ES2290865T3 - Montaje de camara de combustion de turbina de gas con distribuidor de turbina para alta presion integrado. - Google Patents
Montaje de camara de combustion de turbina de gas con distribuidor de turbina para alta presion integrado. Download PDFInfo
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Abstract
Turbina de gas, que comprende: - una cámara anular de combustión (10) con pared de material compuesto de matriz cerámica, - un distribuidor de turbina para alta presión (20) que tiene una pluralidad de álabes fijos repartidos alrededor de un eje confundido con el de la cámara de combustión, estando el distribuidor de turbina unido mecánicamente a una parte de extremo de aguas abajo de la cámara de combustión para formar un conjunto con esta, - envolventes metálicas interna y externa (30, 40) entre las que está alojado el conjunto formado por la cámara de combustión y el distribuidor de turbina, y - virolas de enlace interna y externa flexibles (50, 60) que unen el conjunto cámara de combustión/distribuidor de turbina respectivamente a las envolventes metálicas interna y externa a fin de soportar dicho conjunto entre las envolventes, caracterizada por que además están previstos medios (35; 25''; 27) de bloqueo de rotación del distribuidor de turbina (20) alrededor de su eje, al menos respectoa una de las envolventes metálicas (30, 40), para evitar que los esfuerzos ejercidos sobre los álabes del distribuidor de turbina por el flujo gaseoso procedente de la cámara (10) sean recogidos por las partes de las virolas de enlace (50, 60) que se extienden entre el conjunto cámara de combustión/distribuidor de turbina y las envolventes metálicas.
Description
Montaje de cámara de combustión de turbina de
gas con distribuidor de turbina para alta presión integrado.
La invención se refiere a las turbinas de gas,
especialmente para motores de avión o turbinas industriales. Más
particularmente, concierne a un montaje de cámara de combustión con
distribuidor de turbina para alta presión integrado.
En una turbina de gas que incluye una cámara
anular de combustión, ya ha sido propuesto montar el distribuidor
de turbina para alta presión (AP), que constituye la etapa de
entrada de la turbina, uniéndolo mecánicamente a una parte de
extremo de aguas abajo de la cámara de combustión (en toda la
solicitud, las expresiones aguas arriba y aguas abajo se utilizan
con referencia a la dirección de circulación del flujo gaseoso en la
cámara y el distribuidor). En tal caso, el conjunto formado por la
cámara de combustión y el distribuidor de turbina AP puede ser
soportado por virolas de enlace unidas a envolventes metálicas
interna y externa.
Una disposición de esta clase permite asegurar
una mejor continuidad de la vena de circulación del flujo gaseoso
en la interfaz entre cámara de combustión y distribuidor de turbina
y también permite asegurar más fácilmente la estanqueidad en esta
interfaz, en comparación con una disposición en la que la cámara de
combustión y el distribuidor de turbina AP estén unidos por
separado a las envolventes metálicas interna y externa.
En el documento FR 2 825 787 se muestra una
cámara de combustión con distribuidor de turbina integrado en su
parte de extremo de aguas abajo. La cámara de combustión es de
material compuesto de matriz cerámica (CMC) y el conjunto cámara de
combustión/distribuidor de turbina AP, dividido en sectores, se
mantiene entre las envolventes metálicas interna y externa por
medio de virolas de enlace metálicas flexibles que están divididas
en sectores, para permitir su adaptación a los desplazamientos
relativos debidos a importantes diferencias entre los coeficientes
de dilatación del metal y del material compuesto cerámico.
La integración del distribuidor de turbina AP en
la cámara de combustión, aunque presente las ventajas citadas más
arriba, sin embargo, plantea el siguiente problema. El distribuidor
de turbina AP comprende una pluralidad de álabes fijos situados en
la vena de circulación del flujo gaseoso. El esfuerzo de rotación
ejercido por el flujo gaseoso sobre los álabes es recogido por las
virolas de enlace, las cuales deben dimensionarse con este fin,
conservando, llegado el caso, cierta capacidad de deformación cuando
unan elementos de materiales que tengan coeficientes de dilatación
muy diferentes.
