The gas turbine engine (10) having a burner (16), a turbine (18) (17), and the transition duct (17) is located in the transition duct burner (16) and (18) between the turbine burner (16) from the hot gas (34) along the channel guide to the turbine (18). The transition pipe (17) has an inner surface (54, 55, 57), and a hot gas (34) is impacted on the inner surface to cause a change in the temperature distribution on the inner surface (54, 55, 56, 57). The thermal barrier coating (100) is located on the inner surface (54, 55, 56, 57) and includes at least a first thermal barrier coating patch (72P) and a thermal barrier coating patch (74P). The first barrier coating patch (72P), surface (54, 55, 56, 57) and subjected to specific inner surface (54, 55, 56, 57) of the uncoated part of high temperature and a first predetermined temperature isotherms by the first (73) first area delimitation (72A) having a first predetermined thickness degree (72T). Second thermal barrier coating patch (74P), surface (54, 55, 56, 57) and subjected to specific inner surface (54, 55, 56, 57) of uncoated second part high temperature isotherms and by second predetermined temperature (75) second (74A) in the area of demarcation has second predetermined thickness degree (74T). The second predetermined temperature is higher than the first predetermined temperature and the second predetermined thickness (74T) is thicker than the first predetermined thickness (72T). Also provided are methods of making transition pipes.
【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术涉及位于燃气轮机的燃烧器与涡轮部之间的过渡管道。此外本专利技术涉及包括至少一个过渡管道的燃气轮机和制造过渡管道的方法。
技术介绍
燃气涡轮发动机包括按照流动序列并大体围绕转动轴线布置的压气机、燃烧器和涡轮。在操作期间,压气机将压缩空气供给至燃烧器并且该压缩空气与气体或液体燃料混合。空气/燃料混合物接着并燃烧并且燃烧气体经由过渡管道被沿通道引导至涡轮部。燃烧气体迫使涡轮的转动,这进而经由互连的轴驱动压气机。对于具有筒状燃烧器布置的燃气涡轮发动机,该筒状燃烧器布置是各具有至少一个喷燃器和燃烧室的燃烧器筒的环形阵列,过渡管道典型地具有与燃烧器室接口的圆形入口和呈环形段形式的出口。过渡管道出口的环形阵列形成用于将燃烧气体沿通道引导至涡轮的环体(annulus)。过渡管道由片材金属壁制造或者可以是具有相对大的表面面积的铸件。这些大表面招致显著的热膨胀和收缩,这会引起壁内的应力。这些热应力在存在有显著的热梯度的情况下增加。另外,从圆形入口过渡至环形段并且燃烧器与涡轮之间接口的过渡管道的固有几何结构在经受来自燃烧器的热工作气体时产生独特的应力状态。过渡管道的服务寿命部分地由其经历的绝对温度和横跨组成部件的温度分布或梯度确定。为保护组成部件材料免于过热,传统上,在热气体暴露区域并且往往是在部件的整个热侧(在该情况中是过渡管道的内表面上)施加热障涂层(TBC)。在这里流出燃烧器的燃烧气体流动的温度分布不均匀并因此TBC的施加和均匀厚度由所经历的最大温度和材料的热能力确定。横跨过渡管道的内表面的温度差可能在700℃的范围内。因为TBC被施加至过渡管道的整个内表面, ...
【技术保护点】
一种燃气涡轮发动机(10),具有燃烧器(16)、涡轮(18)和过渡管道(17),所述过渡管道(17)位于所述燃烧器(16)与所述涡轮(18)之间以将来自所述燃烧器(16)的热气体(34)沿通道引导至所述涡轮(18),所述过渡管道(17)具有内表面(54,55,56,57),所述热气体(34)冲击在所述内表面上以引起在所述内表面(54,55,56,57)上的变化的温度分布,热障涂层(100)位于所述内表面(54,55,56,57)上并且包括至少第一热障涂层补片(72P)和第二热障涂层补片(74P),所述第一热障涂层补片(72P)在所述内表面(54,55,56,57)上并且在第一区域内具有第一预定厚度(72T),所述第一区域(72A)经受比所述内表面(54,55,56,57)的未涂覆部分高的温度且由第一预定温度的第一等温线(73)划界,所述第二热障涂层补片(74P)在所述内表面(54,55,56,57)上并且在第二区域(74A)内具有第二预定厚度(74T),所述第二区域(74A)经受比所述内表面(54,55,56,57)的所述未涂覆部分高的温度且由第二预定温度的第二等温线(75)划界,其中 ...
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2014.06.25 EP 14173945.81.一种燃气涡轮发动机(10),具有燃烧器(16)、涡轮(18)和过渡管道(17),所述过渡管道(17)位于所述燃烧器(16)与所述涡轮(18)之间以将来自所述燃烧器(16)的热气体(34)沿通道引导至所述涡轮(18),所述过渡管道(17)具有内表面(54,55,56,57),所述热气体(34)冲击在所述内表面上以引起在所述内表面(54,55,56,57)上的变化的温度分布,热障涂层(100)位于所述内表面(54,55,56,57)上并且包括至少第一热障涂层补片(72P)和第二热障涂层补片(74P),所述第一热障涂层补片(72P)在所述内表面(54,55,56,57)上并且在第一区域内具有第一预定厚度(72T),所述第一区域(72A)经受比所述内表面(54,55,56,57)的未涂覆部分高的温度且由第一预定温度的第一等温线(73)划界,所述第二热障涂层补片(74P)在所述内表面(54,55,56,57)上并且在第二区域(74A)内具有第二预定厚度(74T),所述第二区域(74A)经受比所述内表面(54,55,56,57)的所述未涂覆部分高的温度且由第二预定温度的第二等温线(75)划界,其中所述第二预定温度比所述第一预定温度高并且所述第二预定厚度(74T)比所述第一预定厚度(72T)厚。2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(10),其中所述厚度是在所述第一热障涂层补片(72P)和/或所述第二热障涂层补片(74P)内的最小厚度,且所述最小厚度位于相应的所述第一等温线(73)和/或所述第二等温线(75)附近。3.根据权利要求1至2中的任一项所述的燃气涡轮发动机(10),其中所述热障涂层(100)包括过渡部分(80,82),所述过渡部分(80,82)具有变化的厚度。4.根据权利要求1至3中的任一项所述的燃气涡轮发动机(10),其中所述热障涂层(100)包括台阶(86,88)。5.根据权利要求1至4中的任一项所述的燃气涡轮发动机(10),其中所述过渡管道(17)具有凹陷(84)并且所述热障涂层(100)中的至少一部分位于所述凹陷(84)内。6.根据权利要求5所述的燃气涡轮发动机(10),其中所述凹陷(84)包括至少一个台阶(86,88)并且第一热障涂层补片(72P)或第二热障涂层补片(74P)中的至少一个热障涂层补片位于所述台阶(86,88)上。7.根据权利要求5所述的燃气涡轮发动机(10),其中所述凹陷(84)至少包括第一台阶(86)和第二台阶(88)并且所述第一热障涂层补片(72P)位于所述第一台阶(86)上并且所述第二热障涂层补片(74P)位于所述第二台阶(88)上。8.根据权利要求5...
【专利技术属性】
技术研发人员:S·布雷威尔,G·布拉特,R·帕克,
申请(专利权)人:西门子股份公司,
类型:发明
国别省市:德国;DE
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