RU2626923C2 - Система управления температурой обоймы лопастей в газотурбинном двигателе - Google Patents

Система управления температурой обоймы лопастей в газотурбинном двигателе Download PDF

Info

Publication number
RU2626923C2
RU2626923C2 RU2015129105A RU2015129105A RU2626923C2 RU 2626923 C2 RU2626923 C2 RU 2626923C2 RU 2015129105 A RU2015129105 A RU 2015129105A RU 2015129105 A RU2015129105 A RU 2015129105A RU 2626923 C2 RU2626923 C2 RU 2626923C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cooling air
cage
blades
section
blade
Prior art date
Application number
RU2015129105A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015129105A (ru
Inventor
Винсент Р. ЛАУРЕЛЛО
Кок-Мун ТХАМ
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 RU2015129105A publication Critical patent/RU2015129105A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2626923C2 publication Critical patent/RU2626923C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • 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
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
    • F02C6/06—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas
    • F02C6/08—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas the gas being bled from the gas-turbine compressor
    • 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
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F02C7/185—Cooling means for reducing the temperature of the cooling air or gas

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Система управления температурой обоймы лопастей для использования в газотурбинном двигателе. Система управления включает в себя первый источник охлаждающего воздуха, второй источник охлаждающего воздуха, а также систему управления температурой воздуха. Первый источник охлаждающего воздуха подает первую часть охлаждающего воздуха обоймы лопастей, отбираемого из секции компрессора двигателя, к первой секции обоймы лопастей, которая поддерживает множество рядов лопастей внутри секции турбины двигателя. Второй источник охлаждающего воздуха подает вторую часть охлаждающего воздуха обоймы лопастей, отбираемого из секции компрессора, ко второй секции обоймы лопастей, разнесенной от первой секции в аксиальном направлении, образованном направлением потока горячего рабочего газа через секцию турбины. Изобретение позволяет управлять температурой охлаждающего воздуха обоймы лопастей. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к системе управления температурой обоймы лопастей в газотурбинном двигателе, причем система управляет температурой одной или более частей охлаждающего воздуха, подаваемого на ступени обоймы лопастей в секции турбины двигателя.
Во время работы газотурбинного двигателя воздух сжимается в секции компрессора, далее смешивается с топливом и сжигается в секции сгорания для создания горячих газов сгорания (см., например, публикацию US 2011135456). Одна или более камер сгорания в секции сгорания подают горячие газы сгорания к секции турбины двигателя, где горячие газы сгорания расширяются с возможностью извлечения энергии из них для обеспечения выходной мощности, которая, в свою очередь, используется для производства электричества. Из-за высокой рабочей температуры внутри двигателя, в частности, в камерах сгорания и в секции турбины, избранные компоненты двигателя охлаждаются с помощью охлаждающей текучей среды, такой как, например, воздух, который перепускается из секции компрессора.
В соответствии с настоящим изобретением обеспечена система управления температурой обоймы лопастей в газотурбинном двигателе, который включает в себя секцию компрессора, включающую в себя множество ступеней компрессора, секцию сгорания, секцию турбины, включающую в себя множество ступеней турбины, и вращаемый ротор. Система управления температурой обоймы лопастей содержит источник охлаждающего воздуха ротора, который подает охлаждающий воздух ротора к ротору, первый источник охлаждающего воздуха обоймы лопастей, второй источник охлаждающего воздуха обоймы лопастей и систему управления температурой воздуха. Первый источник охлаждающего воздуха обоймы лопастей подает первую часть охлаждающего воздуха обоймы лопастей, отбираемого из секции компрессора, к первой секции обоймы лопастей, которая поддерживает множество рядов лопастей внутри секции турбины. Второй источник охлаждающего воздуха обоймы лопастей подает вторую часть охлаждающего воздуха обоймы лопастей, отбираемого из секции компрессора, ко второй секции обоймы лопаток. Вторая секция разнесена от первой секции в аксиальном направлении, образованном направлением потока горячего рабочего газа через секцию турбины. Система управления температурой воздуха обеспечена для управления температурой по меньшей мере одной из первой и второй частей охлаждающего воздуха обоймы лопастей.
