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1. 发明公开

EP2679770A1 Platform seal strip for a gas turbine 审中-公开
标题翻译： DichtstreifenfürTurbinenschaufelplattform
公开(公告)号：EP2679770A1
公开(公告)日：2014-01-01
申请号：EP12173650.8
申请日：2012-06-26
申请人： Siemens Aktiengesellschaft
发明人： Headland, Paul
IPC分类号： F01D5/08 , F01D5/30 , F01D11/00
CPC分类号： F01D11/006 , F01D5/082 , F01D5/3015 , Y10T29/49321
摘要： A platform seal strip (1), in particular for use in a gas turbine blade assembly, is described. It comprises an upper side (36), a lower side (37), a first portion (31) and a second portion (32). The width (33) of the first portion (31) is smaller than the width (34) of the second portion (32). The first portion (31) and the second portion (32) are at least partially bent downwards such that the upper side (36) comprises a convex surface portion (41, 42) and the lower side (37) comprises a concave surface portion (43, 44).
摘要翻译：描述了特别用于燃气轮机叶片组件的平台密封条（1）。它包括上侧（36），下侧（37），第一部分（31）和第二部分（32）。第一部分（31）的宽度（33）小于第二部分（32）的宽度（34）。第一部分（31）和第二部分（32）至少部分地向下弯曲，使得上侧（36）包括凸面部分（41,42），下侧面（37）包括凹面部分 43，44）。

2. 发明公开

EP2518429A1 An enhanced cooling surface 审中-公开
标题翻译： VerbesserteKühlfläche
公开(公告)号：EP2518429A1
公开(公告)日：2012-10-31
申请号：EP11164140.3
申请日：2011-04-28
申请人： Siemens Aktiengesellschaft
发明人： Headland, Paul
IPC分类号： F28F3/04 , F01D5/18 , F28F13/12
CPC分类号： F28F3/044 , F01D25/12 , F05D2250/18 , F05D2250/182 , F05D2250/28 , F05D2260/2214 , F23R3/002 , F23R3/005 , F23R2900/03045 , F28F13/12 , F28F2215/10
摘要： The invention relates to a wall element (100) for a gas turbine. The wall element (100) comprises a surface running along a surface plane (103) of the wall element (100). The surface comprises a profile (110) extending from the surface plane (103), wherein the profile (110) has a cross section within a cross section plane (106) which is perpendicular to the surface plane (103). The profile (110) comprises along a direction (107) being orientated parallel to the surface plane (103)a first section (I) which runs from the surface plane (103) to a first elevation plane (101) which is parallel to the surface plane (103) and which is spaced from the surface plane (103), a second section (II) which runs from the first elevation plane (101) to a second elevation plane (102) which is parallel to the surface plane (103) and which is located between the first elevation plane (101) and the surface plane (103), a third section (III) which runs from the second elevation plane (102) to the first elevation plane (101) and a fourth section (IV) which runs from the first elevation plane (101) to the surface plane (103).
摘要翻译：本发明涉及一种用于燃气轮机的壁元件（100）。壁元件（100）包括沿着壁元件（100）的表面平面（103）延伸的表面。表面包括从表面平面（103）延伸的轮廓（110），其中轮廓（110）在垂直于表面（103）的横截面（106）内具有横截面。轮廓（110）沿着平行于表面平面（103）的方向（107）包括从表面平面（103）延伸到第一仰角平面（101）的第一部分（I），第一部分平行于表面平面（103），并且与表面平面（103）间隔开;第二部分（II）从第一仰角平面（101）延伸到平行于表面平面（103）的第二仰角平面（102）），其位于第一仰角平面（101）和表面平面（103）之间，第三部分（III）从第二仰角平面（102）延伸到第一仰角平面（101），第四部分 IV），其从第一高度平面（101）延伸到表面平面（103）。

3. 发明公开

EP2330349A1 Pilot burner of a gas turbine engine, combustor, and gas turbine engine 审中-公开
标题翻译： Pilotverbrennerfüreinen Gasturbinenmotor，Verbrenner und Gasturbinenmotor
公开(公告)号：EP2330349A1
公开(公告)日：2011-06-08
申请号：EP09014908.9
申请日：2009-12-01
申请人： Siemens Aktiengesellschaft
发明人： Headland, Paul , Turnbull, Michael
IPC分类号： F23R3/34 , F23R3/28 , F23D11/38
CPC分类号： F23R3/343 , F23D11/38 , F23D2900/00015 , F23D2900/00018 , F23R3/28 , F23R2900/00005 , F23R2900/00018
摘要： The invention relates to a pilot burner (1) of a gas turbine engine comprising a front body (8) with an axial expansion along a centre axis (6) of the pilot burner (1), the centre axis (6) having an axial direction towards a burning zone (3) of the gas turbine engine, the front body (8) comprising a pilot burner face (2) which is directed to the burning zone (3). A material (9) is deposited in the front body (8) progressing in axial direction to form a high temperature resilient body in axial direction of the front body (6) and to form a high temperature resilient face of the pilot burner face (2).
摘要翻译：本发明涉及一种燃气涡轮发动机的引燃燃烧器（1），其包括具有沿引燃燃烧器（1）的中心轴线（6）的轴向膨胀的前主体（8），中心轴线（6）具有轴向朝向燃气涡轮发动机的燃烧区域（3）的方向，前部主体（8）包括被引导到燃烧区域（3）的导向燃烧器面（2）。将材料（9）沉积在沿轴向方向前进的前体（8）中，以在前体（6）的轴向上形成高温弹性体，并形成导向燃烧器面（2）的高温弹性面）。

