JPH08261017A - ガスタービン燃焼器とガスタービン段との間の移行部材 - Google Patents

ガスタービン燃焼器とガスタービン段との間の移行部材

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JPH08261017A
JPH08261017A JP7326135A JP32613595A JPH08261017A JP H08261017 A JPH08261017 A JP H08261017A JP 7326135 A JP7326135 A JP 7326135A JP 32613595 A JP32613595 A JP 32613595A JP H08261017 A JPH08261017 A JP H08261017A
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ジョン・ユジーン・バーンズ
Rodger Orval Anderson
ロジャー・オーバル・アンダーソン
Charles Evan Steber
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    • 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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 ガスタービン燃焼器とガスタービンの段とを
連結するための移行部材を提供する。 【解決手段】 移行部材はだいたい管状であり、ガスタ
ービン燃焼器に連結するための上流端と、タービン段に
連結するための下流の後端とを有する。後端は半径方向
内側部分および半径方向外側部分を有し、後端にはその
まわりに延在する周縁リブ（２４）が形成されている。
半径方向内側部分および半径方向外側部分のうち少なく
とも一方には、その両端間をほぼ完全に延在するフレー
ム（３０）が固定されている。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、一般的には、潜在的に
許容範囲を超える高い応力レベルを生じる大きな機械的
負荷と大きな熱勾配とが併存するガスタービン構造支持
システムに関する。特に、本発明はガスタービンの移行
部材の後端の再設計に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンの移行部材は、代表的には
燃焼システムの燃焼器をタービンの第１段に連結する複
雑な形状の管状部材である。従来のシステムでは、移行
部材をタービン段に連結するための移行部材の後方装着
部が、後端フレームより上流で移行部材本体に溶接され
て、そこから突出している。
【０００３】ガスタービン移行部材の問題として、後端
開口が高い金属温度でのクリープのために反って狭まる
傾向があることがよく知られている。この望ましくない
反りの原因は、管状移行部材の外側にかかる圧力が内側
よりも高いことである。周知のように、移行部材の後端
は、高熱燃焼ガスを燃焼器からタービンに送るために、
環状のセクタすなわち扇形の形状に移行する必要があ
る。この環状の幾何形状は、その性質上、外部圧力荷重
に対して弱い。クリープ現象は設計上の制約の一つであ
り、これにより燃焼器の最小数やガスタービンの最高ガ
ス温度が決められる。もう一つの設計上の制約は、移行
部材の熱応力疲労亀裂である。
【０００４】米国特許出願第０８／１４７，２９５号
（１９９３年１１月５日出願）には、移行部材の後端に
一体の補強フレームを形成することが記載されている。
この厚さを増したフレームには、移行部材をタービン段
に取り付けるための装着具が設けられている。しかし、
単に後端フレーム壁を厚くしても、熱応力が増加し、部
材の運転寿命は長くならないことを見出した。
【０００５】図１乃至３を参照すると、一体の後部フレ
ーム１２を含む従来の移行部材１０が図示されている。
一体のフレーム１２は１乃至３個またはそれ以上のリブ
を含む。図示例では、１対の直立周縁リブ１４、１６
（図３）が移行部材の後端開口のまわりに延在してい
る。装着具１８がフレームの上流に配置されているが、
前記米国特許出願第０８／１４７，２９５号に従ってこ
れをフレームと一体化することができる。リブ１４、１
６は次の３つの機能を果たす。（１）環状の幾何形状の
せいで移行部材にかかる外部圧力に対する抵抗性が弱く
なっているい後端を構造上強化する。（２）ラビリンス
シールを取付ける。（３）冷却表面積をの増加する。
【０００６】しかし、このようなリブを組み込んだ結果
として、リブ中に大きな熱勾配が生じ、大きな熱応力の
原因となる。さらに、圧力荷重に対する抵抗性を改善す
るために、リブの曲げ強さ（すなわち、リブの断面係
数）を増加すると、熱応力が増加してしまう。したがっ
て、最大許容熱応力によりリブ断面係数が制限され、一
方リブ断面係数により移行部材の円周方向長さ（すなわ
ち、所定の金属温度での燃焼器の数）が制限される。現
在の設計では、熱疲労による亀裂を生じない最も深いリ
ブが用いられてるが、リブ幅は熱伝達と封じの問題によ
り制限される。
【０００７】
【発明の開示】本発明によれば、ガスタービン移行部材
の後端に構造用フレームが取り付けられる。これによ
り、圧力荷重（移行部材の後部開口をクリープ変形によ
り反らせ狭めるおそれがある）を支持できるとと共に、
リブ補強材または壁厚の増加に起因する望ましくない大
きな熱応力が生じないという利点がある。
【０００８】具体的に説明すると、第１実施態様では、
移行部材の後端を取り囲むように外部フレームが設けら
れて、半径方向内側および外側のそれぞれ中央部の所で
移行部材の一体のフレームに取り付けられ、これにより
後部開口を狭めるように働く圧力に対する抵抗性を持た
せる。この外部フレームは高熱燃焼ガスから隔離されて
おり、したがってその作動時の温度は移行部材自身より
はるかに低い。
【０００９】第２実施態様では、１対の支持バーが一体