В соответствии со вторым аспектом настоящего изобретения обеспечена система управления температурой обоймы лопастей в газотурбинном двигателе, который включает в себя секцию компрессора, включающую в себя множество ступеней компрессора, секцию сгорания, секцию турбины, включающую в себя множество ступеней турбины, и вращаемый ротор. Система управления температурой обоймы лопастей содержит источник охлаждающего воздуха ротора, который подает охлаждающий воздух ротора к ротору, первый источник охлаждающего воздуха обоймы лопастей, второй источник охлаждающего воздуха обоймы лопастей, третий источник охлаждающего воздуха обоймы лопастей и систему управления температурой воздуха. Первый источник охлаждающего воздуха обоймы лопастей подает первую часть охлаждающего воздуха обоймы лопастей, отбираемого из задней секции секции компрессора относительно направления потока сжатого воздуха через секцию компрессора, к передней секции обоймы лопастей относительно аксиального направления, образованного направлением потока горячего рабочего газа через секцию турбины, причем обойма лопастей поддерживает множество рядов лопастей внутри секции турбины. Второй источник охлаждающего воздуха обоймы лопастей подает вторую часть охлаждающего воздуха обоймы лопастей, отбираемого из передней секции секции компрессора относительно направления потока сжатого воздуха через секцию компрессора, к аксиально задней секции обоймы лопастей. Третий источник охлаждающего воздуха обоймы лопастей подает третью часть охлаждающего воздуха обоймы лопастей, отбираемого из средней секции секции компрессора относительно направления потока сжатого воздуха через секцию компрессора, к аксиально средней секции обоймы лопастей. Система управления температурой воздуха включает в себя теплообменник для управления температурой первой, второй и/или третьей частей охлаждающего воздуха обоймы лопастей так, что температура первой, второй и/или третьей частей охлаждающего воздуха обоймы лопастей находится в пределах заданной разности температур относительно температуры охлаждающего воздуха ротора в заданном месте.
В соответствии с третьим аспектом настоящего изобретения обеспечен способ работы газотурбинного двигателя, который включает в себя секцию компрессора, включающую в себя множество ступеней компрессора, секцию сгорания, секцию турбины, включающую в себя множество ступеней турбины, и вращаемый ротор. Для ротора обеспечивают охлаждающий воздух ротора. Первую часть охлаждающего воздуха обоймы лопастей, отбираемого из задней секции секции компрессора относительно направления потока сжатого воздуха через секцию компрессора, подают к передней секции обоймы лопастей относительно аксиального направления, образованного направлением потока горячего рабочего газа через секцию турбины, причем обойма лопастей поддерживает множество рядов лопастей внутри секции турбины. Вторую часть охлаждающего воздуха обоймы лопастей, отбираемого из передней секции секции компрессора относительно направления потока сжатого воздуха через секцию компрессора, подают к аксиально задней секции обоймы лопастей. Температурой по меньшей мере одной из первой и второй частей охлаждающего воздуха обоймы лопастей управляют так, что по меньшей мере одна из первой и второй частей охлаждающего воздуха обоймы лопастей находится в пределах заданной разности температур относительно температуры охлаждающего воздуха ротора в заданном месте.
Таким образом, согласно объекту настоящего изобретения создана система управления температурой обоймы лопастей в газотурбинном двигателе, которая включает в себя секцию компрессора, включающую в себя множество ступеней компрессора, секцию сгорания, секцию турбины, включающую в себя множество ступеней турбины, и вращаемый ротор, причем система управления температурой обоймы лопастей содержит:
источник охлаждающего воздуха ротора, который подает охлаждающий воздух ротора к ротору;
первый источник охлаждающего воздуха обоймы лопастей, который подает первую часть охлаждающего воздуха обоймы лопастей, отбираемого из секции компрессора, к первой секции обоймы лопастей, причем обойма лопастей поддерживает множество рядов лопастей внутри секции турбины;
второй источник охлаждающего воздуха обоймы лопастей, который подает вторую часть охлаждающего воздуха обоймы лопастей, отбираемого из секции компрессора, ко второй секции обоймы лопастей, причем вторая секция отстоит от первой секции в аксиальном направлении, образованном направлением потока горячего рабочего газа через секцию турбины; и
систему управления температурой воздуха для управления температурой по меньшей мере одной из первой и второй частей охлаждающего воздуха обоймы лопастей,
при этом система управления температурой воздуха содержит теплообменник, причем первая часть охлаждающего воздуха обоймы лопастей используется в качестве охлаждающей среды в теплообменнике для охлаждения второй части охлаждающего воздуха обоймы лопастей, при этом система управления температурой воздуха дополнительно содержит вспомогательный охладитель для обеспечения охлаждения второй части охлаждающего воздуха обоймы лопастей в дополнение к охлаждению, обеспечиваемому теплообменником, причем вспомогательный охладитель выполнен с возможностью охлаждения второй части охлаждающего воздуха обоймы лопастей до требуемой температуры, если в теплообменнике первая часть охлаждающего воздуха обоймы лопастей не способна охладить вторую часть охлаждающего воздуха обоймы лопастей вплоть до требуемой температуры без нагрева первой части охлаждающего воздуха обоймы лопастей выше предпочтительной температуры, при этом вспомогательный охладитель использует топливо для подачи к камерам сгорания секции сгорания в качестве охлаждающей среды для охлаждения второй части охлаждающего воздуха обоймы лопастей.
Предпочтительно, первая часть охлаждающего воздуха обоймы лопастей отбирается из первой секции секции компрессора, а вторая часть охлаждающего воздуха обоймы лопастей отбирается из второй секции секции компрессора, которая отстоит от первой секции секции компрессора в направлении потока сжатого воздуха через секцию компрессора.
Предпочтительно, первая часть охлаждающего воздуха обоймы лопастей отбирается из задней ступени секции компрессора, а вторая часть охлаждающего воздуха обоймы лопастей отбирается из передней ступени секции компрессора относительно направления потока сжатого воздуха через секцию компрессора; и первая часть охлаждающего воздуха обоймы лопастей подается к аксиально передней ступени секции турбины, а вторая часть охлаждающего воздуха обоймы лопастей подается к аксиально задней ступени секции турбины.