4. 发明公开

EP2309099A1 Transition duct 有权
标题翻译： Verbindungskanal
公开(公告)号：EP2309099A1
公开(公告)日：2011-04-13
申请号：EP09012403.3
申请日：2009-09-30
申请人： Siemens Aktiengesellschaft
发明人： Headland, Paul , Turnbull, Michael
IPC分类号： F01D9/02
CPC分类号： F01D9/023 , F05D2230/232
摘要： The invention is directed to transition duct (42) for coupling a combustor (36) and a turbine section (16) of a gas turbine (10), comprising a transition duct skin (210), the transition duct skin comprising a first surface section (200), a second surface section (201), and a clinch welded joint (220) connecting the first surface section (200) and the second surface section (201).
Furthermore, the invention is directed to manufacturing such a transition duct (42).
摘要翻译：本发明涉及用于联接燃烧器（36）和燃气轮机（10）的涡轮机部分（16）的过渡管道（42），其包括过渡管道皮肤（210），所述过渡管道皮肤包括第一表面部分（200），第二表面部分（201）和连接第一表面部分（200）和第二表面部分（201）的夹紧焊接接头（220）。此外，本发明涉及制造这种过渡管道（42）。

5. 发明公开

EP1995521A1 Swirler vane 审中-公开
标题翻译： Wirbelblech
公开(公告)号：EP1995521A1
公开(公告)日：2008-11-26
申请号：EP07010376.7
申请日：2007-05-24
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT
发明人： Headland, Paul
IPC分类号： F23R3/14 , F23R3/28 , F23C7/00 , F23D11/38 , F23D14/70
CPC分类号： F23R3/14 , F23C7/004 , F23C2900/07001 , F23D11/383 , F23D14/70 , F23D2900/14701 , F23R3/286
摘要： Disclosed is a swirler vane (15) for mixing fuel and air, with a through hole (19) connecting at least two surfaces (20) of the swirler vane (15) for providing a connecting path for a fuel/air mixture (7) to pass from a high pressure side of the swirler vane (15) to a low pressure side.
摘要翻译：公开了一种用于混合燃料和空气的旋流器叶片（15）和连接旋流叶片（15）的至少两个表面（20）的通孔（19），用于提供燃料/空气混合物（7）的连接路径，从旋流器叶片（15）的高压侧通过到低压侧。

6. 发明授权

EP2330349B1 Pilot burner of a gas turbine engine, combustor, and gas turbine engine 有权
公开(公告)号：EP2330349B1
公开(公告)日：2018-10-24
申请号：EP09014908.9
申请日：2009-12-01
申请人： Siemens Aktiengesellschaft
发明人： Headland, Paul , Turnbull, Michael
IPC分类号： F23R3/34 , F23R3/28 , F23D11/38
CPC分类号： F23R3/343 , F23D11/38 , F23D2900/00015 , F23D2900/00018 , F23R3/28 , F23R2900/00005 , F23R2900/00018
摘要： The invention relates to a pilot burner (1) of a gas turbine engine comprising a front body (8) with an axial expansion along a centre axis (6) of the pilot burner (1), the centre axis (6) having an axial direction towards a burning zone (3) of the gas turbine engine, the front body (8) comprising a pilot burner face (2) which is directed to the burning zone (3). A material (9) is deposited in the front body (8) progressing in axial direction to form a high temperature resilient body in axial direction of the front body (6) and to form a high temperature resilient face of the pilot burner face (2).

