专利名称：用于涡轮机系统中的过渡管道的支承组件的制作方法
技术领域：
本说明书发明总体涉及涡轮机系统，并且更具体地涉及用于涡轮机系统中的过渡管道的支承组件。
背景技术：
涡轮机系统广泛应用于例如发电的领域中。例如，传统的燃气涡轮机系统包括压缩机分段、燃烧器分段和至少一个涡轮分段。压缩机分段构造成随着空气流经压缩机分段而对空气进行压缩。空气接着从压缩机分段流向燃烧器分段，空气在燃烧器分段处与燃料混合并且燃烧，从而产生热气流。热气流被提供给涡轮分段，涡轮分段通过从热气流提取能量来利用热气流，从而为压缩机、发电机和其它各种负载提供动力。
涡轮机系统的压缩机分段通常包括管子或管道以用于使经过燃烧的热气通过其中、流向涡轮分段或多个涡轮分段。最近，已经引入压缩机分段，压缩机分段包括使热气流移位的管子或管道。例如，已经引入这样的用于压缩机分段的管道该管道在使热气通过其中纵向流动的同时、还另外地使流动径向或切向移位，从而使得所述流具有各种角度分量。这些设计具有各种优点，包括从涡轮分段消除第一级喷嘴。第一级喷嘴先前被设置成使热气流移位，并且可能由于这些管道的设计而不再被需要。省去第一级喷嘴可以消除相关联的压降，并且提高涡轮机系统的效率和电力输出。然而，这些管道与涡轮分段的连接得到越来越多的关注。例如，由于管道并不是仅仅沿纵向轴线延伸，而是从管道的入口向管道的出口离轴移位，因此管道的热膨胀能够造成管道沿各种轴线或围绕各种轴线发生不期望地移位。这些移位能够造成管道内的应力和应变，并且可能造成管道失效。因此，改进的用于支承涡轮机系统中的过渡管道的支承组件在本领域内将是期望的。例如，允许管道的热生长的支承组件将是有利的。
发明内容
本发明的各个方面以及优点将会在下文的描述中进行部分阐述，或者是通过描述可以显而易见的，或者可以通过实施本发明而学到。在一个实施例中，本发明公开一种用于涡轮机系统的支承组件。该支承组件包括在燃料喷嘴与涡轮分段之间延伸的过渡管道。过渡管道具有入口、出口和通路，该通路在入口与出口之间延伸并且限定纵向轴线、径向轴线和切向轴线。过渡管道的出口沿纵向轴线相对于入口偏置。该支承组件进一步包括从过渡管道延伸的多个突出部。多个突出部构造成允许过渡管道围绕至少一个轴线运动。所述过渡管道的所述出口沿所述切向轴线和所述径向轴线相对于所述入口进一步偏置。所述多个突出部以大体环形阵列从所述过渡管道的头部端延伸；并构造成允许所述过渡管道围绕两个轴线运动，如允许所述过渡管道围绕所述切向轴线运动，或者允许所述过渡管道围绕所述径向轴线运动。所述多个突出部中的每一个都包括至少一个弧形表面；所述至少一个弧形表面沿所述纵向轴线延伸。所述多个突出部中的每一个都包括多个弧形表面。所述至少一个弧形表面是弧形上表面，或者是弧形侧表面。所述支承组件进一步包括支承结构，所述支承结构与所述多个突出部相接触、并且构造成将所述过渡管道定位在所述涡轮机系统内。所述支承结构限定多个通道，每个通道都接收所述多个突出部中的一个；所述多个通道中的每一个都包括至少一个线性表面。本发明还公开了一种涡轮机系统，其包括燃料喷嘴；涡轮分段；过渡管道，所述过渡管道在所述燃料喷嘴与所述涡轮分段之间延伸，所述过渡管道具有入口、出口和通路，所述通路在所述入口与所述出口之间延伸并且限定纵向轴线、径向轴线和切向轴线，所述过渡管道的所述出口沿所述纵向轴线相对于所述入口偏置；以及多个突出部，所述多个突出部从所述过渡管道延伸，所述多个突出部构造成允许所述过渡管道围绕至少一个轴线运动。所述过渡管道的所述出口沿所述切向轴线和所述径向轴线相对于所述入口进一步偏置。所述多个突出部以大体环形阵列从所述过渡管道的头部端延伸；并构造成允许所述过渡管道围绕两个轴线运动。所述多个突出部中的每一个都包括至少一个弧形表面。所述涡轮机系统进一步包括支承结构，所述支承结构与所述多个突出部相接触并且构造成将所述过渡管道定位在所述涡轮机系统内。参照下文的描述以及所附权利要求，本发明的这些和其它的特征、方面以及优点将得到更好的理解。结合在本说明书中并且构成本说明书一部分的附图显示了本发明的实施例并且与描述一起用于对本发明的原理进行解释。