La invención tiene por finalidad dar una
solución a este problema y propone, con este fin, una turbina de
gas, que incluye:
- una cámara anular de combustión,
- un distribuidor de turbina para alta presión,
que tiene una pluralidad de álabes fijos repartidos alrededor de un
eje confundido con el de la cámara de combustión, estando el
distribuidor de turbina unido mecánicamente a una parte de extremo
de aguas abajo de la cámara de combustión,
- envolventes metálicas interna y externa entre
las que está alojado el conjunto formado por la cámara de
combustión y el distribuidor de turbina, y
- virolas de enlace interna y externa que unen
el conjunto cámara de combustión/distribuidor de turbina
respectivamente a las envolventes metálicas interna y externa a fin
de mantener dicho conjunto entre las envolventes,
turbina en la que, conforme a la invención,
además están previstos medios de bloqueo de rotación del
distribuidor de turbina alrededor de su eje, al menos respecto a
una de las envolventes metálicas, para evitar que los esfuerzos
ejercidos sobre los álabes del distribuidor de turbina por el flujo
gaseoso procedente de la cámara sean recogidos por las partes de
las virolas de enlace que se extienden entre el conjunto cámara de
combustión/distribuidor de turbina y las envolventes metálicas.
Así pues, las virolas de enlace pueden
concebirse de modo que simplemente aseguren el mantenimiento del
conjunto cámara de combustión/distribuidor de turbina AP entre las
envolventes metálicas, sin que tengan que soportar esfuerzos
circunferenciales ni de cizallamiento.
Ventajosamente, los medios de bloqueo incluyen
elementos de bloqueo que cooperan con una parte de pared solidaria
con una envolvente metálica y una brida solidaria con el
distribuidor de turbina. En este caso, la parte de pared solidaria
con una envolvente metálica puede tener forma de brida radial. En
particular, los elementos de bloqueo pueden actuar sobre una brida
radial solidaria con una envolvente metálica y una brida radial
solidaria con el distribuidor de turbina entre las que está alojada
una junta anular de estanqueidad, y en tal caso pueden incluir
vástagos axiales de retención de la junta de estanqueidad.
Según un modo particular de realización, la
brida radial solidaria con el distribuidor de turbina está soportada
por una virola de enlace en un extremo de ésta fijado al
distribuidor de turbina.
Ventajosamente, a fin de repartir los esfuerzos
lo mejor posible, están previstos primeros elementos de bloqueo que
actúan entre una brida radial solidaria con la envolvente metálica
interna y una brida radial interna solidaria con el distribuidor de
turbina y están previstos segundos elementos de bloqueo que actúan
entre una brida radial solidaria con la envolvente metálica externa
y una brida radial externa solidaria con el distribuidor de
turbina.
Ventajosamente también, partes de extremo de
aguas abajo de la cámara de combustión están encerradas entre
plataformas de álabes del distribuidor de turbina y partes de
extremos de las virolas de enlace, mediante órganos de enlace que
unen entre sí las virolas de enlace, la cámara de combustión y el
distribuidor de turbina.
La invención es aplicable a las turbinas de gas
que tienen una cámara de combustión de material CMC o de material
metálico refractario. Asimismo, las virolas de enlace pueden hacerse
de materiales metálicos o, al menos parcialmente, materiales
CMC.
La invención se comprenderá mejor tras la
lectura de la descripción que se hace a continuación, a título
indicativo pero no limitativo, con referencia a los dibujos anejos,
en los que:
- la figura 1 es una vista esquemática en
semisección axial que muestra una parte de turbina de gas;
- las figuras 2 y 3 son vistas parciales en
perspectiva que muestran el ensamblaje de la parte de extremo de
aguas abajo de la cámara de combustión con el distribuidor de
turbina AP y las virolas de enlace de la turbina de gas de la
figura 1, y
- las figuras 4 a 6 son vistas de detalle que
muestran variantes de realización del bloqueo de rotación del
distribuidor de turbina AP.
La figura 1 muestra en semisección axial una
parte de una turbina de gas que comprende una cámara anular de
combustión 10, un distribuidor de turbina para alta presión 20 unido
mecánicamente a una parte de extremo de aguas abajo de la cámara
10, envolventes metálicas anulares interna 30 y externa 40 y virolas
de enlace 50, 60 que mantienen el conjunto formado por la cámara 10
y el distribuidor 20 en el espacio delimitado por las envolventes
30 y 40.
La cámara de combustión 10 está delimitada por
una pared anular interna 12 y una pared anular 13 externa que
tienen el mismo eje 11 y una pared de fondo de aguas arriba 14
fijada a las paredes 12 y 13. De forma bien conocida en sí, la
pared de fondo 14 presenta una serie de orificios 14a repartidos
alrededor del eje 11 para el alojamiento de inyectores que permiten
la inyección de carburante y comburente en la cámara.