の後端フレームの半径方向外側部分および半径方向内側
部分に沿ってそれぞれ取り付けられる。各支持バーは中
央部の所で後端フレームにクランプにより固定され、両
端の所では単にサドル内にプレストレスド（ｐｒｅｓｔ
ｒｅｓｓｅｄ）状態に支持される。こうして、（移行部
材の内部から遠ざかる）外向きの力を半径方向内側およ
び外側の壁それぞれに加えて、運転中に内向きに働くガ
ス圧力に対抗する。さらに、各支持バーをその両端で
（クランプするのではなく）単にサドル内に支持するこ
とにより、移行部材は運転中に自由に熱膨張できる。
【００１０】第３実施態様では、支持バーが後端の半径
方向内側部分に沿って上述と同じ様に使用されるが、後
端の半径方向外側には中央部および両端の所に軸線方向
ピンが設けられる。これらのピンは、タービン段のノズ
ル保持リングに形成した中心部孔および２つの端部溝孔
にそれぞれはまるように設計されている。さらに詳しく
説明すると、移行部材の中央部のピンが保持リングの相
補形の孔に受け入れられると共に、両端のピンが保持リ
ングの溝孔に受け入れられ、これによりやはり移行部材
が使用中に熱膨張することができるようになる。
【００１１】第４実施態様では、移行部材の後端の半径
方向内側部分が支持バー（矩形断面の素材）で補強さ
れ、該支持バーは中央部の所で移行部材のフレームにク
ランプされ、支持バーの両端には溝が形成されて、その
中に移行部材から突出するサドルを受け入れる。したが
って、本発明は、広義には、ガスタービン燃焼器とガス
タービン段とを連結するための移行部材を提供する。移
行部材はだいたい管状であり、ガスタービン燃焼器に連
結するための上流端と、タービン段に連結するための下
流の後端とを有する。後端は半径方向内側部分および半
径方向外側部分を有する。後端にはそのまわりに延在す
る少なくとも１つの周縁リブが形成されている。前記半
径方向内側部分および半径方向外側部分の内の少なくと
も一方には、両側間にほぼ完全に延在するフレームが固
定されている。
【００１２】本発明の他の目的や効果は以下の詳細な説
明から明らかになるであろう。
【００１３】
【好適実施態様の説明】図４乃至７を参照しながら、本
発明の第１実施例による移行部材の後端の新規な設計を
説明する。だいたい管状の移行部材２０は後端フレーム
２２を有するように形成されている。後端フレーム２２
は、その下流エッジ２６に隣接して直立の周縁リブ２４
を含む。後端フレーム２２および直立リブ２４は後端開
口２８のまわりを完全に一周する。外部フレーム３０が
また後端開口２８を包囲し、以下に説明するように移行
部材の直立のリブ２４に固定されている。便宜上、図面
を見たときの移行部材の後端の下側部分は、タービンロ
ータの水平な長さ方向軸線（そのまわりに複数の燃焼器
および関連する移行部材が配列されている）に関して、
「半径方向内側部分」とみなされ、上側部分は「半径方
向外側部分」とみなされる。
【００１４】リブ２４に装着フランジ３２が形成されて
いる。装着フランジ３２は、リブ２４の半径方向外側部
分２４ａの中央部の位置の所でのみ、リブ２４から上流
および下流方向に延在する。フレーム３０は、クランプ
３４および関連する１対のボルト（図示せず）を用い、
ボルトを整合した対の孔３６、３８（図５には１対を図
示）に通すことによって、リブ２４およびフランジ３２
に固定される。フランジ３２は、フレーム３０およびク
ランプ３４のそれぞれに設けた対応する溝４０および４
２にはめ合わされる。
【００１５】同時に、リブ２４の半径方向内側部分２４
ｂに前方に突出するフック４４が形成されている。この
フック４４は、リブ２４の内側部分２４ｂの中央部領域
で、フレーム３０に形成された対応する溝４６にはめ合
わされる。外部フレーム３０の残りの周縁区域は図７に
示す断面を有し、したがって熱膨張の余地を残してい
る。通常のフェース式ラビリンスシール４８を移行部材
とタービン第１段ノズルとの間に使用することができる
が、他のシール構造をとることもできる。いずれにし
ろ、移行部材のリブ２４と外部フレーム３０との間の隙
間には、現在シールを通って漏れ出る量と同程度の空気
の流れが必要である。
【００１６】上述した実施例は、必ずしもリブ補強材や
壁厚増加と関連した熱応力を増加することなく、移行部
材後端の曲げ強さを増加する。半径方向外側部分２４ａ
の中央部のみでのクランプ構造は、移行部材２０と外部
フレーム３０との間のすべての自由度を拘束する。半径
方向内側部分２４ｂに沿った連結は、移行部材２０と外
部フレーム３０との間の半径方向の自由度のみの拘束を
行う。それにもかかわらず、フレーム３０は高熱燃焼ガ
スから隔離されている。その結果、外部フレーム３０は
作動時に移行部材２０よりはるかに低い温度となり、し
たがってクリープ変形を受けない。さらに、外部フレー
ム３０を移行部材２０に最小の拘束で取り付けることに
より、高熱の移行部材２０は、大きな熱応力を生じるこ
となく、外部フレーム３０の内側で熱膨張することがで
きる。
【００１７】つぎに図８に本発明の第２実施例を示す。
この場合、移行部材５０には、一体の後端フレーム５８
の半径方向外側部分５６の両端にサドル支持体５２およ
び５４が取り付けられ、また半径方向内側部分６４の両
端に同様なサドル支持体６０および６２が取り付けられ
ている。各サドル支持体には、ロッド受入れ溝６６が燃
焼器の長さ方向軸線に直交する方向に形成されている。
【００１８】さらに、クランプ６８および７０が外側部
分５６および内側部分６４にそれぞれ溶接されている。
各クランプ６８、７０は上側要素６８ａ、７０ａおよび
下側要素６８ｂ、７０ｂをそれぞれ有し、これら要素に
は、以下に説明するように両者間に支持ロッド７２、７
４をクランプするための半溝が設けられている。支持バ
ーまたはロッド７２はプレストレスド状態すなわち予め
ストレスが与えられている状態になっていて、要素６８
ａおよび６８ｂ間にクランプされているので、図９に矢
印Ａで示すように、外向きの力が移行部材の中央部に加