参照附图，说明书中阐述了面向本领域普通技术人员的本发明的完整公开，这种公开使得本领域普通技术人员能够实现本发明，包括本发明的最佳模式，在附图中
图I是根据本发明的一个实施例的燃气涡轮机系统的若干部分的横截面 图2是根据本发明的一个实施例的过渡管道的环形阵列的透视 图3是根据本发明的一个实施例的支承组件的侧透视 图4是根据本发明的一个实施例的突出部的侧视 图5是根据本发明的一个实施例的突出部的俯视 图6是根据本发明的一个实施例的支承结构的透视 图7是根据本发明的一个实施例的包括支承结构的支承组件的侧透视图；以及 图8是根据本发明的一个实施例的包括支承结构的支承组件的横截面图。附图标记列表
10燃气涡轮机
12压缩机分段 14燃烧器分段 16燃烧器 18涡轮分段 20壳体 22燃烧器衬垫24燃烧区域
26过渡管道
30流动套筒
32流动路径
34冲击套筒
36流动路径
38外部环
40燃料喷嘴
50过渡管道
52入口
54出口
56通路
90纵向轴线
92切向轴线
94径向轴线
100支承组件
102突出部
104支承结构
106头部端
112上表面
114侧表面
122燃烧器壳体
124压缩机排放壳体
126机械紧固件
130通道
132底部表面
134侧表面。
具体实施例方式现在将详细地参照本发明的实施例，其中的一个或多个示例示于附图中。每个示例都以对本发明进行解释的方式给出，并不对本发明构成限制。实际上，对于本领域内普通技术人员而言显而易见的是，能够在不偏离本发明的范围或精神的前提下对本发明进行各种改型和变型。例如，作为一个实施例的一部分示出或者进行描述的特征能够用于另一个实施例，从而产生又一个实施例。因此，期望的是，本发明覆盖落入所附权利要求及其等同形式的范围内的这些改型以及变型。参照图1，示出了燃气涡轮机系统10的一个实施例的若干部分的简化图。应当理解，本发明的涡轮机系统10不必是燃气涡轮机系统10，而是可以是任何合适的涡轮机系统10，例如蒸汽涡轮机系统或者其它合适的系统。如图I所示的燃气涡轮机系统10包括压缩机分段12，如下所讨论的，压缩机分段12用于对流经系统10的工作流体进行加压。从压缩机分段12排出的加压工作流体流入燃烧器分段14中，燃烧器分段14的特征大体在于围绕系统10的轴线以环形阵列布置的多个燃烧器16(图I中仅示出一个燃烧器16)。进入燃烧器分段14的工作流体与燃料(例如天然气或者另一种合适的液体或气体)混合、并且燃烧。热燃烧气体从每个燃烧器16流向涡轮分段18，以驱动系统10并且发电。燃气涡轮机10中的燃烧器16可以包括多个部件以使得工作流体和燃料混合、并且燃烧。例如，燃烧器16可以包括壳体20，例如压缩机排放壳体20。多个套筒(其可以是轴向延伸的环形套筒)可以至少部分地设置在壳体20中。如图I所示，套筒沿大体纵向轴线90轴向延伸，使得套筒的入口与出口纵向偏置、并且轴向对准。例如，燃烧器衬垫22可以在其中大体限定燃烧区域24。工作流体、燃料和可选的氧化剂的燃烧通常可以在燃烧区域24中发生。所得到的热燃烧气体可以通过燃烧衬垫22沿纵向轴线52向下游大体轴向地流入过渡管道26中，并且接着通过过渡件26沿纵向轴线90大体轴向流动、并且进入涡轮分段18。备选地，可以消除燃烧衬垫22，并且热燃烧气体可以直接通过细长的过渡管道 26流入涡轮分段18中。燃烧器16可以进一步包括燃料喷嘴40或多个燃料喷嘴40。燃料可以通过一个或多个歧管(未示出)被供给至燃料喷嘴40。如下所讨论的，燃料喷嘴40或多个燃料喷嘴40可以将燃料供给至燃烧区域24、并且可选地将工作流体供给至燃烧区域24，以用于燃烧。过渡管道大体可以在燃料喷嘴40与涡轮分段18之间延伸。在备选的示例性实施例中，如图2、图3、图7和图8所示，根据本发明的燃烧器16可以包括过渡管道50，过渡管道50在燃料喷嘴40或多个燃料喷嘴40与涡轮分段18之间延伸。