El distribuidor de turbina AP 20, que constituye
la etapa de entrada de la turbina, incluye una pluralidad de álabes
fijos repartidos angularmente alrededor del eje 11. Como muestran
las figuras 2 y 3, los álabes incluyen paletas 21 solidarias por
sus extremos con plataformas internas 22 y externas 23 en forma de
sectores de anillo yuxtapuestos. Las caras interiores de las
plataformas 22, 23 definen la vena de circulación de gas a través
del distribuidor. Cada par de plataformas 22, 23 puede estar
asociado a una o varias paletas.
La envolvente metálica interna 30 es de dos
partes 31, 32 sujetas por pernos en bridas interiores respectivas
31a, 32a. Asimismo, la envolvente metálica 40 externa
es de dos partes 41, 42 sujetas por pernos en bridas exteriores
respectivas 41a, 42a. El espacio 33 existente entre la
pared interna 12 de la cámara 10 y la envolvente interna 30, y el
espacio 43 existente entre la pared externa 13 de la cámara 10 y la
envolvente externa 40, están recorridos por un flujo secundario de
aire de refrigeración (flechas f) que rodea la cámara 10.
La virola de enlace interna 50 presenta, en el
ejemplo ilustrado, un primer extremo 51 en forma de brida que está
unido a la envolvente interna 30 quedando encerrado entre las bridas
31a, 31a y sujeto por pernos con estas. En su otro
extremo 52 la virola 50 está unida a la parte de extremo de aguas
abajo 12a de la pared interna 12 de la cámara 10. En la
parte que se extiende en el espacio 33, la virola 50 tiene forma
curva con sección sensiblemente de S, a fin de presentar la
flexibilidad requerida para adaptarse a las dilataciones
diferenciales radiales existentes entre la cámara 10 y la envolvente
30, en particular cuando la cámara 10 es de material CMC.
Especialmente en este último caso, además se
realiza una división en sectores de la virola 50 formando una
pluralidad de patas 52a, a partir de su extremo 52 y en
cierta distancia con dirección a su extremo 51. Esta división en
sectores puede realizarse mediante hendiduras 52b que separen
las patas 52a y que se extiendan entre el extremo 52 y
agujeros 54 formados en la virola 50 y repartidos angularmente
alrededor del eje 11 para permitir el paso del flujo de aire
secundario en el espacio 33. Las hendiduras 52b permiten su
adaptación a las dilataciones diferenciales en dirección
circunferencial.
La virola de enlace 60 presenta, en el ejemplo
ilustrado, un primer extremo 61 fijado a la pared interior de la
envolvente externa 40. Con este fin, la virola 60 presenta en su
parte de extremo 61 unos agujeros 61a que se encajan en
vástagos roscados repartidos angularmente alrededor del eje 11 en la
pared interior de la envolvente 40 y el enlace se realiza por medio
de tuercas 61b. En su otro extremo 62 la virola 60 está unida
a la parte de extremo de aguas abajo 13a de la pared externa
13 de la cámara 10. En la parte que se extiende en el espacio 43,
la virola tiene forma curva con sección sensiblemente de S, a fin de
presentar la flexibilidad requerida para adaptarse a las
dilataciones diferenciales existentes entre la envolvente 40 y la
cámara 10, en particular cuando ésta es de material CMC.
Especialmente en este último caso, además se realiza una división
en sectores de la virola 60 formando una pluralidad de patas
62a de modo similar al de la virola 50. Asimismo se forman
hendiduras 62b que separan las patas 62a, a partir del
extremo 62 de la virola y en cierta distancia con la dirección del
extremo 61, por ejemplo hasta unos agujeros 64 que permiten el paso
del flujo secundario en el espacio 43.
En el caso en que las paredes de la cámara de
combustión se hacen de material metálico refractario, puede no ser
necesaria la división en sectores de las virolas 50 y 60.
Por supuesto, el extremo 61 de la virola 60
podrá unirse a la envolvente 40 en el enlace entre las bridas
41a, 42a, de la misma manera que el extremo 51 de la
virola 50. Este extremo 51 de la virola 50 también podrá unirse a
la envolvente interna 30 en un punto distinto al de las bridas
31a, 32a.
Tanto en el lado interno como en el lado
externo, se utilizan ventajosamente los mismos medios de enlace para
unir mecánicamente las partes de extremo de aguas abajo de la
cámara 10, las partes de extremo divididas en sectores de las
virolas de enlace y las plataformas del distribuidor 20.
