducto de transición, véase por ejemplo, la figura 5 en la patente estadounidense n.º 7.197.803.
El documento WO 2007/053323 A2 da a conocer una cámara de combustión de turbina de gas según el preámbulo de la reivindicación 1. Una pluralidad de álabes están fijados a un manguito de flujo radialmente entre el manguito de flujo y una camisa de combustión.
Sumario de la invención
Según la presente invención se proporciona un conjunto de cámara de combustión para un motor de turbina de gas que comprende una carcasa principal, comprendiendo dicho conjunto de cámara de combustión: un dispositivo de cámara de combustión que puede acoplarse a la carcasa principal que comprende: una camisa que tiene partes de entrada y salida; y un conjunto de quemador colocado adyacente a dicha parte de entrada de camisa; un conducto de transición que comprende un tubo que tiene secciones de entrada y salida, estando encajada dicha sección de entrada sobre dicha parte de salida de camisa; y un acondicionador de flujo que puede asociarse con dicha carcasa principal y asociado con dicho tubo del conducto de transición para soportar dicha sección de entrada de tubo, en el que dicho acondicionador de flujo comprende un manguito perforado que tiene extremos primero y segundo, pudiendo acoplarse de manera fija dicho primer extremo a la carcasa principal, y pudiendo moverse dicho segundo extremo de manguito y dicha sección de entrada de tubo del conducto de transición uno en relación con el otro, en el que dicho acondicionador de flujo comprende además un rodamiento acoplado a dicho segundo extremo de manguito para enganchar una superficie externa de dicha sección de entrada de tubo del conducto de transición.
El acondicionador de flujo acondiciona aire comprimido que se mueve hacia el conjunto de quemador para conseguir una distribución de aire más uniforme en el conjunto de quemador.
El acondicionador de flujo proporciona preferiblemente suficiente soporte para la sección de entrada de tubo de manera que no se proporciona una pieza de soporte separada que se extienda entre la carcasa principal y la sección de entrada de tubo.
La parte de salida de camisa puede no comprender fijaciones de resorte contorneadas radialmente.
Puede proporcionarse un anillo flotante en una ranura formada en una superficie interna de la sección de entrada del conducto de transición.
La presente invención también se extiende a un motor de turbina de gas con una carcasa principal y al conjunto de
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
E09788722
06-05-2015
cámara de combustión.
Breve descripción de los dibujos
La figura 1 es una vista lateral, parcialmente en sección transversal, de un conjunto de cámara de combustión construido según una realización de la presente invención;
la figura 2 es una vista en sección transversal ampliada de una parte de una parte de salida de camisa y una sección de entrada de tubo del conducto de transición del conjunto de cámara de combustión ilustrado en la figura 1;
la figura 3 es una vista en sección transversal ampliada de una parte de una parte de salida de camisa y una sección de entrada de tubo del conducto de transición de un conjunto de cámara de combustión construido según una primera realización alternativa de la presente invención;
la figura 4 es una vista en perspectiva en despiece ordenado de piezas interna y externa de una parte de salida de la camisa del conjunto de cámara de combustión ilustrado en la figura 1; y
la figura 5 es una vista en perspectiva del acondicionador de flujo del conjunto de cámara de combustión ilustrado en la figura 1.
Descripción detallada de la invención
En la figura 1 se ilustra una parte de un sistema 10 de combustión can-anular, construido según la presente invención. El sistema 10 de combustión forma parte de un motor de turbina de gas. El motor de turbina de gas comprende además un compresor (no mostrado) y una turbina (no mostrada). El aire entra en el compresor, en el que se comprime hasta una presión elevada y se suministra al sistema 10 de combustión, donde el aire comprimido se mezcla con combustible y se quema para crear productos de combustión calientes que definen un gas de trabajo. Los gases de trabajo se conducen desde el sistema 10 de combustión hasta la turbina. Los gases de trabajo se expanden en la turbina y hacen que las palas acopladas a un árbol y conjunto de disco giren.
El sistema 10 de combustión can-anular comprende una pluralidad de conjuntos 100 de cámara de combustión. Cada conjunto 100 comprende un dispositivo 30 de cámara de combustión, un correspondiente conducto 120 de transición y un acondicionador 50 de flujo. Los conjuntos 100 de cámara de combustión están separados circunferencialmente y acoplados a una carcasa 12 o coraza externa del motor de turbina de gas. Cada conducto 120 de transición recibe productos de combustión desde su correspondiente dispositivo 30 de cámara de combustión y define una trayectoria para que esos productos de combustión fluyan desde el dispositivo 30 de cámara de combustión hasta la turbina.