可以将本发明的过渡管道50设置成代替各种轴向延伸的套管或过渡管道。例如，过渡管道50可以代替如图I所示的轴向延伸的燃烧器衬垫22和过渡件26，并且如下文所讨论的，可以在使工作流体通过其中流动、且流向涡轮分段18的方面相对于轴向延伸的燃烧器衬垫22和过渡管道26提供各种优点。如图所示，多个过渡管道50可以围绕纵向轴线90以环形阵列布置。此外，每个过渡管道50都可以在燃料喷嘴40或多个燃料喷嘴40与涡轮分段18之间延伸。例如，每个过渡管道50都可以从燃料喷嘴40延伸至过渡分段18。因此，工作流体可以通过过渡管道50从燃料喷嘴40大体流向涡轮分段18。在一些实施例中，过渡管道50可以有利地允许消除涡轮分段中的第一级喷嘴，从而可以消除任何相关联的阻力和压降、并且提高系统10的效率和输出。每个过渡管道50都可以具有入口 52、出口 54和位于入口 52与出口 54之间的通路56。过渡管道50的入口 52和出口 54可以具有大体圆形或椭圆形横截面、矩形横截面、三角形横截面或者任何其它合适的多边形横截面。此外，应当理解，过渡管道50的入口 52和出口 54不必具有形状相似的横截面。例如，在一个实施例中，入口 52可以具有大体圆形的横截面，而出口 54可以具有大体矩形的横截面。此外，通路56可以在入口 52与出口 54之间大体逐渐变细。例如，在示例性实施例中，通路56的至少一部分可以大体成圆锥形。然而，除此之外或者备选地，通路56或者通路56的任何部分都可以具有大体矩形横截面、三角形横截面、或者任何其它合适的多边形横截面。应当理解，随着通路56从相对较大的入口 52向相对较小的出口 54逐渐变细，通路56的横截面形状可以沿通路56或者通路56的任何部分发生变化。多个过渡管道50中的每一个过渡管道50的出口 54都可以相对于相应的过渡管道50的入口 52偏置。如本说明书所使用的，术语“偏置”意味着沿所指示的坐标方向分开。多个过渡管道50中的每一个过渡管道50的出口 54都可以相对于相应的过渡管道50的入口 52纵向偏置，例如沿纵向轴线90偏置。此外，在示例性实施例中，多个过渡管道50中的每一个过渡管道50的出口 54都可以相对于相应的过渡管道50的入口 52切向偏置，例如沿切向轴线92偏置。由于多个过渡管道50中的每一个过渡管道50的出口 54都相对于相应的过渡管道50的入口 52切向偏置，因此过渡管道50可以有利地利用工作流体通过过渡管道30流动的切向分量，以消除对涡轮分段18中的第一级喷嘴(未示出)的需要。此外，在示例性实施例中，多个过渡管道50中的每一个过渡管道50的出口 54都可以相对于相应的过渡管道50的入口 52径向偏置，例如沿径向轴线94偏置。由于多个过渡管道50中的每一个过渡管道50的出口 54都相对于相应的过渡管道50的入口 52径向 偏置，因此过渡管道50可以有利地利用工作流体通过过渡管道30流动的径向分量，以进一步消除对涡轮分段18中的第一级喷嘴(未示出)的需要。应当理解，每个过渡管道50的切向轴线92和径向轴线94都相对于由过渡管道50的环形阵列限定的圆周被单独界定，如图2所示，并且基于围绕纵向轴线90以环形阵列布置的过渡管道50的数量，每个过渡管道50的轴线92和94都围绕圆周发生变化。总体而言，根据本发明的过渡管道26和50必须被支承在燃烧器分段14和系统10内。因此，本发明进一步涉及用于涡轮机系统10的支承组件100。总体而言，支承组件100大体可以支承燃烧器分段14和系统10内的过渡管道26或50，并且在示例性实施例中可以允许过渡管道26或50围绕至少一个轴线运动。支承组件100包括过渡管道26或50，如上文所讨论的。此外，如图3至图5、图7和图8所示，支承组件100包括多个突出部102。突出部102构造成允许过渡管道围绕至少一个轴线运动，如下将讨论的。在进一步的示例性实施例中，如图6至图8所示,支承组件100包括支承结构，例如支承结构104。