En el ejemplo ilustrado, los medios de enlace
incluyen vástagos roscados 22a que se extienden radialmente
hacia el interior a partir de las plataformas 22 y son solidarios
con estas y vástagos roscados 23a que se extienden
radialmente hacia el exterior a partir de las plataformas 23 y son
solidarios con estas.
La pared interna 12 de la cámara 10 tiene una
parte de extremo de aguas abajo 12a que apoya sobre la cara
exterior de las plataformas 22, sensiblemente hasta el borde de
aguas abajo de estas. Con este fin, en la parte de extremo de la
cámara están formados unos agujeros 12b para permitir el paso
de los vástagos roscados 22a. De modo similar, la parte de
extremo 52 de la virola 50 apoya sobre la cara exterior de la parte
de extremo 12a de la pared de la cámara, estando formados
unos agujeros 52c en las patas 52a para el paso de los
vástagos roscados 22a. La fijación se realiza mediante
tuercas 22b colocadas en los vástagos roscados y que aprietan
entre sí las plataformas 22, la parte de extremo 12 de la cámara y
las patas 52a apoyando sobre resaltes 52d formados en
las patas 52a y atravesados por los agujeros 52c.
La pared externa 13 de la cámara tiene una parte
de extremo de aguas abajo 13a que apoya sobre una parte de
la cara exterior de las plataformas 23, estando formadas unas
muescas 13b en la parte de extremo 13a para permitir
el paso de los vástagos roscados 23a. La parte de extremo 62
de la virola 60 apoya sobre la cara exterior de la parte de extremo
13a de la pared externa 13 de la cámara, estando formadas en
las patas 62b para el paso de los vástagos roscados
23a unas muescas 62c que permiten el montaje de la
pared. Unas tuercas 23b colocadas en los vástagos roscados
23a aprietan entre sí las plataformas 23, la parte de extremo
13 de la cámara y las patas 62a apoyando sobre estas
últimas.
Se observará que el enlace entre cámara 10 y
distribuidor 20 permite obtener buena estanqueidad en su interfaz.
Además, a fin de asegurar buena continuidad de la vena primaria de
circulación del flujo gaseoso procedente de la cámara 10 (flecha
F), están previstos ligeros desniveles 12d, 13d en el
empalme de las partes de extremo 12a, 13a con el
resto de las paredes 12, 13, como se muestra en la figure 1. De este
modo la vena de circulación de la salida de la cámara puede enlazar
sin discontinuidad sensiblemente con la vena de circulación del
distribuidor.
En las plataformas 22, 23 están formados unos
orificios alineados (no representados) que comunican con orificios
formados en las partes de extremo 12, 13 de las paredes de la cámara
10 y en las patas 52a, 62a de las virolas de enlace
para permitir el paso de aire de refrigeración de los espacios 33,
43 hacia las paletas fijas 21 del distribuidor 20.
Según una característica de la invención, están
previstos medios de bloqueo para inmovilizar al distribuidor 20 en
rotación sin ejercer esfuerzos circunferenciales ni de cizallamiento
sobre las partes de las virolas de enlace 50, 60 que se extienden
en los espacios 33, 43.
En el modo de realización de las figuras 1 a 3,
los medios de bloqueo están constituidos por dedos 35 que son
solidarios con la envolvente interna 30 y que penetran en muescas
radiales 55b formadas en una brida 55 solidaria con el
distribuidor 20. En el ejemplo ilustrado, los dedos 35 se extienden
axialmente y están repartidos angularmente alrededor del eje 11
estando soportados por una brida radial 36 solidaria con la
envolvente 30 sensiblemente en el extremo de aguas abajo del
distribuidor 20. Los dedos 35 pueden fijarse a la brida 36 mediante
ajuste a presión en taladros realizados en la brida 36 o estar
soldados a esta. Siguiendo con el ejemplo ilustrado, la brida 55 es
una brida dividida en sectores, siendo los sectores 55a que
forman esta brida solidarios con sectores 52a de la virola
50, en la proximidad del extremo de aguas abajo de esta y aguas
abajo del enlace entre la virola 60 y el distribuidor 20, de modo
que los sectores 55a son muy solidarios con las plataformas
internas 22 del distribuidor.
Además se observa que la estanqueidad del
extremo de aguas abajo del espacio 33 se realiza por medio de una
junta anular 37 de tipo "omega" alojada en una ranura de la
brida 36 y que apoya sobre la brida 55, teniendo pues las bridas 36
y 55 la doble función de soporte de la junta de estanqueidad y de
soporte de los medios de bloqueo de rotación del distribuidor.