En la figura 1 sólo se ilustra un único conjunto 100 de cámara de combustión. Cada conjunto 100 que forma parte del sistema 10 de combustión can-anular puede estar construido de la misma manera que el conjunto 100 de cámara de combustión ilustrado en la figura 1. Por tanto, en este caso sólo se comentará en detalle el conjunto 100 de cámara de combustión ilustrado en la figura 1.
El dispositivo 30 de cámara de combustión del conjunto 100 en la realización ilustrada comprende una carcasa 32 de cámara de combustión, mostrada en la figura 1, acoplada a la carcasa 12 externa del motor de turbina de gas. El dispositivo 30 de cámara de combustión comprende además una camisa 34 y un conjunto 38 de quemador, véase la figura 1. La camisa 34 está acoplada a la carcasa 32 de cámara de combustión por medio de elementos 36 de soporte. El conjunto 38 de quemador está acoplado a la carcasa 32 de cámara de combustión y sirve para inyectar combustible en el aire comprimido de manera que se mezcle con el aire comprimido. La mezcla de aire y combustible se quema en la camisa 34 y el correspondiente conducto 120 de transición para crear productos de combustión calientes. En la realización ilustrada, la carcasa 32 de cámara de combustión y la camisa 34 definen una estructura 35 de cámara de combustión. Alternativamente, la estructura de cámara de combustión puede comprender una camisa acoplada directamente a la carcasa 12 externa. En esta realización alternativa, el conjunto de quemador también puede acoplarse directamente a la carcasa 12 externa.
En la realización ilustrada, la camisa 34 comprende una camisa curvilínea cerrada que comprende una parte 34A de entrada, una parte 34B de salida y un cuerpo 34C intermedio generalmente cilíndrico, véase la figura 1. La parte 34B de salida está definida por una pieza 134 de salida interna y una pieza 136 de salida externa, véanse las figuras 1, 2 y 4. La pieza 134 de salida interna está dotada sobre su superficie 134A externa de una pluralidad de pequeñas hendiduras 134B definidas entre rebordes 134C, véase la figura 4. Las hendiduras 134B se extienden en una dirección axial y están separadas entre sí en una dirección circunferencial, véanse las figuras 1 y 4. En la figura 4, la dirección axial está indicada por la flecha A y la dirección circunferencial está indicada por la flecha C. La pieza 136 de salida externa está colocada alrededor de y acoplada de manera fija a la pieza 134 de salida interna, tal como mediante soldadura. La pieza 134 de salida interna es solidaria al cuerpo 34C intermedio. La pieza 136 de salida
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
55 E09788722
06-05-2015
externa comprende una pluralidad de aberturas 136A de refrigeración, aberturas 136A que están separadas entre sí en la dirección circunferencial. Las aberturas 136A comunican con las hendiduras 134B en la pieza 134 de salida interna. El número de aberturas 136A puede ser inferior, igual o superior al número de hendiduras 134B previstas en la pieza 134 de salida interna. Las hendiduras 134B en la pieza 134 de salida interna y las partes 136C de superficie interna adyacentes de la pieza 136 de salida externa definen canales 138 de refrigeración, véase la figura 2. El aire comprimido procedente del compresor pasa al interior de las aberturas 136A y a través de los canales 138 de refrigeración para refrigerar las piezas 134 y 136 de salida interna y externa. La camisa 34 puede estar formada a partir de un material que admite una alta temperatura, tal como Hastelloy-X.
El conducto 120 de transición puede comprender un tubo 120A que tiene una sección 120B de entrada generalmente cilíndrica, una sección 120C de cuerpo principal y una sección de salida generalmente rectangular (no mostrada). Un collarín (no mostrado) está acoplado a la sección de salida de tubo. El tubo 120A y el collarín pueden estar formados a partir de un material que admite alta temperatura tal como Hastelloy-X, Inconel 617 o Haynes 230. La sección 120B de entrada de tubo puede tener un grosor de desde aproximadamente 1,016 cm (0,4 pulgadas) hasta aproximadamente 1,778 cm (0,7 pulgadas). El collarín está adaptado para acoplarse a un segmento de álabe de fila 1 (no mostrado).