Предпочтительно, система управления температурой обоймы лопастей дополнительно содержит пару байпасных контуров, включающих в себя соответственные клапаны для выборочного позволения первой и второй частям охлаждающего воздуха обоймы лопастей байпасировать теплообменник и вспомогательный охладитель.
Предпочтительно, система управления температурой воздуха выполнена с возможностью управления температурами первой и второй частей охлаждающего воздуха обоймы лопастей таким образом, чтобы каждая из них находилась в пределах около 25°С от температуры охлаждающего воздуха ротора в аксиальных местах, соответствующих местам, где соответственные части охлаждающего воздуха обоймы лопастей подаются к обойме лопастей.
В то время как описание заканчивается формулой изобретения, в частности, указывающей и четко заявляющей настоящее изобретение, считается, что настоящее изобретение будет лучше понято из следующего далее описания в сочетании с прилагаемыми чертежами на которых одинаковые ссылочные позиции обозначают подобные элементы, и на которых:
Фиг. 1 - схематическое изображение газотурбинного двигателя, включающего в себя систему управления температурой обоймы лопастей согласно варианту выполнения изобретения;
Фиг. 2А, 2В и 2С - увеличенные виды соответственных участков с Фиг. 1; и
Фиг. 3 - схематическое изображение системы управления температурой обоймы лопастей для использования в газотурбинном двигателе согласно другому варианту выполнения изобретения.
В следующем далее подробном описании предпочтительных вариантов выполнения сделана ссылка на сопровождающие чертежи, которые образуют его часть, и на которых показан в качестве иллюстрации, а не в качестве ограничения, конкретный предпочтительный вариант выполнения, с помощью которого изобретение может быть осуществлено на практике. Следует понимать, что другие варианты выполнения могут быть использованы, и что изменения могут быть выполнены без отклонения от сущности и объема охраны настоящего изобретения.
На Фиг. 1 показан газотурбинный двигатель 10, сконструированный в соответствии с настоящим изобретением. Двигатель 10 включает в себя секцию 12 компрессора, секцию 14 сгорания, включающую в себя множество камер 16 сгорания (только одна камера 16 сгорания показана на Фиг. 1), и секцию 18 турбины. Следует отметить, что двигатель 10 согласно настоящему изобретению предпочтительно содержит кольцеобразную группу камер 16 сгорания, которые расположены вокруг продольной оси LA двигателя 10, которая образует аксиальное направление внутри двигателя 10, причем аксиальное направление образует направление для потока сжатого воздуха CA через секцию 12 компрессора, а также направление потока горячего рабочего газа HG через секцию 18 турбины. Такая конфигурация обычно называется "трубчато-кольцевая система сгорания".
Секция 12 компрессора засасывает и сжимает воздух на впуске, по меньшей мере часть которого направляется к кожуху 20 камер сгорания для доставки к камерам сгорания 16. Другая часть сжатого воздуха может быть отобрана из секции 12 компрессора для охлаждения различных компонентов внутри двигателя 10, как будет обсуждено подробно ниже. В показанной примерной конфигурации двигателя секция 12 компрессора включает в себя тринадцать ступеней 12А-12М (см Фиг. 2А и 2В). Каждая ступень 12А-М включает в себя ряд вращающихся лопаток компрессора, которые соединены с ротором 26 турбины, который продолжается параллельно вращаемому валу 28 (см. Фиг. 1 и 2А), который продолжается аксиально через двигатель 10 вдоль продольной оси LA, и ряд неподвижных лопастей. Примерный двигатель 10, проиллюстрированный на Фиг. 1, также включает в себя ряд впускных направляющих лопастей IGV, расположенных аксиально впереди от первой ступени 12А (см. Фиг. 2А).
При входе в камеры 16 сгорания сжатый воздух из секции 12 компрессора смешивается с топливом и воспламеняется для производства высокотемпературных газов сгорания, также называемых здесь как горячие рабочие газы, протекающих турбулентным образом и на высокой скорости внутри соответственной камеры 16 сгорания. Газы сгорания в каждой камере 16 сгорания далее протекают через соответственный переходный трубопровод 30 к секции 18 турбины, где газы сгорания расширяются с возможностью извлечения энергии из них, (см Фиг. 2С). Часть энергии, извлекаемой из газов сгорания, используется для обеспечения вращения ротора 26, и, соответственно, рядов лопаток компрессора.
На Фиг. 2С в показанной примерной конфигурации двигателя секция 18 турбины включает в себя четыре ступени 18A-D. Каждая ступень 18A-D включает в себя ряд неподвижных лопастей 32A-D, которые поддерживаются обоймой 34 лопастей, расположенной радиально наружу от лопастей 32A-D, и ряд вращающихся лопаток 36A-D, которые соединены с ротором 26 турбины. Обойма 34 лопастей может включать в себя отдельный участок 34A-D для каждого ряда лопастей 32A-D, как показано на Фиг. 2С, или обойма 34 лопастей может включать в себя меньше участков, причем каждый участок будет поддерживать по меньшей мере один ряд лопастей 32A-D. Дополнительно участки 34A-D обоймы 34 лопастей могут содержать непрерывные цилиндрические элементы, или они могут быть образованы из множества периферийных сегментов с в общем аксиально продолжающимися пазами, образованными между смежными сегментами.