えられる。この外向きの力は作動中に外側ガス圧力に対
抗する。
【００１９】同様に、プレストレスド状態の支持バー７
４が要素７０ａおよび７０ｂ間にクランプされて、同様
の作用を移行部材の半径方向内側部分になし、図９に矢
印Ｂで示すように、外向きの力が移行部材の半径方向内
側部分の中央部にかかる。ロッド７２および７４はサド
ル５２、５４および６０、６２内を摺動できるようにな
っているので、移行部材５０は作動中に自由に熱膨張で
きる。
【００２０】図１０乃至１２に本発明の第３実施例を示
す。この実施例はいくつかの点で図７乃至９の実施例と
似ている。実際、移行部材５０’の半径方向内側部分６
４’には、図７乃至９に示したものと本質的に同一構成
の支持ロッド７４’、サドル６０’、６２’およびクラ
ンプ７０’が設けられている。しかしながら、移行部材
５０’の半径方向外側部分５６’には、突起７６、７８
および８０が設けられている。各突起は軸線方向に突出
するピン８２、８４、８６を有する。これらのピンは、
第１タービン段に固定されたノズル保持リング８８に形
成された開口に着座するように構成されている。図１１
および図１２から明らかなように、ノズル保持リング８
８には、ピン８４を受け入れる丸孔９０と、ピン８２お
よび８６を受け入れる溝孔９２および９４とが形成され
ている。溝孔９２および９４は、サドル６０’および６
２’と同様に、移行部材５０’が作動中に熱膨張できる
ようにする。
【００２１】図１３および１４に本発明の第４実施例を
示す。この例では、外部支持ロッドが移行部材の後端の
半径方向内側部分だけに設けられる。具体的には、移行
部材９６は後端フレーム９８を有し、これに１対の端部
の突起１００、１０２および中中央のボスまたは装着フ
ランジ１０４が溶接されている。弓形支持ロッド１０６
（好ましくは矩形断面）が設けられ、その両端には、突
起１００、１０２を受け入れる溝１０８（１つだけ図
示）が形成されている。同時に、装着フランジ１０４が
支持ロッド１０６の中央凹所１１０にはまっており、ロ
ッドを、フレームの半径方向内側部分９８ｂに対して半
径方向に離間した関係で、所定の位置にしっかりボルト
止めすることができる。本例でも、ロッドの両端は突起
１００、１０２に対して自由に摺動でき、移行部材９６
の熱膨張を許す。
【００２２】以上、本発明を現在のところもっとも実用
的かつ好適と考えられる実施例について説明したが、本
発明は開示した実施例だけに限定されず、本発明の要旨
の範囲内に含まれる種々の変更や等価な構成を包含する
ものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】後端フレームおよびその上流に配置された装着
具を設けた従来のガスタービン移行部材の斜視図であ
る。
【図２】図１に示した移行部材の後端フレーム部分の正
面図である。
【図３】図２の３−３線方向に見た断面図である。
【図４】本発明による移行部材の後端フレームの正面図
である。
【図５】図４の５−５線方向に見た断面図である。
【図６】図４の６−６線方向に見た部分断面図である。
【図７】図４の７−７線方向に見た部分断面図である。
【図８】本発明の第２実施例によるガスタービン移行部
材の一部分の斜視図である。
【図９】図８に示した移行部材の後端フレームの正面図
である。
【図１０】本発明の第３実施例による移行部材の後端の
一部分の斜視図である。
【図１１】図１０の実施例によるガスタービン移行部材
および関連するタービン段の側面図である。
【図１２】図１１の１２−１２線方向に見た部分断面図
である。
【図１３】本発明の第４実施例によるガスタービン移行
部材の一部分の正面図である。
【図１４】図１３に示した移行部材の後端フレームの斜
視図である。
【符号の説明】
２０ 移行部材 ２２ 後端フレーム ２４ 周縁リブ ２６ 下流エッジ ２８ 後端開口 ３０ 外部フレーム ３２ 装着フランジ ３４ クランプ ３６、３８ 孔 ４４ フック ５０ 移行部材 ５２、５４、６０、６２ サドル ５６ 半径方向外側部分 ５８ 後端フレーム ６４ 半径方向内側部分 ６８、７０ クランプ ７２、７４ 支持ロッド ７６、７８、８０ 突起 ８２、８４、８６ ピン ９６ 移行部材 ９８ 後端フレーム １００ 突起 １０４ 装着フランジ １０６ 支持ロッド
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 チャールス・エバン・ステバー アメリカ合衆国、ニューヨーク州、スコテ ィア、サンダルウッド・レーン、36番

Claims (10)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ガスタービン燃焼器とガスタービン段と
    の間を連結するためのだいたい管状の移行部材におい
    て、 ガスタービン燃焼器に連結するための上流端と、タービ
    ン段に連結するための下流の後端とを有し、前記後端が
    半径方向内側部分および半径方向外側部分を有し、前記
    後端にはそのまわりに延在する周縁リブが形成され、前
    記半径方向内側部分および外側部分の内の少なくとも一
    方にはその両側間をほぼ完全に延在するフレームが固定
    されていることを特徴とする移行部材。
  2. 【請求項２】 前記フレームが前記移行部材の外部に設
    けられていて、前記後端の外周全体にわたって延在して
    いる請求項１に記載の移行部材。
  3. 【請求項３】 前記フレームが前記後端と一体に形成さ
    れており、第１支持ロッドが前記フレームに取り付けら
    れて前記半径方向内側部分に沿って延在していると共
    に、第２支持ロッドが前記フレームに取り付けられて前
    記半径方向外側部分に沿って延在している請求項１に記
    載の移行部材。
  4. 【請求項４】 前記フレームが前記後端と一体であり、
    予めストレスが加えられた状態の支持ロッドが前記半径
    方向内側部分のほぼ横方向中央部に固定されており、且