Como variante, los dedos axiales de bloqueo
podrán estar soportados por la brida 55 y penetrar en alojamientos
tales como agujeros ciegos y oblongos formados en la brida 36.
En el lado exterior, la estanqueidad del extremo
de aguas abajo del espacio 43 se asegura mediante un junta de
láminas 38 cuya base se mantiene en un alojamiento anular 26b
abierto radialmente hacia el exterior y formado en la cresta de una
brida anular 26. Ésta está formada por sectores 26a
solidarios con las plataformas externas 23 en la proximidad del
extremo de aguas abajo del distribuidor 20. La junta 38 se mantiene
por medio de pasadores 25 que atraviesan las alas que rodean el
alojamiento 26b y están dispuestos axialmente. La junta 38 se
apoya en una nervadura 46a formada sobre una brida radial 46
solidaria con la envolvente 40 en el extremo de aguas abajo del
distribuidor 20.
En funcionamiento, los esfuerzos ejercidos sobre
las paletas 21 del distribuidor 20 por el flujo gaseoso procedente
de la cámara 10 son recogidos por los dedos 35 a través de los
vástagos roscados 22a y la brida 55, sin ejercerse ningún
esfuerzo circunferencial sobre las virolas 50 y 60. Por tanto estas
últimas no necesitan sobredimensionarse. También es posible
realizarlas de material CMC, cuando la propia cámara sea de material
CMC. Así pues, ya no es necesaria la división en sectores de las
virolas en el enlace con la cámara de combustión, pero puede ser
deseable en el enlace con las envolventes metálicas interna y
externa.
La figura 4 ilustra otro modo de realización que
se distingue del de las figuras 1 a 3 por que los dedos 35 están
metidos en muescas 24b formadas en una brida dividida en
sectores 24 solidaria directamente con las plataformas internas 22,
estando formada una muesca en cada sector de brida correspondiente a
una plataforma interna 22. En este caso, los extremos de aguas
abajo de la pared interna 12 de la cámara 10 y de las patas
52a de la virola 50 se sitúan detrás del extremo de aguas
abajo del distribuidor 20, de la misma manera que los extremos
aguas abajo de la pared externa 13 de la cámara 10 y de las patas
62a de la virola 60.
La figura 5 ilustra aún otro modo de realización
que se distingue del de las figuras 1 a 3 por que también se
realiza un bloqueo de rotación del distribuidor 20 en las
plataformas externas 23.
Ventajosamente y con este fin se utilizan los
pasadores 25' de mantenimiento de la junta 38 prolongándolos hacia
aguas abajo hasta que penetran en los agujeros 46c formados en la
brida 46. Los pasadores 25' eventualmente podrán
sobredimensionarse, a saber, con mayor diámetro, en comparación con
las dimensiones suficientes para mantener la junta de estanqueidad
38.
El modo de realización de la figura 5, con
bloqueo de rotación en las plataformas internas y externas del
distribuidor, es ventajoso por que permite repartir los esfuerzos
transmitidos entre el distribuidor y las envolventes metálicas. Por
supuesto, para el bloqueo de rotación del distribuidor en las
plataformas externas, podría adoptarse un montaje similar al
utilizado en las plataformas internas en el modo de realización de
la figura 4, a saber, unos dedos de bloqueo 27 soportados por la
brida 46 y que penetren en agujeros ciegos y oblongos 26c de
la brida 26, como se muestra mediante la figura 6.
Claims (9)
1. Turbina de gas, que comprende:
- una cámara anular de combustión (10) con pared
de material compuesto de matriz cerámica,
- un distribuidor de turbina para alta presión
(20) que tiene una pluralidad de álabes fijos repartidos alrededor
de un eje confundido con el de la cámara de combustión, estando el
distribuidor de turbina unido mecánicamente a una parte de extremo
de aguas abajo de la cámara de combustión para formar un conjunto
con esta,
- envolventes metálicas interna y externa (30,
40) entre las que está alojado el conjunto formado por la cámara de
combustión y el distribuidor de turbina, y
- virolas de enlace interna y externa flexibles
(50, 60) que unen el conjunto cámara de combustión/distribuidor de
turbina respectivamente a las envolventes metálicas interna y
externa a fin de soportar dicho conjunto entre las envolventes,
caracterizada porque además están
previstos medios (35; 25'; 27) de bloqueo de rotación del
distribuidor de turbina (20) alrededor de su eje, al menos respecto
a una de las envolventes metálicas (30, 40), para evitar que los
esfuerzos ejercidos sobre los álabes del distribuidor de turbina por
el flujo gaseoso procedente de la cámara (10) sean recogidos por
las partes de las virolas de enlace (50, 60) que se extienden entre
el conjunto cámara de combustión/distribuidor de turbina y las
envolventes metálicas.