La sección 120B de entrada del tubo 120A del conducto de transición está encajada sobre la parte 34B de salida de camisa, véanse las figuras 1 y 2. El diámetro externo de la parte 34B de salida de camisa es preferiblemente igual a
o ligeramente más pequeño que un diámetro interno de la sección 120B de entrada del tubo 120A del conducto de transición de manera que se produce un encaje con deslizamiento entre la sección 120B de entrada de tubo del conducto de transición y la parte 34B de salida de camisa a temperatura ambiente. Puede proporcionarse un material o revestimiento de baja fricción, tal como nitruro de cromo, sobre una o ambas superficies de la parte 34B de salida de camisa y la sección 120B de entrada del tubo 120A del conducto de transición, superficies que están enganchadas entre sí. La parte 34B de salida de camisa puede estar dotada de rendijas que se extienden axialmente (no mostradas) para permitir que la parte 34B de salida de camisa se expanda ligeramente durante el funcionamiento del motor de turbina de gas para entrar en contacto con la sección 120B de entrada de tubo del conducto de transición. Por ejemplo, la pieza 134 de salida interna puede tener rendijas que están separadas circunferencialmente de rendijas previstas en la pieza 136 de salida externa.
En la realización ilustrada en las figuras 1 y 2, no se proporcionan fijaciones de resorte contorneadas en la parte de salida de camisa como se usan comúnmente en dispositivos de cámara de combustión de la técnica anterior. Debido a que no se usan fijaciones de resorte contorneadas en la realización ilustrada en las figuras 1 y 2, se cree que pasa menos aire comprimido frío a través de una superficie 135 de contacto entre la parte 34B de salida de camisa y la sección 120B de entrada del tubo 120A del conducto de transición. Por tanto, se cree que entra menos aire comprimido frío en el tubo 120A del conducto de transición a través de la superficie 135 de contacto, mejorando de ese modo el rendimiento en cuanto a emisiones del motor de turbina de gas.
En la realización ilustrada, el acondicionador 50 de flujo comprende un manguito 52 perforado que tiene extremos 52A y 52B primero y segundo y una pluralidad de aberturas 52C, véanse las figuras 1 y 5. El primer extremo 52A del manguito 52 está acoplado de manera fija, tal como mediante pernos 54, a una embocadura 12A de la carcasa 12 externa. Los pernos 54 pasan a través de aberturas 52D previstas en el primer extremo 52A de manguito, véase la figura 5. En las realizaciones ilustradas en las figuras 1, 2, 3 y 5, una pluralidad de rodamientos 56, cada uno sujeto mediante un soporte 56A de rodamiento, se extiende circunferencialmente alrededor de una superficie interna del segundo extremo 52B de manguito. Tal como se ilustra en las figuras 2 y 3, los rodamientos 56 enganchan una superficie 121 externa de la sección 120B de entrada de tubo del conducto de transición de manera que el segundo extremo 52B de acondicionador de flujo sirve para soportar la sección 120B de entrada de tubo del conducto de transición. El segundo extremo 52B de acondicionador de flujo proporciona suficiente soporte para la sección 120B de entrada de tubo de manera en la realización ilustrada no se requiere ni proporciona una pieza de soporte separada que se extienda entre la carcasa 12 principal y la sección 120B de entrada de tubo. Ha de destacarse además que los rodamientos 56 permiten que el segundo extremo 52B de acondicionador de flujo y la sección 120B de entrada de tubo del conducto de transición se muevan fácilmente uno en relación con el otro, tal como en la dirección axial A, a medida que el segundo extremo 52B de acondicionador de flujo y la sección 120B de entrada de tubo del conducto de transición se expanden y contraen térmicamente durante ciclos de funcionamiento del motor de turbina de gas.
El acondicionador 50 de flujo sirve además para acondicionar el aire comprimido que se mueve a lo largo de las trayectorias, indicadas por las flechas 300 en la figura 1, desde el compresor hacia el conjunto 38 de quemador para conseguir una distribución de aire más uniforme en el conjunto 38 de quemador. Más específicamente, el acondicionador 50 de flujo perforado sirve para provocar una caída en la presión del aire comprimido a medida que pasa a través del acondicionador 50 de flujo. Por tanto, el flujo de aire a través de un hueco G generalmente anular entre la embocadura 12A/carcasa 32 de cámara de combustión y la camisa 34 y al interior de la parte 34A de entrada de camisa se distribuye de manera más uniforme, véase la figura 1.