    つ前記支持ロッドはその両端が摺動自在に支持されて前
    記移行部材が熱膨張できるようになっている請求項１に
    記載の移行部材。
  5. 【請求項５】 前記第１および第２支持ロッドは予めス
    トレスが加えられた状態になっていて前記移行部材に外
    向きの力をかけている請求項３に記載の移行部材。
  6. 【請求項６】 前記外部フレームが前記半径方向外側部
    分の中央部の所でのみ前記周縁リブに剛固に固定され、
    これにより前記移行部材が前記外部フレームに対して熱
    膨張できるようになっている請求項１に記載の移行部
    材。
  7. 【請求項７】 前記第１支持ロッドが前記半径方向内側
    部分に剛固にクランプされ、前記第２支持ロッドが前記
    外側部分に剛固にクランプされている請求項３に記載の
    移行部材。
  8. 【請求項８】 前記第１支持ロッドの両端が前記半径方
    向内側部分に固定されたサドルにより摺動自在に支持さ
    れ、且つ前記第２支持ロッドの両端が前記外側部分に固
    定されたサドルにより摺動自在に支持され、これにより
    前記移行部材が熱膨張することができる請求項７に記載
    の移行部材。
  9. 【請求項９】 前記半径方向外側部分がガスタービン段
    の保持リングにより支持される請求項４に記載の移行部
    材。
  10. 【請求項１０】 前記半径方向外側部分の中央部には、
    前記保持リングの相補形の孔と係合する第１軸線方向ピ
    ンが設けられ、さらに前記半径方向外側部分の両端に
    は、前記保持リングの溝孔にはまる第２および第３軸線
    方向ピンが設けられている請求項９に記載の移行部材。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2017535743A (ja) * 2014-11-18 2017-11-30 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ インサートを備えるトランジションダクト出口フレーム
JP2018502267A (ja) * 2014-12-11 2018-01-25 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ 移行ダクト支持および支持剛性の調整レベルを提供する方法

Families Citing this family (76)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB9813972D0 (en) * 1998-06-30 1998-08-26 Rolls Royce Plc A combustion chamber
US7726959B2 (en) * 1998-07-31 2010-06-01 The Texas A&M University Gerotor apparatus for a quasi-isothermal Brayton cycle engine
US6427453B1 (en) * 1998-07-31 2002-08-06 The Texas A&M University System Vapor-compression evaporative air conditioning systems and components
DE69912288T2 (de) 1998-07-31 2004-07-22 The Texas A & M University System, College Station Gerotorkompressor und gerotorexpander
US7186101B2 (en) * 1998-07-31 2007-03-06 The Texas A&M University System Gerotor apparatus for a quasi-isothermal Brayton cycle Engine
US6442946B1 (en) * 2000-11-14 2002-09-03 Power Systems Mfg., Llc Three degrees of freedom aft mounting system for gas turbine transition duct
JP2002243154A (ja) * 2001-02-16 2002-08-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器尾筒出口構造及びガスタービン燃焼器
JP2005521820A (ja) * 2002-02-05 2005-07-21 ザ・テキサス・エイ・アンド・エム・ユニバーシティ・システム 準等温ブライトンサイクルエンジンのためのゲローター装置
US6662567B1 (en) 2002-08-14 2003-12-16 Power Systems Mfg, Llc Transition duct mounting system
DE10239534A1 (de) * 2002-08-23 2004-04-22 Man Turbomaschinen Ag Heißgas führendes Gassammelrohr
US6644032B1 (en) * 2002-10-22 2003-11-11 Power Systems Mfg, Llc Transition duct with enhanced profile optimization
US6860108B2 (en) * 2003-01-22 2005-03-01 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine tail tube seal and gas turbine using the same
US7663283B2 (en) * 2003-02-05 2010-02-16 The Texas A & M University System Electric machine having a high-torque switched reluctance motor