Далее будет описана система 40 управления температурой обоймы лопастей, которая подает охлаждающий воздух к компонентам внутри двигателя 10, согласно аспекту настоящего изобретения.
Как отмечено выше, части сжатого воздуха из секции 12 компрессора могут быть отобраны для охлаждения различных компонентов внутри двигателя 10. Например, согласно аспекту настоящего изобретения и как будет более подробно описано ниже, первая часть сжатого воздуха отбирается из задней секции или ступени или секции 12 компрессора, которая содержит первый источник 42 охлаждающего воздуха обоймы лопастей системы 40 управления температурой обоймы лопастей (см. Фиг. 2В), для подачи к передней секции обоймы 34 лопастей, соответствующей передней ступени секции 18 турбины. Вторая часть сжатого воздуха отбирается из передней секции или ступени или секции 12 компрессора, которая содержит второй источник 48 охлаждающего воздуха обоймы лопастей системы 40 управления температурой обоймы лопастей (см. Фиг. 2В), для подачи к задней секции обоймы 34 лопастей, соответствующей задней ступени секции 18 турбины. Третья часть сжатого воздуха отбирается из средней секции или ступени или секции 12 компрессора, которая содержит третий источник 54 охлаждающего воздуха обоймы лопастей системы 40 управления температурой обоймы лопастей (см. Фиг. 2В), для подачи к средней секции обоймы 34 лопастей, соответствующей средней ступени секции 18 турбины.
Конкретно, в показанном варианте выполнения первая часть отбираемого сжатого воздуха содержит первую часть охлаждающего воздуха VA1 обоймы лопастей, который отбирается из пятой ступени 12Е компрессора (см. Фиг. 2В), которая содержит первый источник 42 охлаждающего воздуха обоймы лопастей. Первая часть охлаждающего воздуха VA1 обоймы лопастей подается с помощью первой трубопроводной системы 44 к первой секции 46 обоймы 34 лопастей, соответствующей четвертой ступени 18D турбины и четвертому участку 34D обоймы лопастей в показанном варианте выполнения (см. Фиг. 2С).
Вторая часть отбираемого сжатого воздуха содержит вторую часть охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей, который отбирается из одиннадцатой ступени 12К компрессора (см. Фиг. 2В), которая содержит второй источник 48 охлаждающего воздуха обоймы лопастей и разнесена от пятой ступени 12Е компрессора в направлении потока сжатого воздуха CA через секцию 12 компрессора. Вторая часть охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей подается с помощью второй трубопроводной системы 50 ко второй секции 52 обоймы 34 лопастей, соответствующей второй ступени 18 В турбины и второму участку 34 В обоймы лопастей в показанном варианте выполнения (см. Фиг. 2С). Вторая ступень 18 В турбины разнесена от четвертой ступени 18D турбины в аксиальном направлении, которое образовано направлением потока горячего рабочего газа HG через секцию 18 турбины.
Третья часть отбираемого сжатого воздуха содержит третью часть охлаждающего воздуха VA3 обоймы лопастей, который отбирается из восьмой ступени 12Н компрессора (см. Фиг. 2В), которая содержит третий источник 54 охлаждающего воздуха обоймы лопастей и разнесена от пятой и одиннадцатой ступеней 12Е, 12К компрессора в направлении потока сжатого воздуха CA через секцию 12 компрессора. Третья часть охлаждающего воздуха VA3 обоймы лопастей подается с помощью третьей трубопроводной системы 56 к третьей секции 58 обоймы 34 лопастей, соответствующей третьей ступени 18С турбины и третьему участку 34С обоймы лопастей в показанном варианте выполнения (см. Фиг. 2С). Третья ступень 18С турбины разнесена от второй и четвертой ступеней 18 В, 18D турбины в аксиальном направлении. Следует отметить, что компрессор и ступени турбины, связанные с обсужденными здесь соответственными частями охлаждающего воздуха VA1-3 обоймы лопастей, являются примерными, и эти части охлаждающего воздуха VA1-3 обоймы лопастей могут быть связаны с любым пригодным компрессором и/или ступенями турбины.
Как показано на Фиг. 2В и 2С, система 40 управления температурой обоймы лопастей дополнительно содержит источник 70 охлаждающего воздуха ротора, который подает охлаждающий воздух RCA ротора к ротору 26. В показанном варианте выполнения источник 70 охлаждающего воздуха ротора содержит кожух 20 камеры сгорания, причем часть сжатого воздуха в кожухе 20 камеры сгорания отбирается с помощью четвертой трубопроводной системы 72 и охлаждается во внешнем охладителе 74, смотри Фиг. 2С. Охлаждающий воздух RCA ротора далее подается к ротору 26 с помощью любого традиционного способа, который в варианте выполнения, показанном на Фиг. 1, содержит множество труб 76 охлаждающего воздуха ротора (только одна труба 76 охлаждения ротора показана на Фиг. 1, 2В и 2С), которые находятся в сообщении с четвертой трубопроводной системой 72.