支承结构与突出部102相接触，并且构造成将过渡管道26或50定位在涡轮机系统内。如上所讨论的，支承组件100中的过渡管道可以是轴向过渡管道26 (如图I所示)，或者是偏置过渡管道50(如图2、图3、7和图8所示)。因此，尽管本发明讨论的是在偏置过渡管道50情况下的支承组件100，但是应当理解，本发明同样能够应用于轴向过渡管道26的情况。图3示出了本发明的支承组件100的一个实施例。如图所示，多个突出部102从过渡管道50延伸。在示例性实施例中，突出部102在大体环形阵列中彼此间隔开，例如如图所示的围绕纵向轴线90的大体环形阵列中。此外，示例性实施例中的突出部102从过渡管道50的头部端106延伸。过渡管道50的头部端106是相对于通过过渡管道的热气流的过渡管道50的上游端，并且邻近入口 52。值得注意的是，头部端106可以仅仅是过渡管道50的上游部分、并且可以与过渡管道50 —体形成，或者可以是例如通过焊接或机械紧固安装至过渡管道50的、相对于过渡管道50的单独部件。此外，应当理解，本发明并不限于以上所公开的突出部102的定位。相反，相对于彼此、并且/或者相对于过渡管道具有任何合适定位的突出部102都属于本发明的范围和精神内。图4和图5示出了根据本发明的突出部102的各种实施例。如图所示，在示例性实施例中，每个突出部102都可以具有上表面112和侧表面114。侧表面114从过渡管道50的外表面延伸，并且上表面112连接侧表面114。表面112、114中的至少一个或者多个可以是弧形表面。例如，图4示出了弧形上表面112，而图5示出了弧形侧表面114。弧形表面可以大体沿纵向轴线延伸，如图3所示。因此,在如图所示的示例性实施例中，突出部102可以是花键。然而，应当理解，本发明并不限于以上所公开的突出部形状。例如，在备选实施例中，突出部102可以是圆锥形、球形、圆柱形、立方体或长方体状、棱柱状、金字塔状、或者具有任何其它合适的形状。在示例性实施例中，突出部102可以与过渡管道50和/或头部端106 —体形成。备选地，突出部102可以是相对于过渡管道50和/或头部端106的单独部件，并且可以例如通过焊接或者合适的机械紧固安装至过渡管道。本发明的支承组件100可以进一步包括支承结构。支承结构大体包绕且接触突出·部102，并且总体而言构造成将过渡管道50支承和定位在燃烧器分段14和系统10内。例如，图6至图8示出了支承结构104。支承结构104可以是在其中接受过渡管道50以使得突出部102与支承结构104的内表面相接触的空心圆柱或环。然而，备选地，支承结构104可以具有构造成在其中接收过渡管道50、以使得突出部102与支承结构106的内表面相接触的任何合适的形状。图8是支承组件100的一个实施例的横截面图。如图所示，支承结构104与燃烧器壳体122—体形成。燃烧器壳体122大体包绕并且围住燃烧器16的各种部件。燃烧器壳体122可以安装至压缩机排放壳体124，压缩机排放壳体124也可以大体包绕并且围住燃烧器16的各种部件。燃烧器壳体122和压缩机排放壳体124可以例如通过焊接或者机械紧固安装在一起。例如，如图所示，机械紧固件126 (可以是螺母-螺栓组合、铆钉、螺钉、钉、或者其它合适的机械紧固装置)可以将燃烧器壳体122和压缩机排放壳体124安装在一起。备选地，支承结构104可以与压缩机排放壳体124—体形成，或者可以是安装至燃烧器壳体122和压缩机排放壳体124中的任意一个或两个的单独部件。此外，应当理解，本发明并不限于以上所公开的构造，相反，支承结构106、过渡管道26和突出部102的任何合适的构造都属于本发明的范围和精神内。如图6至图8所示，支承结构106可以限定多个通道130。通道130可以被限定在支承结构104的内表面中。每个通道130都可以在其中接收突出部102。如图所示，在示例性实施例中，每个通道130都可以具有下表面132和侧表面114。侧表面134从支承结构106的表面向内延伸，并且底部表面132连接侧表面134。