2. Turbina de gas según la reivindicación 1,
caracterizada porque los medios de bloqueo incluyen elementos
de bloqueo que cooperan con una parte de pared (36, 46) solidaria
con una envolvente metálica (30, 40) y una brida (55, 26; 24)
solidaria con el distribuidor de turbina.
3. Turbina de gas según la reivindicación 2,
caracterizada porque la parte de pared solidaria con una
envolvente metálica tiene forma de brida radial (36, 46).
4. Turbina de gas según una cualquiera de las
reivindicaciones 2 y 3, caracterizada porque los elementos
de bloqueo actúan sobre una brida radial solidaria con una
envolvente metálica (30, 40) y una brida radial solidaria con el
distribuidor de turbina (20) entre las que está alojada una junta
anular de estanqueidad (37, 38).
5. Turbina de gas según la reivindicación 4,
caracterizada porque los elementos de bloqueo incluyen
vástagos axiales (25') de retención de la junta de estanqueidad
(38).
6. Turbina de gas según una cualquiera de las
reivindicaciones 2 a 5, caracterizada porque la brida (55)
solidaria con el distribuidor de turbina está soportada por una
virola de enlace (50) en un extremo (52) de ésta fijado al
distribuidor de turbina (20).
7. Turbina de gas según una cualquiera de las
reivindicaciones 2 a 5, caracterizada porque están previstos
primeros elementos de bloqueo (35) que actúan entre una brida radial
solidaria con la envolvente metálica interna y una brida radial
interna solidaria con el distribuidor de turbina y están previstos
segundos elementos de bloqueo (25') que actúan entre una brida
radial solidaria con la envolvente metálica externa y una brida
radial externa solidaria con el distribuidor de turbina.
8. Turbina de gas según una cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 7, caracterizada porque partes de
extremo de aguas abajo (12a, 13a) de la cámara de
combustión (10) están encerradas entre plataformas (22, 23) de
álabes del distribuidor de turbina y partes de extremos
(52a, 62a) de las virolas de enlace, mediante órganos
de enlace (22a-22b, 23a-23b) que unen
entre sí las virolas de enlace, la cámara de combustión y el
distribuidor de turbina.
9. Turbina de gas según una cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 8, caracterizada porque las virolas de
enlace están hechas, al menos en parte, de material compuesto de
matriz cerámica.
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7805946B2 (en) * | 2005-12-08 | 2010-10-05 | Siemens Energy, Inc. | Combustor flow sleeve attachment system |
| US7934382B2 (en) * | 2005-12-22 | 2011-05-03 | United Technologies Corporation | Combustor turbine interface |
| US7578134B2 (en) * | 2006-01-11 | 2009-08-25 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine engines |
| WO2007114520A1 (ja) * | 2006-03-30 | 2007-10-11 | Nec Corporation | 物品管理システムおよび物品管理方法 |
| US7681403B2 (en) * | 2006-04-13 | 2010-03-23 | General Electric Company | Forward sleeve retainer plate and method |
| US20100225902A1 (en) * | 2006-09-14 | 2010-09-09 | General Electric Company | Methods and apparatus for robotically inspecting gas turbine combustion components |
| US7765809B2 (en) * | 2006-11-10 | 2010-08-03 | General Electric Company | Combustor dome and methods of assembling such |
| FR2914707B1 (fr) * | 2007-04-05 | 2009-10-30 | Snecma Propulsion Solide Sa | Procede d'assemblage avec recouvrement de deux pieces ayant des coefficients de dilatation differents et assemblage ainsi obtenu |
| US20090067917A1 (en) | 2007-09-07 | 2009-03-12 | The Boeing Company | Bipod Flexure Ring |
| US8726675B2 (en) | 2007-09-07 | 2014-05-20 | The Boeing Company | Scalloped flexure ring |
| FR2929690B1 (fr) | 2008-04-03 | 2012-08-17 | Snecma Propulsion Solide | Chambre de combustion sectorisee en cmc pour turbine a gaz |
| EP2180143A1 (en) * | 2008-10-23 | 2010-04-28 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine nozzle arrangement and gas turbine |
| US8875520B2 (en) * | 2008-12-31 | 2014-11-04 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine device |