На Фиг. 2С система 40 управления температурой обоймы лопастей согласно настоящему варианту выполнения также содержит систему 80 управления температурой воздуха, содержащую теплообменник 82 для управления температурой по меньшей мере одной из частей охлаждающего воздуха VA1-3 обоймы лопастей. В показанном варианте выполнения теплообменник 82 управляет температурой первой и второй частей охлаждающего воздуха VA1, VA2 обоймы лопастей. Конкретно, теплообменник 82 согласно этому варианту выполнения использует первую часть охлаждающего воздуха VA1 обоймы лопастей в качестве охлаждающей среды для охлаждения второй части охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей. Первая часть охлаждающего воздуха VA1 обоймы лопастей может использоваться в качестве охлаждающей среды в теплообменнике 82 для охлаждения второй части охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей, так как первая часть охлаждающего воздуха VA1 обоймы лопастей, отбираемого из задней секции секции 12 компрессора, т.е. пятой ступени 12Е компрессора в показанном варианте выполнения, холоднее, чем вторая часть охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей, которая отбирается из передней секции секции 12 компрессора, т.е. одиннадцатой ступени 12К компрессора в показанном варианте выполнения, т.е. сжатый воздух нагревается, когда он перемещается в направлении потока сжатого воздуха CA и сжимается в секции 12 компрессора, как будет очевидно специалистам в области техники, что приводит к разности температур между первой и второй частями охлаждающего воздуха VA1 VA2 обоймы лопастей в их соответственных местах отбора.
Хотя первая часть охлаждающего воздуха VA1 обоймы лопастей используется в качестве охлаждающей среды в теплообменнике 82 для охлаждения второй части охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей, могут быть осуществлены другие конфигурации. Например, первая часть охлаждающего воздуха VA1 обоймы лопастей может быть использована в качестве охлаждающей среды в теплообменнике для охлаждения третьей части охлаждающего воздуха VA3 обоймы лопастей, и/или третья часть охлаждающего воздуха VA3 обоймы лопастей может быть использована в качестве охлаждающей среды в теплообменнике для охлаждения второй части охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей.
Дополнительно, система 80 управления температурой воздуха, проиллюстрированная на Фиг. 2С, включает в себя возможный вспомогательный охладитель 84, который обеспечивает дополнительное охлаждение второй части охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей. Вспомогательный охладитель 84 может потребоваться для охлаждения второй части охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей до требуемой температуры, если первая часть охлаждающего воздуха VA1 обоймы лопастей не способна охладить вторую часть охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей вплоть до требуемой температуры без нагрева первой части охлаждающего воздуха VA1 обоймы лопастей выше предпочтительной температуры. Вспомогательный охладитель 8 может использовать, например, наружный воздух, туман, пар, воду или топливо, которое должно подаваться к камерам 16 сгорания, в качестве охлаждающей среды для охлаждения второй части охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей.
Основная функция системы 80 управления температурой воздуха согласно этому варианту выполнения изобретения заключается в управлении температурами первой и второй частей охлаждающего воздуха VA1, VA2 обоймы лопастей так, что каждая находится в пределах заданной разности температур, например, в пределах около 25°С, относительно температуры охлаждающего воздуха RCA ротора в заданном месте, следует отметить, что место отбора третьей части охлаждающего воздуха VA3 обоймы лопастей согласно этому варианту выполнения предпочтительно выбирается так, что третья часть охлаждающего воздуха VA3 обоймы лопастей находится в пределах заданной разности температур относительно температуры охлаждающего воздуха RCA ротора, когда он отбирается, так, что системе 80 управления температурой воздуха не требуется согревать или охлаждать третью часть охлаждающего воздуха VA3 обоймы лопастей. Следует отметить, что температуры частей охлаждающего воздуха VA1-3 обоймы лопастей предпочтительно ниже температуры охлаждающего воздуха RCA ротора.
В одном варианте выполнения температуры частей охлаждающего воздуха VA1-3 обоймы лопастей управляются или отбираются так, что каждая находится в пределах заданной разности температур относительно температуры охлаждающего воздуха RCA ротора, когда охлаждающий воздух RCA ротора вводится в участок ротора 26, расположенный в секции 18 турбины, т.е. заданное место согласно такому варианту выполнения представляет собой место, где охлаждающий воздух RCA ротора вводится в участок ротора 26, расположенный в секции 18 турбины.