表面132、134中的至少一个或者多个可以是线性表面。例如，图6至图8示出了线性底部表面132和线性侧表面134。在示例性实施例中，当支承结构104接触突出部102从而使得每个突出部102都被接受在通道130中时，侧表面114接触侧表面134、并且上表面112接触底部表面132。然而，应当理解，本发明并不限于以上所公开的通道形状。例如，在备选实施例中，通道102可以是圆锥形、球形、圆柱形、立方体或长方体状、棱柱状、金字塔状、或者具有任何其它合适的形状。应当理解，本发明并不限于从过渡管道50延伸的突出部102和被限定在支承结构106中的通道130。相反，在备选实施例中，多个通道130可以被限定在过渡管道50 (例如其外表面)中，同时多个突出部102从支承结构106延伸。这种突出部102和/或通道130的操作可以与本说明书所讨论的各种实施例一致。如上所讨论的，突出部102可以构造成允许过渡管道50围绕至少一个轴线运动。此外，在示例性实施例中，突出部102可以构造成允许过渡管道50围绕两个轴线运动。在一些实施例中，突出部102可以允许过渡管道50围绕切向轴线92运动。例如，如上所讨论的，在示例性实施例中，突出部102可以具有弧形上表面112。在系统10操作期间，过渡管道50可能经历可以造成过渡管道50 (例如过渡管道50的头端部106)运动的热膨胀或者其它各种效应。弧形上表面112可以允许过渡管道50围绕切向轴线92旋转，从而防止过渡管道50中的应力。在一些实施例中，突出部102可以允许过渡管道50围绕切向轴线92的这种旋转达到大约旋转5度的最大值，或者达到旋转2度的最大值。然而，应当理解，本发明并不限于以上公开的旋转程度/度数，相反，过渡管道50的任何合适的旋转都属于本发明的范围和精神内。
除此之外或者备选地，在一些实施例中，突出部102可以允许过渡管道50围绕径向轴线94运动。例如，如上所讨论的，在示例性实施例中，突出部102可以具有弧形侧表面114。在系统10操作期间，过渡管道50可能经历可以造成过渡管道50 (例如过渡管道50的头端部106)运动的热膨胀或者其它各种效应。弧形侧表面114可以允许过渡管道50围绕径向轴线94旋转，从而防止过渡管道50中的应力。在一些实施例中，突出部102可以允许过渡管道50围绕径向轴线94的这种旋转达到大约旋转5度的最大值，或者达到旋转2度的最大值。然而，应当理解，本发明并不限于以上所公开的旋转程度/度数，相反，过渡管道50的任何合适的旋转都属于本发明的范围和精神内。在示例性实施例中，突出部102进一步允许过渡管道50沿纵向轴线90运动。例如，尽管从过渡管道50延伸，但是突出部102并不安装或连接至与突出部102相接触的任何其它表面(例如支承结构104的表面)。因此，如果过渡管道50沿纵向轴线90运动，例如由于可能造成过渡管道50 (例如过渡管道50的头部端106)运动的热膨胀或者其它各种效应，则突出部102可以沿纵向轴线90滑动。本说明书使用示例对本发明进行了公开(其中包括最佳模式)，并且还使本领域内的技术人员能够实施本发明(其中包括制造和使用任何装置或系统并且执行所包含的任何方法)。本发明的专利保护范围通过权利要求进行限定，并且可以包括本领域技术人员能够想到的其它示例。如果这些其它的示例包括与权利要求的字面语言没有区别的结构元件，或者如果这些其它的示例包括于权利要求的字面语言没有实质区别的等同结构元件，则期望这些其它的示例落入权利要求的范围中。
权利要求
1.一种用于涡轮机系统(10)的支承组件(100)，所述支承组件(100)包括 过渡管道(50)，所述过渡管道(50)在燃料喷嘴(40)与涡轮分段(18)之间延伸，所述过渡管道(50)具有入口(52)、出口(54)和通路(56)，所述通路(56)在所述入口(52)与所述出口(54)之间延伸并且限定纵向轴线(90)、径向轴线(94)和切向轴线(92)，所述过渡管道(50)的所述出口(54)沿所述纵向轴线(90)相对于所述入口(52)偏置；以及 多个突出部(102)，所述多个突出部(102)从所述过渡管道(50)延伸，所述多个突出部(102)构造成允许所述过渡管道(50)围绕至少一个轴线运动。