KR100908234B1 (ko) * 2003-02-13 2009-07-20 삼성모바일디스플레이주식회사 전계 발광 표시 장치 및 이의 제조방법
WO2005073513A2 (en) * 2004-01-23 2005-08-11 Starrotor Corporation Gerotor apparatus for a quasi-isothermal brayton cycle engine
KR20070072916A (ko) * 2004-10-22 2007-07-06 더 텍사스 에이 & 엠 유니버시티 시스템 준등온 브레이튼 사이클 엔진을 위한 지로터 장치
US7278254B2 (en) * 2005-01-27 2007-10-09 Siemens Power Generation, Inc. Cooling system for a transition bracket of a transition in a turbine engine
US8015818B2 (en) * 2005-02-22 2011-09-13 Siemens Energy, Inc. Cooled transition duct for a gas turbine engine
JP4476152B2 (ja) * 2005-04-01 2010-06-09 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
US7721547B2 (en) 2005-06-27 2010-05-25 Siemens Energy, Inc. Combustion transition duct providing stage 1 tangential turning for turbine engines
US7377117B2 (en) 2005-08-09 2008-05-27 Turbine Services, Ltd. Transition piece for gas turbine
US8001787B2 (en) * 2007-02-27 2011-08-23 Siemens Energy, Inc. Transition support system for combustion transition ducts for turbine engines
US7757492B2 (en) * 2007-05-18 2010-07-20 General Electric Company Method and apparatus to facilitate cooling turbine engines
US8240045B2 (en) * 2007-05-22 2012-08-14 Siemens Energy, Inc. Gas turbine transition duct coupling apparatus
US8322146B2 (en) * 2007-12-10 2012-12-04 Alstom Technology Ltd Transition duct assembly
US8418474B2 (en) * 2008-01-29 2013-04-16 Alstom Technology Ltd. Altering a natural frequency of a gas turbine transition duct
US8230688B2 (en) * 2008-09-29 2012-07-31 Siemens Energy, Inc. Modular transvane assembly
US8276389B2 (en) * 2008-09-29 2012-10-02 Siemens Energy, Inc. Assembly for directing combustion gas
US8491259B2 (en) * 2009-08-26 2013-07-23 Siemens Energy, Inc. Seal system between transition duct exit section and turbine inlet in a gas turbine engine
US8511972B2 (en) * 2009-12-16 2013-08-20 Siemens Energy, Inc. Seal member for use in a seal system between a transition duct exit section and a turbine inlet in a gas turbine engine
US8978388B2 (en) 2011-06-03 2015-03-17 General Electric Company Load member for transition duct in turbine system
US20120324898A1 (en) * 2011-06-21 2012-12-27 Mcmahan Kevin Weston Combustor assembly for use in a turbine engine and methods of assembling same
US8650852B2 (en) 2011-07-05 2014-02-18 General Electric Company Support assembly for transition duct in turbine system
US8448450B2 (en) 2011-07-05 2013-05-28 General Electric Company Support assembly for transition duct in turbine system
JP5848074B2 (ja) * 2011-09-16 2016-01-27 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン、尾筒及び燃焼器