| US9074005B2 (en) * | 2009-01-02 | 2015-07-07 | Washington State University | Compositions and methods for modulating plant disease resistance and immunity |
| US8745989B2 (en) * | 2009-04-09 | 2014-06-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Reverse flow ceramic matrix composite combustor |
| US8226361B2 (en) * | 2009-07-08 | 2012-07-24 | General Electric Company | Composite article and support frame assembly |
| US8206096B2 (en) * | 2009-07-08 | 2012-06-26 | General Electric Company | Composite turbine nozzle |
| US8646276B2 (en) * | 2009-11-11 | 2014-02-11 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbine engine with enhanced cooling |
| FR2956695B1 (fr) * | 2010-02-25 | 2012-11-16 | Turbomeca | Support de palier arriere souple avec butee pour turbomachine |
| US9234431B2 (en) * | 2010-07-20 | 2016-01-12 | Siemens Energy, Inc. | Seal assembly for controlling fluid flow |
| FR2964145B1 (fr) * | 2010-08-26 | 2018-06-15 | Safran Helicopter Engines | Procede d'accrochage de blindage sur carter de turbine et ensemble d'accrochage pour sa mise en oeuvre |
| US8448444B2 (en) | 2011-02-18 | 2013-05-28 | General Electric Company | Method and apparatus for mounting transition piece in combustor |
| US9335051B2 (en) * | 2011-07-13 | 2016-05-10 | United Technologies Corporation | Ceramic matrix composite combustor vane ring assembly |
| JP6162949B2 (ja) * | 2011-12-16 | 2017-07-12 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Ｃｍｃライナの強化冷却のための一体化バッフルシステム |
| US20130152591A1 (en) * | 2011-12-16 | 2013-06-20 | General Electric Company | System of integrating baffles for enhanced cooling of cmc liners |
| FR2988777B1 (fr) * | 2012-03-29 | 2014-04-25 | Snecma Propulsion Solide | Integration de pieces d'arriere-corps de moteur aeronautique |
| US9108736B2 (en) | 2012-06-05 | 2015-08-18 | United Technologies Corporation | Nacelle inner flow structure leading edge latching system |
| US9169930B2 (en) * | 2012-11-02 | 2015-10-27 | Metallic Hi Temperature Seal Systems, LLC | High temperature seal assembly |
| FR3002272A1 (fr) * | 2013-02-19 | 2014-08-22 | Snecma | Secteur de distributeur a anti-rotation pour secteur adjacent |
| US9982628B2 (en) | 2013-03-06 | 2018-05-29 | United Technologies Corporation | Exhaust system having a flow path liner supported by structural duct segments |
| US9488110B2 (en) | 2013-03-08 | 2016-11-08 | General Electric Company | Device and method for preventing leakage of air between multiple turbine components |
| WO2015076896A2 (en) | 2013-09-10 | 2015-05-28 | United Technologies Corporation | Dual anti surge and anti rotation feature on first vane support |
| CA2922569C (en) | 2013-09-11 | 2018-02-20 | General Electric Company | Spring loaded and sealed ceramic matrix composite combustor liner |
| FR3010774B1 (fr) * | 2013-09-16 | 2018-01-05 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine a chambre de combustion maintenue par une couronne de fixation metallique |
| US20160245518A1 (en) * | 2013-10-04 | 2016-08-25 | United Technologies Corporation | Combustor panel with multiple attachments |
| FR3017928B1 (fr) * | 2014-02-27 | 2019-07-26 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine a bride externe de chambre de combustion de type "sandwich" |
| JP6429764B2 (ja) * | 2015-12-24 | 2018-11-28 | 三菱重工航空エンジン株式会社 | ガスタービン |
| US10378771B2 (en) | 2016-02-25 | 2019-08-13 | General Electric Company | Combustor assembly |
| US10281153B2 (en) * | 2016-02-25 | 2019-05-07 | General Electric Company | Combustor assembly |
| ES2684672T3 (es) | 2016-04-05 | 2018-10-04 | MTU Aero Engines AG | Disposición de unión para componentes de materiales de trabajo compuestos reforzados con fibras cerámicos de una carcasa intermedia de turbina |
| EP3228820B1 (en) * | 2016-04-08 | 2020-07-22 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Turboengine comprising a vane carrier unit |
| US20170370583A1 (en) * | 2016-06-22 | 2017-12-28 | General Electric Company | Ceramic Matrix Composite Component for a Gas Turbine Engine |
