RU2015142073A - Система регулирования температуры отключения турбинного двигателя с вспрыскивающим соплом для газотурбинного двигателя - Google Patents

Система регулирования температуры отключения турбинного двигателя с вспрыскивающим соплом для газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2015142073A
RU2015142073A RU2015142073A RU2015142073A RU2015142073A RU 2015142073 A RU2015142073 A RU 2015142073A RU 2015142073 A RU2015142073 A RU 2015142073A RU 2015142073 A RU2015142073 A RU 2015142073A RU 2015142073 A RU2015142073 A RU 2015142073A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
outer casing
top dead
cavity
dead center
Prior art date
Application number
RU2015142073A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2666711C2 (ru
Inventor
Уве ЛОЗЕ
Эван К. ЛЭНДРУМ
Цзипин ЧЖАН
Абдуллатиф М. ЧЕХАБ
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2015142073A publication Critical patent/RU2015142073A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2666711C2 publication Critical patent/RU2666711C2/ru

Links

Classifications

    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/26—Double casings; Measures against temperature strain in casings
    • 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
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/12—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to temperature
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/18—Two-dimensional patterned
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Claims (18)

1. Система (10) регулирования температуры отключения турбинного двигателя, отличающаяся тем, что
узел (14) лопаток турбины, имеющий множество рядов (22) лопаток (24) турбины, проходящих радиально наружу от ротора (26) турбины;
наружный кожух (12), окружающий узел (14) лопаток турбины, имеющий множество смотровых отверстий (30) в наружном кожухе (12) над горизонтальной осью (32), образующей верхнюю половину (33) наружного кожуха (12), причем наружный кожух (12) частично образует, по меньшей мере, одну полость (28); и
по меньшей мере, одно сопло (38), расположенное в наружном кожухе (12) и расположенное радиально наружу от узла (14) лопаток турбины.
2. Система (10) по п. 1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одно сопло (38) имеет угол распыла меньший, чем ширина, по меньшей мере, одной полости (18) области среднего ряда.
3. Система (10) по п. 1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одно сопло (38) смещено по окружности от верхней мертвой точки (48) наружного кожуха (12).
4. Система (10) по п. 1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одно сопло (38) смещено по окружности от верхней мертвой точки (48) наружного кожуха (12), так что, по меньшей мере, одно сопло (38) расположено на угловом расстоянии от 45 до 75 градусов от верхней мертвой точки (48) наружного кожуха (12).
5. Система (10) по п. 1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одно сопло (38) расположено так, что текучая среда, вышедшая из, по меньшей мере, одного сопла (38), сталкивается с внутренней поверхностью (46) наружного кожуха (12).
6. Система (10) по п. 1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одно сопло (38) расположено так, что текучая среда, вышедшая из, по меньшей мере, одного сопла (38), сталкивается с внутренней поверхностью (46) наружного кожуха (12) в верхней мертвой точке (48).
7. Система (10) по п. 1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одно сопло (38) расположено так, что текучая среда, вышедшая из, по меньшей мере, одного сопла (38), образует окружной поток текучей среды в полости (28) в наружном кожухе (12).
8. Система (10) по п. 1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одно сопло (38) соединено с наружным кожухом (12) в люке (60) для бороскопа.
9. Система (10) по п. 1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одним соплом (38) является многопоточное сопло (70).
10. Система (10) по п. 1, дополнительно отличающаяся тем, что подача (62) окружающего воздуха находится в сообщении с, по меньшей мере, одним соплом (38).
11. Система (10) по п. 1, в которой, по меньшей мере, одной полостью (28) является, по меньшей мере, одна полость (18) области среднего ряда, образованная наружным кожухом (12), и, причем, по меньшей мере, одно сопло (38) расположено в наружном кожухе (12) и расположено радиально наружу от области (18) среднего ряда узла (14) лопаток турбины, причем область (18) среднего ряда расположена вниз по потоку от области (42) переднего ряда и вверх по потоку от области (44) ряда вниз по потоку.
12. Система (10) по п. 11, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одно сопло (38) образовано из первого сопла (50), проходящего от наружного кожуха (12) в полость области среднего ряда на первой стороне (52) верхней мертвой точки (48) наружного кожуха (12), и второго сопла (54), проходящего от наружного кожуха (12) в полость (18) области среднего ряда на второй стороне (56) верхней мертвой точки (48) наружного кожуха (12), причем вторая сторона (56) находится на противоположной стороне от первой стороны (52), и, причем первое и второе сопла (50, 54) направлены к верхней мертвой точке (48) наружного кожуха (12).
13. Система (10) по п. 11, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одно сопло (38) образовано из первого сопла (50), проходящего от наружного кожуха (12) в полость (18) области среднего ряда на первой стороне (52) верхней мертвой точки (48) наружного кожуха (12), и второго сопла (54), проходящего от наружного кожуха (12) в полость (18) области среднего ряда на
второй стороне (56) верхней мертвой точки (48) наружного кожуха (12), причем вторая сторона (56) находится на противоположной стороне от первой стороны (52), и, причем первое и второе сопла (50, 54) направлены от верхней мертвой точки (48) наружного кожуха (12).
14. Система по п. 13, отличающаяся тем, что дополнительно многопоточное сопло (70) расположено между первым и вторым соплами (50, 54).
RU2015142073A 2013-04-03 2014-03-11 Система регулирования температуры отключения турбинного двигателя с вспрыскивающим соплом для газотурбинного двигателя RU2666711C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/855,756 2013-04-03
US13/855,756 US20140301820A1 (en) 2013-04-03 2013-04-03 Turbine engine shutdown temperature control system with nozzle injection for a gas turbine engine
PCT/US2014/023326 WO2014164724A1 (en) 2013-04-03 2014-03-11 Turbine engine shutdown temperature control system with nozzle injection for a gas turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015142073A true RU2015142073A (ru) 2017-05-11
RU2666711C2 RU2666711C2 (ru) 2018-09-11