7. 发明公开

EP2789803A1 Impingement ring element attachment and sealing 审中-公开
标题翻译：非法行事
公开(公告)号：EP2789803A1
公开(公告)日：2014-10-15
申请号：EP13162976.8
申请日：2013-04-09
申请人： Siemens Aktiengesellschaft
发明人： Headland, Paul
IPC分类号： F01D9/04 , F01D11/08
CPC分类号： F01D25/14 , F01D9/04 , F01D11/08 , F01D25/12 , F05D2220/32 , F05D2230/60 , F05D2230/642 , F05D2240/126 , F05D2260/201 , Y02T50/672 , Y02T50/676
摘要： The present invention describes a Turbine (100) comprising a supporting structure (101) which extends along a circumferential direction (102) of the turbine (100), wherein the supporting structure (101) comprises a groove (103) through which cooling air is guidable. The groove (103) extends along the circumferential direction (102). The turbine (100) comprises a first impingement ring element (110) comprising a plurality of first cooling holes and a second impingement ring element (120) comprising a plurality of second cooling holes, wherein the first impingement ring element (110) and the second impingement ring element (120) are mounted one after another along the circumferential direction (102) to the groove (103) such that the groove (103) is covered by the first impingement ring element (110) and the second impingement ring element (120). A first coupling ring element(130) is arranged between the first impingement ring element (110) and the second impingement ring element (120) such that the groove (103) is covered by the first coupling ring element(130) between the first impingement ring element (110) and the second impingement ring element (120). The first coupling ring element (130) forms a sliding contact with the second impingement ring element (120).
摘要翻译：本发明描述了一种涡轮机（100），其包括沿着涡轮机（100）的圆周方向（102）延伸的支撑结构（101），其中支撑结构（101）包括凹槽（103），冷却空气可导向。凹槽（103）沿圆周方向（102）延伸。涡轮机（100）包括包括多个第一冷却孔的第一冲击环元件（110）和包括多个第二冷却孔的第二冲击环元件（120），其中第一冲击环元件（110）和第二冲击环元件冲击环元件（120）沿圆周方向（102）一个接一个地安装到凹槽（103），使得凹槽（103）被第一冲击环元件（110）和第二冲击环元件（120）覆盖）。第一联接环元件（130）布置在第一冲击环元件（110）和第二冲击环元件（120）之间，使得凹槽（103）被第一联接环元件（130）覆盖在第一冲击环环形元件（110）和第二冲击环元件（120）。第一联接环元件（130）与第二冲击环元件（120）形成滑动接触。

8. 发明公开

EP2325542A1 Swirler vane, swirler and burner assembly 有权
标题翻译： Verwirbelungsschaufel，Verwirbeler und Brennanordnung
公开(公告)号：EP2325542A1
公开(公告)日：2011-05-25
申请号：EP09014417.1
申请日：2009-11-18
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT
发明人： Headland, Paul , Sanderson, Victoria
IPC分类号： F17C1/00 , F23C1/08 , F23C7/00 , F23D14/78 , F23R3/00 , F23R3/14 , F23R3/28
CPC分类号： F23R3/14 , F02C7/22 , F05D2230/313 , F23C1/08 , F23C7/004 , F23C2900/07001 , F23D2900/14021 , F23R3/286
摘要： The invention relates to an swirler vane (10a) for providing fuel, particularly liquid fuel, to a swirling zone (3) of a burner assembly, comprising at least one injection hole (11) for injecting the fuel to the swirling zone (3) of the burner (1) and an injection feed hole passage (12) connecting the at least one injection hole (11) with a main fuel feed (4), which is characterized in that the swirler vane (10a) or a tip (20a) of the swirler vane (10a), where the at least one injection hole (11) is arranged, is being manufactured by pulsed laser physical vacuum deposition or comprises at least a surface being manufactured by pulsed laser vacuum deposition. The invention relates further to a swirler (2), comprising a plurality of such swirler vanes (10) and to a burner assembly, in particular of a gas turbine engine, comprising a swirler (2) with such swirler vanes.
摘要翻译：本发明涉及一种用于将燃料特别是液体燃料提供给燃烧器组件的旋转区域（3）的旋流器叶片（10a），其包括用于将燃料喷射到涡旋区域（3）的至少一个喷射孔（11）所述燃烧器（1）和连接所述至少一个喷射孔（11）与主燃料供给装置（4）的喷射进料孔通道（12），其特征在于，所述旋流器叶片（10a）或尖端），其中布置有至少一个喷射孔（11）的旋流器叶片（10a）正在通过脉冲激光物理真空沉积制造，或至少包括通过脉冲激光真空沉积制造的表面。本发明进一步涉及一种旋流器（2），其包括多个这样的旋流器叶片（10）和特别是燃气涡轮发动机的燃烧器组件，包括具有这种旋流叶片的旋流器（2）。

9. 发明授权

EP2246617B1 A burner for a gas turbine engine 有权
标题翻译：燃烧器的燃气涡轮发动机
公开(公告)号：EP2246617B1
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：EP09159093.5
申请日：2009-04-29
申请人： Siemens Aktiengesellschaft
发明人： Cant, Andrew , Headland, Paul , Leggett, Daniel
IPC分类号： F23C7/00 , F23R3/14 , F23R3/28 , F23R3/36
CPC分类号： F23C7/004 , F23C2900/07001 , F23R3/14 , F23R3/286 , F23R3/36

10. 发明授权

EP2309099B1 Transition duct 有权
标题翻译：连接通道
公开(公告)号：EP2309099B1
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：EP09012403.3
申请日：2009-09-30
申请人： Siemens Aktiengesellschaft
发明人： Headland, Paul , Turnbull, Michael
IPC分类号： F01D9/02
CPC分类号： F01D9/023 , F05D2230/232

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