En una primera realización alternativa ilustrada en la figura 3, en la que se hace referencia a elementos similares
E09788722
06-05-2015
mediante números de referencia similares, la sección 1120B de entrada del tubo 1120A del conducto de transición
está dotada de una ranura o rebaje 1122 que se extiende circunferencialmente dotado de un anillo 1124 flotante. El
anillo 1124 puede estar formado a partir de acero endurecido y sirve para ayudar a sellar una superficie 1126 de
contacto entre la parte 34B de salida de camisa y la sección 1120B de entrada del tubo 1120A del conducto de
5 transición con respecto al aire comprimido frío para evitar o limitar que el aire comprimido frío pase a través de la
superficie 1126 de contacto y entre en el tubo 1120A del conducto de transición. Debido a que el anillo 1124 puede
moverse o flotar dentro del rebaje 1122, puede admitir una pequeña cantidad de desalineación o movimiento relativo
inducido térmicamente en una dirección radial entre la parte 34B de salida de camisa y la sección 1120B de entrada
del tubo 1120A del conducto de transición. La dirección radial está indicada en la figura 3 mediante la flecha R. En 10 esta realización, el diámetro externo de la parte 34B de salida de camisa puede ser ligeramente inferior a un
diámetro interno de la sección 1120B de entrada del tubo 1120A del conducto de transición.

Claims (5)

  1. REIVINDICACIONES
    1. Conjunto (100) de cámara de combustión para un motor de turbina de gas que comprende una carcasa (12) principal, comprendiendo dicho conjunto (100) de cámara de combustión:
    un dispositivo (30) de cámara de combustión que puede acoplarse a la carcasa (12) principal que comprende:
    5 una camisa (34) que tiene partes de entrada (34A) y salida (34B); y
    un conjunto (38) de quemador colocado adyacente a dicha parte (34A) de entrada de camisa;
    un conducto (120) de transición que comprende un tubo (120A) que tiene secciones (120B) de entrada y salida, estando encajada dicha sección (120B) de entrada sobre dicha parte (34B) de salida de camisa (34); y
    un acondicionador (50) de flujo que puede asociarse con dicha carcasa (12) principal y asociado con dicho tubo
    10 (120A) del conducto (120) de transición para soportar dicha sección (120B) de entrada del tubo (120A), en el que dicho acondicionador (50) de flujo comprende un manguito (52) perforado que tiene extremos primero (52A) y segundo (52B), pudiendo acoplarse de manera fija dicho primer extremo (52A) a la carcasa (12) principal, y pudiendo moverse dicho segundo extremo (52B) del manguito (52) y dicha sección (120B) de entrada de tubo (120A) del conducto (120) de transición uno en relación con el otro, caracterizado porque dicho acondicionador (50)
    15 de flujo comprende además un rodamiento (56) acoplado a dicho segundo extremo (52B) de manguito (52) para enganchar una superficie (121) externa de dicha sección (120B) de entrada de tubo (120A) del conducto (120) de transición.
  2. 2. Conjunto (100) de cámara de combustión según la reivindicación 1, en el que dicho acondicionador (50) de flujo proporciona suficiente soporte para dicha sección (120B) de entrada de tubo (120A) de manera que no se
    20 proporciona una pieza de soporte separada que se extienda entre dicha carcasa (12) principal y dicha sección (120B) de entrada de tubo (120A).
  3. 3.
    Conjunto (100) de cámara de combustión según la reivindicación 1, en el que dicha parte (34B) de salida de camisa (34) no comprende fijaciones de resorte contorneadas radialmente.
  4. 4.
    Conjunto (100) de cámara de combustión según la reivindicación 1, que comprende además un anillo (1124)
    25 flotante previsto en una ranura (1122) formada en una superficie interna de dicha sección (120B) de entrada del conducto (120) de transición.
  5. 5. Motor de turbina de gas con una carcasa (12) principal y un conjunto (100) de cámara de combustión según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4.