2.根据权利要求I所述的支承组件(100)，其特征在于，所述过渡管道(50)的所述出口(54)沿所述切向轴线(92)和所述径向轴线(94)相对于所述入口(52)进一步偏置。
3.根据权利要求I至2中任一项所述的支承组件(100)，其特征在于，所述多个突出部(102)以大体环形阵列从所述过渡管道(50)的头部端(106)延伸。
4.根据权利要求I至3中任一项所述的支承组件(100)，其特征在于，所述多个突出部(102)构造成允许所述过渡管道(50)围绕两个轴线运动。
5.根据权利要求I至4中任一项所述的支承组件(100)，其特征在于，所述多个突出部(102)构造成允许所述过渡管道(50)围绕所述切向轴线(92)运动。
6.根据权利要求I至5中任一项所述的支承组件(100)，其特征在于，所述多个突出部(102)构造成允许所述过渡管道(50)围绕所述径向轴线(94)运动。
7.根据权利要求I至6中任一项所述的支承组件(100)，其特征在于，所述多个突出部(102)中的每一个都包括至少一个弧形表面。
8.根据权利要求7所述的支承组件(100)，其特征在于，所述至少一个弧形表面沿所述纵向轴线(90)延伸。
9.根据权利要求7至8中任一项所述的支承组件(100)，其特征在于，所述多个突出部(102)中的每一个都包括多个弧形表面。
10.根据权利要求7至9中任一项所述的支承组件(100)，其特征在于，所述至少一个弧形表面是弧形上表面(112)。
11.根据权利要求7至10中任一项所述的支承组件(100)，其特征在于，所述至少一个弧形表面是弧形侧表面(114)。
12.根据权利要求I至11中任一项所述的支承组件(100)，其特征在于，所述支承组件(100)进一步包括支承结构(104)，所述支承结构(104)与所述多个突出部(102)相接触、并且构造成将所述过渡管道(50)定位在所述涡轮机系统(10)内。
13.根据权利要求I至12中任一项所述的支承组件(100)，其特征在于，所述支承结构(104)限定多个通道(130)，每个通道(130)都接收所述多个突出部(102)中的一个。
14.根据权利要求I至13中任一项所述的支承组件(100)，其特征在于，所述多个通道(130)中的每一个都包括至少一个线性表面。
15.一种润轮机系统(10),其包括 燃料喷嘴(40)； 涡轮分段(18)； 过渡管道(50)，所述过渡管道(50)在所述燃料喷嘴(40)与所述涡轮分段(18)之间延伸，所述过渡管道(50)具有入口(52)、出口(54)和通路(56)，所述通路(56)在所述入口(52)与所述出口 (54)之间延伸并且限定纵向轴线(90)、径向轴线(94)和切向轴线(92)，所述过渡管道(50)的所述出口(54)沿所述纵向轴线(90)相对于所述入口(52)偏置；以及 多个突出部(102)，所述多个突出部(102)从所述过渡管道(50)延伸，所述多个突出部(102)构造成允许所述过渡管道(50·)围绕至少一个轴线运动。
全文摘要
本发明公开一种用于涡轮机系统的过渡管道的支承组件。该支承组件包括在燃料喷嘴与涡轮分段之间延伸的过渡管道。过渡管道具有入口、出口和通路，该通路在入口与出口之间延伸并且限定纵向轴线、径向轴线和切向轴线。过渡管道的出口沿纵向轴线相对于入口偏置。该支承组件进一步包括从过渡管道延伸的多个突出部。多个突出部构造成允许过渡管道围绕至少一个轴线运动。
文档编号F02C7/20GK102865145SQ201210230720
公开日2013年1月9日 申请日期2012年7月5日 优先权日2011年7月5日
发明者J.S.勒贝格, K.W.麦马罕, R.R.彭特科斯特, J.S.弗拉纳根 申请人:通用电气公司