В другом варианте выполнения температуры частей охлаждающего воздуха VA1-3 обоймы лопастей управляются или отбираются так, что каждая находится в пределах заданной разности температур относительно температуры охлаждающего воздуха RCA ротора в аксиальных местах, соответствующих местам, где соответственные части охлаждающего воздуха VA1-3 обоймы лопастей подаются к обойме 34 лопастей, т.е. заданное место согласно такому варианту выполнения представляет собой аксиальное место, соответствующее месту, где соответственная часть охлаждающего воздуха VA1-3 обоймы лопастей подается к обойме 34 лопастей. То есть когда охлаждающий воздух RCA ротора вводится в ротор 26, и когда он перемещается аксиально дальше по ходу через ротор 26, охлаждающий воздух RCA ротора нагревается в результате обеспечения охлаждения для ротора 26, а также из-за работы, которую ротор 26 выполняет для приведения охлаждающего воздуха RCA ротора к скорости вращения ротора 26. В результате, к тому времени, когда охлаждающий воздух RCA ротора достигает аксиального места, соответствующего месту, где вторая часть охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей вводится в обойму 34 лопастей, т.е. на второй ступени 18 В турбины в показанном варианте выполнения, температура охлаждающего воздуха RCA ротора становится выше, чем когда он был введен в ротор 26. Подобным образом, к тому времени, когда охлаждающий воздух RCA ротора достигает аксиального места, соответствующего месту, где третья часть охлаждающего воздуха VA3 обоймы лопастей вводится в обойму 34 лопастей, т.е. на третьей ступени 18С турбины в показанном варианте выполнения, температура охлаждающего воздуха RCA ротора становится даже выше, чем когда он достигал второй ступени 18 В турбины. Подобным образом, к тому времени, когда охлаждающий воздух RCA ротора достигает аксиального места, соответствующего месту, где первая часть охлаждающего воздуха VA1 обоймы лопастей вводится в обойму 34 лопастей, т.е. на четвертой ступени 18D турбины в показанном варианте выполнения, температура охлаждающего воздуха RCA ротора становится даже выше, чем когда он достигал третьей ступени 18С турбины. Таким образом, система 80 управления температурой воздуха и место отбора для третьей части охлаждающего воздуха VA3 обоймы лопастей согласно этому варианту выполнения выполняются так, что температуры каждой из частей охлаждающего воздуха VA1-3 обоймы лопастей находятся в пределах заданной разности температур относительно температуры охлаждающего воздуха RCA ротора в аксиальных местах, соответствующих местам, где соответственные части охлаждающего воздуха VA1-3 обоймы лопастей подаются к обойме 34 лопастей. Ниже будут описаны примерные температуры согласно аспекту изобретения.
Как показано на Фиг. 2С, система 40 управления температурой обоймы лопастей дополнительно содержит пару байпасных контуров 86, 88, которые ответвляются от соответственных первой и второй трубопроводных систем 44, 50. Байпасные контуры 86, 88 включают в себя соответственные клапаны 86А, 88А для выборочного позволения первой и второй частям охлаждающего воздуха VA1, VA2 обоймы лопастей байпасировать теплообменник 82. Клапаны 86А, 88А могут быть открыты для позволения первой и второй частям охлаждающего воздуха VA1, VA2 обоймы лопастей байпасировать теплообменник 82 и вспомогательный охладитель 84 при определенных рабочих условиях, когда не являе(ю)тся необходимым(и) или желательным(и) нагрев первой части охлаждающего воздуха VA1 обоймы лопастей и/или охлаждение второй части охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей. Например, нагрев первой части охлаждающего воздуха VA1 обоймы лопастей и/или охлаждение второй части охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей не являе(ю)тся необходимым(и) или желательным(и) во время работы с нагрузкой, меньшей полной, иначе известной как работа с базовой нагрузкой, и особенно во время работы по пуску двигателя 10. Например, во время работы по пуску может быть необходимой подача второй части охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей ко второй секции 52 обоймы 34 лопастей при более высокой температуре для позволения обойме 34 лопастей термически сужаться от законцовок лопаток 36A-D турбины в секции 18 турбины для исключения трения законцовок лопаток турбины на сегментах кольца, расположенных радиально наружу от лопаток 36A-D турбины.
Далее будет описан способ работы двигателя 10 согласно этому варианту выполнения изобретения. Во время первого режима работы, который может содержать работу с полной нагрузкой или с базовой нагрузкой, первую, вторую и третью части охлаждающего воздуха VA1-3 обоймы лопастей отбирают из первого, второго и третьего источников 42, 48, 54 охлаждающего воздуха, которые соответственно содержат пятую, одиннадцатую и восьмую ступени 12Е, 12К, 12Н компрессора согласно этому примерному варианту выполнения изобретения, как отмечено выше. Примерные температуры отбора первой, второй и третьей частей охлаждающего воздуха VA1-3 обоймы лопастей составляют около 195°С, 370°С и 285°С соответственно, хотя эти температуры могут изменяться от двигателя к двигателю и могут зависеть от режима работы двигателя 10. Дополнительно ступени компрессора, которые выбираются в качестве соответственных источников 42, 48, 54 охлаждающего воздуха, могут изменяться, например, в зависимости от температуры охлаждающего воздуха RCA ротора и/или в зависимости от требуемых температур соответственных частей охлаждающего воздуха VA1-3 обоймы лопастей.