US8459041B2 (en) 2011-11-09 2013-06-11 General Electric Company Leaf seal for transition duct in turbine system
US8701415B2 (en) 2011-11-09 2014-04-22 General Electric Company Flexible metallic seal for transition duct in turbine system
US8974179B2 (en) 2011-11-09 2015-03-10 General Electric Company Convolution seal for transition duct in turbine system
US20130236301A1 (en) * 2012-03-09 2013-09-12 General Electric Company Apparatus And System For Directing Hot Gas
US20130255276A1 (en) * 2012-03-27 2013-10-03 Alstom Technology Ltd. Transition Duct Mounting System
US9506359B2 (en) 2012-04-03 2016-11-29 General Electric Company Transition nozzle combustion system
US9133722B2 (en) 2012-04-30 2015-09-15 General Electric Company Transition duct with late injection in turbine system
US9038394B2 (en) 2012-04-30 2015-05-26 General Electric Company Convolution seal for transition duct in turbine system
US9249678B2 (en) 2012-06-27 2016-02-02 General Electric Company Transition duct for a gas turbine
US8707673B1 (en) 2013-01-04 2014-04-29 General Electric Company Articulated transition duct in turbomachine
US9322335B2 (en) 2013-03-15 2016-04-26 Siemens Energy, Inc. Gas turbine combustor exit piece with hinged connections
US9080447B2 (en) 2013-03-21 2015-07-14 General Electric Company Transition duct with divided upstream and downstream portions
US9458732B2 (en) 2013-10-25 2016-10-04 General Electric Company Transition duct assembly with modified trailing edge in turbine system
US10072514B2 (en) 2014-07-17 2018-09-11 Siemens Energy, Inc. Method and apparatus for attaching a transition duct to a turbine section in a gas turbine engine
US9359955B2 (en) * 2014-08-28 2016-06-07 Siemens Energy, Inc. Apparatus and method incorporating a transition AFT support for a gas turbine engine
US10520193B2 (en) 2015-10-28 2019-12-31 General Electric Company Cooling patch for hot gas path components
US10260424B2 (en) 2016-03-24 2019-04-16 General Electric Company Transition duct assembly with late injection features
US10260752B2 (en) 2016-03-24 2019-04-16 General Electric Company Transition duct assembly with late injection features
US10145251B2 (en) 2016-03-24 2018-12-04 General Electric Company Transition duct assembly
US10260360B2 (en) * 2016-03-24 2019-04-16 General Electric Company Transition duct assembly
US10227883B2 (en) 2016-03-24 2019-03-12 General Electric Company Transition duct assembly
US11428413B2 (en) 2016-03-25 2022-08-30 General Electric Company Fuel injection module for segmented annular combustion system
US10584880B2 (en) 2016-03-25 2020-03-10 General Electric Company Mounting of integrated combustor nozzles in a segmented annular combustion system