    6
ES09788722.8T 2008-09-15 2009-02-27 Conjunto de cámara de combustión para un motor de turbina de gas Active ES2536367T3 (es)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US210363 1998-12-11
US12/210,363 US8490400B2 (en) 2008-09-15 2008-09-15 Combustor assembly comprising a combustor device, a transition duct and a flow conditioner
PCT/US2009/001257 WO2010030309A2 (en) 2008-09-15 2009-02-27 Combustor assembly comprising a combustor device, a transition duct and a flow conditioner

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2536367T3 true ES2536367T3 (es) 2015-05-22

Family

ID=40674046

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES09788722.8T Active ES2536367T3 (es) 2008-09-15 2009-02-27 Conjunto de cámara de combustión para un motor de turbina de gas

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8490400B2 (es)
EP (1) EP2331878B1 (es)
ES (1) ES2536367T3 (es)
PL (1) PL2331878T3 (es)
WO (1) WO2010030309A2 (es)

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP5535036B2 (ja) * 2010-11-01 2014-07-02 川崎重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
US8448450B2 (en) * 2011-07-05 2013-05-28 General Electric Company Support assembly for transition duct in turbine system
US8978389B2 (en) * 2011-12-15 2015-03-17 Siemens Energy, Inc. Radial inflow gas turbine engine with advanced transition duct
US9003803B2 (en) * 2012-08-03 2015-04-14 General Electric Company Combustor cap assembly
US20140208756A1 (en) * 2013-01-30 2014-07-31 Alstom Technology Ltd. System For Reducing Combustion Noise And Improving Cooling
US9163837B2 (en) * 2013-02-27 2015-10-20 Siemens Aktiengesellschaft Flow conditioner in a combustor of a gas turbine engine
US9416969B2 (en) 2013-03-14 2016-08-16 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine transition inlet ring adapter
US9303871B2 (en) * 2013-06-26 2016-04-05 Siemens Aktiengesellschaft Combustor assembly including a transition inlet cone in a gas turbine engine
US9759427B2 (en) * 2013-11-01 2017-09-12 General Electric Company Interface assembly for a combustor
EP2927591A1 (de) * 2014-03-31 2015-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Kühlring und Gasturbinenbrenner mit einem solchen Kühlring
US9803864B2 (en) * 2014-06-24 2017-10-31 General Electric Company Turbine air flow conditioner
US10215418B2 (en) * 2014-10-13 2019-02-26 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Sealing device for a gas turbine combustor
US9829199B2 (en) 2014-10-30 2017-11-28 Siemens Energy, Inc. Flange with curved contact surface
WO2016209222A1 (en) * 2015-06-24 2016-12-29 Siemens Aktiengesellschaft Combustor basket cooling ring
EP3144485A1 (en) * 2015-09-16 2017-03-22 Siemens Aktiengesellschaft Turbomachine component with cooling features and a method for manufacturing such a turbomachine component
US10677466B2 (en) 2016-10-13 2020-06-09 General Electric Company Combustor inlet flow conditioner
WO2018080474A1 (en) * 2016-10-26 2018-05-03 Siemens Aktiengesellschaft Liner for a transition duct
RU2761262C2 (ru) * 2017-12-26 2021-12-06 Ансальдо Энергия Свитзерленд Аг Трубчатая камера сгорания для газовой турбины и газовая турбина, содержащая такую трубчатую камеру сгорания
US11359815B2 (en) * 2020-03-10 2022-06-14 General Electric Company Sleeve assemblies and methods of fabricating same

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR962862A (es) 1946-10-26 1950-06-22
US3589128A (en) 1970-02-02 1971-06-29 Avco Corp Cooling arrangement for a reverse flow gas turbine combustor
US3899882A (en) 1974-03-27 1975-08-19 Westinghouse Electric Corp Gas turbine combustor basket cooling
US4192138A (en) 1977-08-29 1980-03-11 Westinghouse Electric Corp. Gas turbine combustor air inlet
CH633347A5 (de) 1978-08-03 1982-11-30 Bbc Brown Boveri & Cie Gasturbine.