| US10393380B2 (en) * | 2016-07-12 | 2019-08-27 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Combustor cassette liner mounting assembly |
| US10393381B2 (en) * | 2017-01-27 | 2019-08-27 | General Electric Company | Unitary flow path structure |
| US10378770B2 (en) * | 2017-01-27 | 2019-08-13 | General Electric Company | Unitary flow path structure |
| US20180223691A1 (en) * | 2017-02-03 | 2018-08-09 | United Technologies Corporation | Case flange with stress reducing features |
| US10253643B2 (en) | 2017-02-07 | 2019-04-09 | General Electric Company | Airfoil fluid curtain to mitigate or prevent flow path leakage |
| US10247019B2 (en) | 2017-02-23 | 2019-04-02 | General Electric Company | Methods and features for positioning a flow path inner boundary within a flow path assembly |
| US10385776B2 (en) | 2017-02-23 | 2019-08-20 | General Electric Company | Methods for assembling a unitary flow path structure |
| US10253641B2 (en) | 2017-02-23 | 2019-04-09 | General Electric Company | Methods and assemblies for attaching airfoils within a flow path |
| US10385709B2 (en) | 2017-02-23 | 2019-08-20 | General Electric Company | Methods and features for positioning a flow path assembly within a gas turbine engine |
| US10378373B2 (en) | 2017-02-23 | 2019-08-13 | General Electric Company | Flow path assembly with airfoils inserted through flow path boundary |
| CN108869041B (zh) * | 2017-05-12 | 2020-07-14 | 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 | 用于燃气轮机的前端转向勺状件 |
| US10385731B2 (en) | 2017-06-12 | 2019-08-20 | General Electric Company | CTE matching hanger support for CMC structures |
| US10746035B2 (en) | 2017-08-30 | 2020-08-18 | General Electric Company | Flow path assemblies for gas turbine engines and assembly methods therefore |
| FR3080145B1 (fr) * | 2018-04-17 | 2020-05-01 | Safran Aircraft Engines | Distributeur en cmc avec reprise d'effort par une pince etanche |
| EP3674081B1 (en) * | 2018-12-31 | 2022-02-23 | Ansaldo Energia Switzerland AG | High-temperature resistant tiles and manufacturing method thereof |
| CN113685844B (zh) * | 2021-08-24 | 2022-11-25 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 一种燃烧室全环试验件小弯管装配工装 |
| CN116105177A (zh) * | 2023-03-10 | 2023-05-12 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 一种陶瓷基火焰筒 |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR692826A (fr) * | 1929-06-04 | 1930-11-12 | Dispositif de fixation de distributeurs de turbines | |
| US2420135A (en) * | 1944-06-07 | 1947-05-06 | Elliott Co | Support for expansible members |
| GB1089660A (en) * | 1966-04-25 | 1967-11-01 | Rolls Royce | Gas turbine engine combustion equipment |
| US4566851A (en) * | 1984-05-11 | 1986-01-28 | United Technologies Corporation | First stage turbine vane support structure |
| US5188507A (en) * | 1991-11-27 | 1993-02-23 | General Electric Company | Low-pressure turbine shroud |
| DE4323706A1 (de) * | 1993-07-15 | 1995-01-19 | Abb Management Ag | Gasturbine |
| FR2728016B1 (fr) | 1994-12-07 | 1997-01-17 | Snecma | Distributeur monobloc non-sectorise d'un stator de turbine de turbomachine |
| US6397603B1 (en) * | 2000-05-05 | 2002-06-04 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Conbustor having a ceramic matrix composite liner |
| FR2825785B1 (fr) * | 2001-06-06 | 2004-08-27 | Snecma Moteurs | Liaison de chambre de combustion cmc de turbomachine en deux parties |
| FR2825787B1 (fr) * | 2001-06-06 | 2004-08-27 | Snecma Moteurs | Montage de chambre de combustion cmc de turbomachine par viroles de liaison souples |
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| FR2825780B1 (fr) * | 2001-06-06 | 2003-08-29 | Snecma Moteurs | Architecure de chambre de combustion de turbomachine en materiau a matrice ceramique |
| FR2825783B1 (fr) * | 2001-06-06 | 2003-11-07 | Snecma Moteurs | Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine par pattes brasees |
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