Family

ID=50513444

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015142073A RU2666711C2 (ru) 2013-04-03 2014-03-11 Система регулирования температуры отключения турбинного двигателя с вспрыскивающим соплом для газотурбинного двигателя

Country Status (10)

Country Link
US (1) US20140301820A1 (ru)
EP (1) EP2981681A1 (ru)
JP (1) JP2016518544A (ru)
KR (1) KR20150136618A (ru)
CN (1) CN105189938B (ru)
BR (1) BR112015025094A2 (ru)
CA (1) CA2907940C (ru)
MX (1) MX2015013963A (ru)
RU (1) RU2666711C2 (ru)
WO (1) WO2014164724A1 (ru)

Families Citing this family (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10060629B2 (en) * 2015-02-20 2018-08-28 United Technologies Corporation Angled radial fuel/air delivery system for combustor
EP3091197A1 (en) * 2015-05-07 2016-11-09 General Electric Technology GmbH Method for controlling the temperature of a gas turbine during a shutdown
US11149642B2 (en) * 2015-12-30 2021-10-19 General Electric Company System and method of reducing post-shutdown engine temperatures
US10443507B2 (en) 2016-02-12 2019-10-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine bowed rotor avoidance system
US10125636B2 (en) 2016-02-12 2018-11-13 United Technologies Corporation Bowed rotor prevention system using waste heat
US10508601B2 (en) 2016-02-12 2019-12-17 United Technologies Corporation Auxiliary drive bowed rotor prevention system for a gas turbine engine
US10539079B2 (en) 2016-02-12 2020-01-21 United Technologies Corporation Bowed rotor start mitigation in a gas turbine engine using aircraft-derived parameters
US10125691B2 (en) 2016-02-12 2018-11-13 United Technologies Corporation Bowed rotor start using a variable position starter valve
US10040577B2 (en) 2016-02-12 2018-08-07 United Technologies Corporation Modified start sequence of a gas turbine engine
US10174678B2 (en) 2016-02-12 2019-01-08 United Technologies Corporation Bowed rotor start using direct temperature measurement
US9664070B1 (en) 2016-02-12 2017-05-30 United Technologies Corporation Bowed rotor prevention system
US10443505B2 (en) 2016-02-12 2019-10-15 United Technologies Corporation Bowed rotor start mitigation in a gas turbine engine
US10508567B2 (en) 2016-02-12 2019-12-17 United Technologies Corporation Auxiliary drive bowed rotor prevention system for a gas turbine engine through an engine accessory
US10436064B2 (en) 2016-02-12 2019-10-08 United Technologies Corporation Bowed rotor start response damping system
EP3211184B1 (en) 2016-02-29 2021-05-05 Raytheon Technologies Corporation Bowed rotor prevention system and associated method of bowed rotor prevention
US10787933B2 (en) 2016-06-20 2020-09-29 Raytheon Technologies Corporation Low-power bowed rotor prevention and monitoring system
US10358936B2 (en) 2016-07-05 2019-07-23 United Technologies Corporation Bowed rotor sensor system
US10384791B2 (en) 2016-07-21 2019-08-20 United Technologies Corporation Cross engine coordination during gas turbine engine motoring
US10618666B2 (en) 2016-07-21 2020-04-14 United Technologies Corporation Pre-start motoring synchronization for multiple engines
US10221774B2 (en) 2016-07-21 2019-03-05 United Technologies Corporation Speed control during motoring of a gas turbine engine
EP3273006B1 (en) 2016-07-21 2019-07-03 United Technologies Corporation Alternating starter use during multi-engine motoring
EP3273016B1 (en) 2016-07-21 2020-04-01 United Technologies Corporation Multi-engine coordination during gas turbine engine motoring
US10787968B2 (en) 2016-09-30 2020-09-29 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine motoring with starter air valve manual override
US10443543B2 (en) 2016-11-04 2019-10-15 United Technologies Corporation High compressor build clearance reduction
US10823079B2 (en) 2016-11-29 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Metered orifice for motoring of a gas turbine engine
JP6651665B1 (ja) * 2019-03-28 2020-02-19 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン車室、ガスタービン及びタービン車室の変形防止方法
US11035251B2 (en) * 2019-09-26 2021-06-15 General Electric Company Stator temperature control system for a gas turbine engine