JPS55164731A (en) 1979-06-11 1980-12-22 Hitachi Ltd Gas-turbine combustor
JPS5966619A (ja) 1982-10-06 1984-04-16 Hitachi Ltd ガスタ−ビン燃焼器
US4719748A (en) 1985-05-14 1988-01-19 General Electric Company Impingement cooled transition duct
JP3054420B2 (ja) 1989-05-26 2000-06-19 株式会社東芝 ガスタービン燃焼器
US5474306A (en) * 1992-11-19 1995-12-12 General Electric Co. Woven seal and hybrid cloth-brush seals for turbine applications
US5309710A (en) 1992-11-20 1994-05-10 General Electric Company Gas turbine combustor having poppet valves for air distribution control
DE69421896T2 (de) * 1993-12-22 2000-05-31 Siemens Westinghouse Power Corp., Orlando Umleitungsventil für die Brennkammer einer Gasturbine
US5737915A (en) 1996-02-09 1998-04-14 General Electric Co. Tri-passage diffuser for a gas turbine
US5724816A (en) 1996-04-10 1998-03-10 General Electric Company Combustor for a gas turbine with cooling structure
US5758504A (en) 1996-08-05 1998-06-02 Solar Turbines Incorporated Impingement/effusion cooled combustor liner
GB2328011A (en) 1997-08-05 1999-02-10 Europ Gas Turbines Ltd Combustor for gas or liquid fuelled turbine
KR100550689B1 (ko) 1998-02-10 2006-02-08 제너럴 일렉트릭 캄파니 가스 터빈의 연소 시스템용 버너 및 연료와 공기의 예비혼합 방법
US6494044B1 (en) 1999-11-19 2002-12-17 General Electric Company Aerodynamic devices for enhancing sidepanel cooling on an impingement cooled transition duct and related method
JP3478531B2 (ja) 2000-04-21 2003-12-15 川崎重工業株式会社 ガスタービンのセラミック部品支持構造
US6460345B1 (en) 2000-11-14 2002-10-08 General Electric Company Catalytic combustor flow conditioner and method for providing uniform gasvelocity distribution
US6832481B2 (en) 2002-09-26 2004-12-21 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine engine fuel nozzle
US7249461B2 (en) 2003-08-22 2007-07-31 Siemens Power Generation, Inc. Turbine fuel ring assembly
US6923002B2 (en) 2003-08-28 2005-08-02 General Electric Company Combustion liner cap assembly for combustion dynamics reduction
US7284378B2 (en) 2004-06-04 2007-10-23 General Electric Company Methods and apparatus for low emission gas turbine energy generation
US7197803B2 (en) 2003-10-08 2007-04-03 Siemens Power Generation, Inc. Fixture and method for aligning a transition
US7574865B2 (en) 2004-11-18 2009-08-18 Siemens Energy, Inc. Combustor flow sleeve with optimized cooling and airflow distribution
US7377116B2 (en) 2005-04-28 2008-05-27 Siemens Power Generation, Inc. Gas turbine combustor barrier structures for spring clips
US7685823B2 (en) 2005-10-28 2010-03-30 Power Systems Mfg., Llc Airflow distribution to a low emissions combustor
US7805946B2 (en) 2005-12-08 2010-10-05 Siemens Energy, Inc. Combustor flow sleeve attachment system
US7762074B2 (en) 2006-04-04 2010-07-27 Siemens Energy, Inc. Air flow conditioner for a combustor can of a gas turbine engine
US7784264B2 (en) * 2006-08-03 2010-08-31 Siemens Energy, Inc. Slidable spring-loaded transition-to-turbine seal apparatus and heat-shielding system, comprising the seal, at transition/turbine junction of a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
EP2331878A2 (en) 2011-06-15
EP2331878B1 (en) 2015-04-29
WO2010030309A2 (en) 2010-03-18
US20100064693A1 (en) 2010-03-18
PL2331878T3 (pl) 2015-09-30
WO2010030309A3 (en) 2012-04-26
US8490400B2 (en) 2013-07-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2536367T3 (es) Conjunto de cámara de combustión para un motor de turbina de gas
JP6190567B2 (ja) 燃焼器ライナー螺旋状冷却装置
JP5318524B2 (ja) ガスタービンエンジン燃焼器及び燃焼器の燃焼チャンバ内にパージガスを送給するための方法
US8544277B2 (en) Turbulated aft-end liner assembly and cooling method
CN104220705B (zh) 燃气涡轮发动机的径向主动空隙控制
JP5391225B2 (ja) トランジションダクト界面における燃焼器ライナ冷却及びその関連する方法
US8307657B2 (en) Combustor liner cooling system
US20100223931A1 (en) Pattern cooled combustor liner
US9689276B2 (en) Annular ring assembly for shroud cooling
US9366437B2 (en) System for reducing flame holding within a combustor
US10670272B2 (en) Fuel injector guide(s) for a turbine engine combustor
GB2525535A (en) Device for Mounting a Spark Plug in a combustion Engine of a Gas Turbine Engine
ES2432237T3 (es) Disposición de quemador
JP2011141111A (ja) ターボ機械ノズル
KR20050016140A (ko) 재연소기 장치
JP6142092B2 (ja) 炎管終端領域を有する管状燃焼チャンバ及びガスタービン
US20130086915A1 (en) Film cooled combustion liner assembly
US9322555B2 (en) Cap assembly for a bundled tube fuel injector
EP3306199B1 (en) Combustor device for a gas turbine engine and gas turbine engine incorporating said combustor device
KR101965502B1 (ko) 접속 어셈블리 및 이를 포함하는 가스터빈
JP6563312B2 (ja) ガスタービンエンジンの抽気構造