US10584876B2 (en) 2016-03-25 2020-03-10 General Electric Company Micro-channel cooling of integrated combustor nozzle of a segmented annular combustion system
US11002190B2 (en) 2016-03-25 2021-05-11 General Electric Company Segmented annular combustion system
US10605459B2 (en) 2016-03-25 2020-03-31 General Electric Company Integrated combustor nozzle for a segmented annular combustion system
US10563869B2 (en) 2016-03-25 2020-02-18 General Electric Company Operation and turndown of a segmented annular combustion system
US10641491B2 (en) 2016-03-25 2020-05-05 General Electric Company Cooling of integrated combustor nozzle of segmented annular combustion system
US10520194B2 (en) 2016-03-25 2019-12-31 General Electric Company Radially stacked fuel injection module for a segmented annular combustion system
US10830442B2 (en) 2016-03-25 2020-11-10 General Electric Company Segmented annular combustion system with dual fuel capability
US11156362B2 (en) 2016-11-28 2021-10-26 General Electric Company Combustor with axially staged fuel injection
US10690350B2 (en) 2016-11-28 2020-06-23 General Electric Company Combustor with axially staged fuel injection
US11022240B2 (en) 2017-06-12 2021-06-01 General Electric Company Cooling and insulating manifold seal assembly for a propulsion system
US11614233B2 (en) 2020-08-31 2023-03-28 General Electric Company Impingement panel support structure and method of manufacture
US11460191B2 (en) 2020-08-31 2022-10-04 General Electric Company Cooling insert for a turbomachine
US11994292B2 (en) 2020-08-31 2024-05-28 General Electric Company Impingement cooling apparatus for turbomachine
US11994293B2 (en) 2020-08-31 2024-05-28 General Electric Company Impingement cooling apparatus support structure and method of manufacture
US11371702B2 (en) 2020-08-31 2022-06-28 General Electric Company Impingement panel for a turbomachine
US11255545B1 (en) 2020-10-26 2022-02-22 General Electric Company Integrated combustion nozzle having a unified head end
DE112022001110T5 (de) * 2021-02-18 2024-01-18 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Übergang mit unebener Fläche
US11767766B1 (en) 2022-07-29 2023-09-26 General Electric Company Turbomachine airfoil having impingement cooling passages

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2511432A (en) * 1945-02-20 1950-06-13 Power Jets Res & Dev Ltd Support for multiple flame tubes
BE487768A (ja) * 1947-03-14
US2547619A (en) * 1948-11-27 1951-04-03 Gen Electric Combustor with sectional housing and liner
US2748567A (en) * 1949-10-13 1956-06-05 Gen Motors Corp Gas turbine combustion chamber with telescoping casing and liner sections
