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1. WO2003021084 - PIECE INTERCALAIRE DE CHAMBRE DE COMBUSTION DE TURBINE A GAZ

Numéro de publication WO/2003/021084
Date de publication 13.03.2003
N° de la demande internationale PCT/EP2002/009615
Date du dépôt international 28.08.2002
Demande présentée en vertu du Chapitre 2 20.01.2003
CIB
F01D 9/02 2006.01
FMÉCANIQUE; ÉCLAIRAGE; CHAUFFAGE; ARMEMENT; SAUTAGE
01"MACHINES" OU MACHINES MOTRICES EN GÉNÉRAL; ENSEMBLES FONCTIONNELS DE MACHINES MOTRICES EN GÉNÉRAL; MACHINES À VAPEUR
D"MACHINES" OU MACHINES MOTRICES À DÉPLACEMENT NON POSITIF, p.ex. TURBINES À VAPEUR
9Stators
02Injecteurs; Logement des injecteurs; Aubes de stator; Tuyères de guidage
CPC
F01D 9/023
FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
9Stators
02Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits ; , e.g. individual nozzles
023Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
Y02T 50/60
YSECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
50Aeronautics or air transport
60Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Déposants
  • SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT [DE]/[DE] (AllExceptUS)
  • TIEMANN, Peter [DE]/[DE] (UsOnly)
Inventeurs
  • TIEMANN, Peter
Représentant commun
  • SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT
Données relatives à la priorité
01121088.703.09.2001EP
Langue de publication allemand (DE)
Langue de dépôt allemand (DE)
États désignés
Titre
(DE) BRENNKAMMERZWISCHENSTÜCK FÜR GASTURBINE
(EN) COMBUSTION CHAMBER INTERMEDIATE PART FOR A GAS TURBINE
(FR) PIECE INTERCALAIRE DE CHAMBRE DE COMBUSTION DE TURBINE A GAZ
Abrégé
(DE)
Die Erfindung betrifft eine Gasturbine (1) mit einer Brennkammeranordnung und einem der Brennkammeranordnung nachgeschalteten Turbinenraum (2), wobei die Brennkammeranordnung aus einer Vielzahl von aus Eingangsabschnitten (4) und in einen zum Turbinenraum überleitenden Ringspalt überblendenden Übergangsabschnitten (5) gebildeten Einzelbrennkammern (3) bestehen und wobei die Längsachsen (B) der Einzelbrennkammern relativ zu einer durch die axiale Erstreckung des Turbinenraums (2) bestimmten Maschinenachsen (M) unter einem Winkel angestellt sind. Um eine solche Gasturbine dahingehend zu verbessern, daß die thermischen und mechanischen Belastungen der Einzelbrennkammern im Übergangsabschnitt deutlich reduziert und somit Kühlanforderungen in diesem Bereich herabgesetzt werden können, wird mit der Erfindung vorgeschlagen, daß der Übergangsabschnitt (5) wenigstens einer Einzelbrennkammer (3) und ein korrespondierender Eingangsbereich (9) des Turbinenraums (2) so ausgebildet sind, daß eine Umlenkung des aus der wenigstens einen Einzelbrennkammer (3) in den Turbinenraum (2) einströmenden Gasstromes in Richtung der Maschinenachse (M) im wesentlichen im Eingangsbereich (9) des Turbinenraums (2) erfolgt.
(EN)
The invention relates to a gas turbine (1) having a combustion chamber arrangement and a turbine chamber (2) connected downstream of said combustion chamber arrangement, wherein the combustion chamber arrangement includes a plurality of individual combustion chambers (3) formed by input areas (4) and transition areas (5) converging in an annular gap leading to the turbine chamber and wherein the longitudinal axes (B) of the individual combustion chambers are placed at an angle relative to an engine axis (M) that is defined by the axial extension of the turbine chamber (2). In order to improve said gas turbine by visibly reducing the thermal and mechanical loads of the individual combustion chambers in the transition area so that cooling requirements can be lowered in said area, the transition area (5) of at least one individual combustion chamber (3) and a corresponding input area (9) of the turbine chamber (2) are embodied in such a way that the gas flow running from the at least one individual combustion chamber (3) into the turbine chamber (2) is deflected in the direction of the engine axis (M) and substantially in the input area (9) of the turbine chamber (2).
(FR)
La présente invention concerne une turbine à gaz (1) comprenant un ensemble de chambre de combustion et un espace de turbine (2) connecté en aval dudit ensemble de chambre de combustion. Cet ensemble de chambre de combustion est constitué d'une pluralité de chambres de combustion individuelles (3), formées de sections d'entrée (4) et de sections de transition (5) s'enchaînant dans un espace annulaire qui établit la transition vers l'espace de turbine. Les axes longitudinaux (B) de ces chambres de combustion individuelles sont réglés selon un certain angle par rapport à un axe de machine (M) défini par l'étendue axiale de l'espace de turbine (2). Afin d'améliorer cette turbine à gaz, les contraintes thermiques et mécaniques des chambres de combustion individuelles sont nettement réduites dans la section de transition, ce qui permet de pouvoir diminuer les exigences de refroidissement dans cette zone. Selon cette invention, la section de transition (5) d'au moins une chambre de combustion individuelle (3) et une zone d'entrée correspondante (9) de l'espace de turbine (2) sont conçues de façon que le flux gazeux provenant de ladite chambre de combustion individuelle (3) et pénétrant dans l'espace de turbine (2) soit dévié en direction de l'axe de machine (M), sensiblement dans la zone d'entrée (9) de l'espace de turbine (2).
Également publié en tant que
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