Части охлаждающего воздуха VA1-3 обоймы лопастей передают через их соответственные трубопроводные системы 44, 50, 56 по направлению к секции 18 турбины двигателя 10. Согласно этому варианту выполнения изобретения во время первого режима работы клапаны 86А, 88А байпасных контуров 86, 88 закрывают так, что первая и вторая части охлаждающего воздуха VA1, VA2 обоймы лопастей проходят через теплообменник 82, и вторая часть охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей проходит через вспомогательный охладитель 84 системы 80 управления температурой воздуха.
Как только первая и вторая части охлаждающего воздуха VA1, VA2 обоймы лопастей проходят через систему 80 управления температурой воздуха, температуры каждой из частей охлаждающего воздуха VA1-3 обоймы лопастей предпочтительно находятся в пределах около 25°С от температуры охлаждающего воздуха RCA ротора, либо когда охлаждающий воздух RCA ротора входит в участок ротора 26, расположенный в секции 18 турбины, причем температура охлаждающего воздуха RCA ротора может составлять около 310°С согласно одному примерному аспекту изобретения, либо в аксиальных местах, соответствующих местам, где соответственные части охлаждающего воздуха VA1-3 обоймы лопастей вводят в обойму 34 лопастей, как обсуждалось выше, причем температура охлаждающего воздуха RCA ротора может быть незначительно больше, чем около 310°С на второй ступени 18В турбины, незначительно больше на третьей ступени 18С турбины, чем было на второй ступени 18В турбины, и незначительно больше на четвертой ступени 18D турбины, чем было на третьей ступени 18С турбины. Например, температура охлаждающего воздуха RCA ротора может составлять около 320-330°С на второй ступени 18 В турбины, около 330-340°С на третьей ступени 18С турбины и около 340°С на четвертой ступени 18D турбины, хотя эти диапазоны являются примерными и могут перекрывать или изменяться более значительно, чем описано. Как отмечено выше, место отбора третьей части охлаждающего воздуха VA3 обоймы лопастей согласно этому варианту выполнения предпочтительно выбирается так, что третья часть охлаждающего воздуха VA3 обоймы лопастей находится в пределах около 25°С от температуры охлаждающего воздуха RCA ротора, когда он отбирается, так, что системе 80 управления температурой воздуха не требуется согревать или охлаждать третью часть охлаждающего воздуха VA3 обоймы лопастей.
Первую, вторую и третью части охлаждающего воздуха VA1-3 обоймы лопастей далее подают к их соответственным секциям обоймы 34 лопастей. В показанном примерном варианте выполнения первую часть охлаждающего воздуха VA1 обоймы лопастей подают к первой секции 46 обоймы 34 лопастей, соответствующей четвертой ступени 18D турбины и четвертому участку 34D обоймы лопастей, вторую часть охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей подают ко второй секции 52 обоймы 34 лопастей, соответствующей второй ступени 18В турбины и второму участку 34 В обоймы лопастей, и третью часть охлаждающего воздуха VA3 обоймы лопастей подают к третьей секции 58 обоймы 34 лопастей, соответствующей третьей ступени 18С турбины и третьему участку 34С обоймы лопастей.
Во время второго режима работы двигателя 10, который может содержать работу при нагрузке меньше полной, например, во время работы по пуску, клапаны 86А, 88А байпасных контуров 86, 88 являются открытыми так, что большая часть из первой и второй частей охлаждающего воздуха VA1, VA2 обоймы лопастей байпасирует теплообменник 82 и вспомогательный охладитель 84 системы 80 управления температурой воздуха, т.е., когда имеется меньшее ограничение потока для первой и второй частей охлаждающего воздуха VA1, VA2 обоймы лопастей на прохождение через клапаны 86А, 88А, чем на протекание через теплообменник 82, хотя некоторые из первой и второй частей охлаждающего воздуха VA1, VA2 обоймы лопастей могут проходить через теплообменник 82. При этих условиях первую, вторую и третью части охлаждающего воздуха VA1-3 обоймы лопастей подают к их соответственным секциям 46, 52, 58 обоймы 34 лопастей по существу при их соответственных температурах отбора.
Охлаждение секций 46, 52, 58 обоймы 34 лопастей с помощью соответственных частей охлаждающего воздуха VA1-3 обоймы лопастей, которые имеют температуры, которые имеют близкое температурное соответствие с температурой охлаждающего воздуха RCA ротора, как полагают, производит более равномерные величины теплового расширения, испытываемого соответственными секциями 46, 52, 58 обоймы 34 лопастей и ротора 26, т.е. в отличие от конфигураций, в которых температуры частей охлаждающего воздуха, которые подают к этим соответственным компонентам, не управляются. Более равномерные величины теплового расширения, испытываемые соответственными секциями 46, 52, 58 обоймы 34 лопастей и ротором 26, как полагают, уменьшают или предотвращают проблемы, которые в противном случае могли бы возникнуть от этих компонентов, термически расширяющихся при различных скоростях, например, искажение корпуса, который окружает двигатель 10, и/или трение законцовки лопаток 36A-D турбины в секции 18 турбины на сегментах кольца, расположенных радиально наружу от лопаток 36A-D турбины, таким образом, удлиняя срок службы этих компонентов и сохраняя узкий зазор законцовок лопаток во время работы при полной нагрузке для улучшенной эффективности двигателя. Уменьшение/предотвращение трения законцовок лопаток 36A-D турбины на сегментах кольца также уменьшает/предотвращает окисление законцовок из-за перегрева, так как трение этих компонентов в противном случае может блокировать отверстия охлаждения, образованные в законцовках лопаток 36A-D турбины.