US2608057A (en) * 1949-12-24 1952-08-26 A V Roe Canada Ltd Gas turbine nozzle box
US2765620A (en) * 1951-06-23 1956-10-09 Gen Motors Corp Flow deflector for combustion chamber apparatus
US3657882A (en) * 1970-11-13 1972-04-25 Westinghouse Electric Corp Combustion apparatus
US3750398A (en) * 1971-05-17 1973-08-07 Westinghouse Electric Corp Static seal structure
US3759038A (en) * 1971-12-09 1973-09-18 Westinghouse Electric Corp Self aligning combustor and transition structure for a gas turbine
CA1032480A (en) * 1973-02-08 1978-06-06 Josef Hoeltzenbein Plate dialyzer
US4195474A (en) * 1977-10-17 1980-04-01 General Electric Company Liquid-cooled transition member to turbine inlet
FR2422037A1 (fr) * 1977-12-13 1979-11-02 Alsthom Atlantique Turbine a gaz
US4191011A (en) * 1977-12-21 1980-03-04 General Motors Corporation Mount assembly for porous transition panel at annular combustor outlet
JPS5554636A (en) * 1978-10-16 1980-04-22 Hitachi Ltd Combustor of gas turbine
US4232527A (en) * 1979-04-13 1980-11-11 General Motors Corporation Combustor liner joints
US4422288A (en) * 1981-03-02 1983-12-27 General Electric Company Aft mounting system for combustion transition duct members
US4465284A (en) * 1983-09-19 1984-08-14 General Electric Company Scalloped cooling of gas turbine transition piece frame
US4640092A (en) * 1986-03-03 1987-02-03 United Technologies Corporation Combustion chamber rear outer seal
US4785623A (en) * 1987-12-09 1988-11-22 United Technologies Corporation Combustor seal and support
FR2624953B1 (fr) * 1987-12-16 1990-04-20 Snecma Chambre de combustion, pour turbomachines, possedant un convergent a doubles parois
FR2677954B1 (fr) * 1991-06-19 1993-09-10 Snecma Structure de suspension arriere du carter d'echappement d'un turboreacteur.
US5265412A (en) * 1992-07-28 1993-11-30 General Electric Company Self-accommodating brush seal for gas turbine combustor
US5414999A (en) * 1993-11-05 1995-05-16 General Electric Company Integral aft frame mount for a gas turbine combustor transition piece

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2017535743A (ja) * 2014-11-18 2017-11-30 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ インサートを備えるトランジションダクト出口フレーム
JP2018502267A (ja) * 2014-12-11 2018-01-25 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ 移行ダクト支持および支持剛性の調整レベルを提供する方法

Also Published As

Publication number Publication date
DE69523545D1 (de) 2001-12-06
DE69523545T2 (de) 2002-05-29
US5761898A (en) 1998-06-09
JP3727987B2 (ja) 2005-12-21
EP0718468A1 (en) 1996-06-26
EP0718468B1 (en) 2001-10-31

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