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2402841A (en) * 1944-06-26 1946-06-25 Allis Chalmers Mfg Co Elastic fluid turbine apparatus
JPS54121306A (en) * 1978-03-15 1979-09-20 Toshiba Corp Geothermal steam turbine
JPH11270306A (ja) * 1998-03-20 1999-10-05 Toshiba Corp 蒸気タービンの強制冷却装置
RU2161715C2 (ru) * 1999-02-08 2001-01-10 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Устройство для охлаждения газотурбинной установки
JP2000328904A (ja) * 1999-05-18 2000-11-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 蒸気タービン車室
JP2003254010A (ja) * 2002-03-01 2003-09-10 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 蒸気タービン車室
CN100516469C (zh) * 2003-04-07 2009-07-22 阿尔斯通技术有限公司 涡轮机
DE10352089A1 (de) * 2003-11-07 2005-06-09 Alstom Technology Ltd Verfahren zum Betreiben einer Turbomaschine, und Turbomaschine
JP2006037855A (ja) * 2004-07-28 2006-02-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 車室ケーシング及びガスタービン
GB0705696D0 (en) * 2007-03-24 2007-05-02 Rolls Royce Plc A method of repairing a damaged abradable coating
US8820090B2 (en) * 2012-09-05 2014-09-02 Siemens Aktiengesellschaft Method for operating a gas turbine engine including a combustor shell air recirculation system

Also Published As

Publication number Publication date
CA2907940C (en) 2017-10-24
KR20150136618A (ko) 2015-12-07
CA2907940A1 (en) 2014-10-09
CN105189938B (zh) 2017-10-13
BR112015025094A2 (pt) 2017-07-18
EP2981681A1 (en) 2016-02-10
US20140301820A1 (en) 2014-10-09
CN105189938A (zh) 2015-12-23
JP2016518544A (ja) 2016-06-23
WO2014164724A1 (en) 2014-10-09
RU2666711C2 (ru) 2018-09-11
MX2015013963A (es) 2016-02-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2015142073A (ru) Система регулирования температуры отключения турбинного двигателя с вспрыскивающим соплом для газотурбинного двигателя
JP2014040999A5 (ru)
US9518738B2 (en) Impingement-effusion cooled tile of a gas-turbine combustion chamber with elongated effusion holes
JP2013231582A5 (ru)
EP2578810B1 (en) Seal structure, turbine machine equipped with same, and power plant equipped with said turbine machine
JP2012149869A5 (ru)
EP2778529A3 (en) Combustor for gas turbine engine
JP2014153052A5 (ru)
FR2982008B1 (fr) Paroi annulaire de chambre de combustion a refroidissement ameliore au niveau des trous primaires et de dilution
EP2775098A3 (en) Integrated strut-vane
JP5975487B2 (ja) 燃料噴霧ノズル
SA515360472B1 (ar) جناح زاوية شفرة توربين بنتوءات ضخ
JP2016035336A5 (ru)
WO2014099077A3 (en) Gas turbine engine asymmetric nozzle guide vanes
WO2016126986A3 (en) Systems and methods for high volumetric oxidant flow in gas turbine engine with exhaust gas recirculation
JP2016535826A5 (ru)
EP3495737A3 (en) Combustion systems
WO2013126125A3 (en) Radial inflow gas turbine engine with advanced transition duct
FR2972027B1 (fr) Chambre annulaire de combustion de turbomachine comprenant des orifices de dilution ameliores
JP2012102995A5 (ru)
JP2016061506A5 (ru)
RU2013141416A (ru) Узел пера лопатки и полки для сверхзвукового потока
WO2015130384A3 (en) Fan nacelle inlet flow control
JP2015105766A5 (ru)
WO2018057072A3 (en) Combustor assembly for a gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20200312