Следует отметить, что согласно одному аспекту настоящего изобретения секции обоймы 34 лопастей, связанные с первой и второй ступенями 18А, 18В турбины, могут быть соединены вместе или связаны иным образом одна с другой так, что они структурно связываются друг с другом, причем вторая часть охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей, доставляемая ко второй секции 52 обоймы 34 лопастей, также будет иметь влияние на секцию обоймы 34 лопастей, связанную с первой ступенью 18А турбины и с первым участком 34А обоймы лопастей. Более того, секция обоймы 34 лопастей, связанная с первой ступенью 18А турбины и с первым участком 34А обоймы лопастей, может быть с прорезями, так что она термически не расширяется и не сжимается, как кольцо. Дополнительно, охлаждающий воздух, отбираемый из секции 12 компрессора, может быть подан к секции обоймы 34 лопастей, связанной с первой ступенью 18А турбины и с первым участком 34А обоймы лопастей, например, от тринадцатой ступени 12М компрессора.
Дополнительно, хотя три части охлаждающего воздуха VA1-3 обоймы лопастей отбираются из секции 12 компрессора и подаются к обойме 34 лопастей в показанном варианте выполнения, дополнительные или меньшее количество частей охлаждающего воздуха обоймы лопастей могут быть отобраны из секции 12 компрессора и поданы к обойме 34 лопастей без отклонения от сущности и объема охраны изобретения. Например, только две части охлаждающего воздуха обоймы лопастей могут быть отобраны из секции 12 компрессора и поданы к обойме 34 лопастей, причем система 80 управления температурой воздуха может быть использована для управления по меньшей мере одной из частей охлаждающего воздуха обоймы лопастей так, что она имеет близкое температурное соответствие с температурой охлаждающего воздуха RCA ротора, как описано здесь. В такой примерной конструкции одна из частей охлаждающего воздуха обоймы лопастей может использоваться в теплообменнике для охлаждения другой части, и/или другие подходящие внешние источники охлаждения могут использоваться, как будет обсуждено более подробно ниже.
На Фиг. 3 показана система 140 управления температурой обоймы лопастей согласно другому варианту выполнения изобретения, где конструкция, подобная описанной выше со ссылкой на Фиг. 1 и 2А-С, включает в себя ту же ссылочную позицию, увеличенную в 100 раз. Только конструкция, которая отличается от описанной выше на Фиг. 1 и 2А-С, будет конкретно обсуждена здесь со ссылкой на Фиг. 3. Следует отметить, что участки двигателя 110 согласно этому варианту выполнения, которые остаются неизменными из варианта выполнения на Фиг. 1 и 2А-С, были удалены для ясности.
В варианте выполнения, проиллюстрированном на Фиг. 3 вместо использования первой части охлаждающего воздуха VA1 обоймы лопастей в качестве охлаждающей среды в теплообменнике 182 для охлаждения второй части охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей теплообменник 182 системы 180 управления температурой воздуха согласно этому варианту выполнения использует внешний источник ECS охлаждения в качестве охлаждающей среды для охлаждения второй части охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей. Внешний источник ECS охлаждения в варианте выполнения, показанном на Фиг. 3, использует наружный воздух в качестве охлаждающей среды для охлаждения второй части охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей, хотя другие подходящие текучие среды могут быть использованы, такие как, например, туман, пар, вода или топливо, которое должно подаваться к камерам 116 сгорания. Альтернативно, внешний охладитель 174, который охлаждает охлаждающий воздух RCA ротора, также может функционировать в качестве внешнего источника ECS охлаждения для охлаждения второй части охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей.
Как показано на Фиг. 3, система 140 управления температурой обоймы лопастей согласно этому варианту выполнения включает в себя байпасный контур 188, включающий в себя клапан 188А для выборочного позволения второй части охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей байпасировать теплообменник 182. Клапан 188А может быть открыт для позволения большей части второй части охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей байпасировать теплообменник 182 при определенных рабочих условиях, когда не является необходимым или желательным охлаждение второй части охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей. Например, может не являться необходимым или желательным охлаждение второй части охлаждающего воздуха VA2 обоймы лопастей во время работы с нагрузкой, меньше полной, двигателя 110, например, во время работы по пуску, как обсуждалось выше.
Хотя конкретные варианты выполнения настоящего изобретения были проиллюстрированы и описаны, специалистам в области техники будет очевидно, что различные другие изменения и модификации могут быть выполнены без отклонения от сущности и объема охраны изобретения. В связи с этим оно предназначено для охвата в приложенной формуле изобретения всех таких изменений и модификаций, которые находятся в пределах объема охраны этого изобретения.

Claims (14)

1. Система (40) управления температурой обоймы лопастей в газотурбинном двигателе (10), которая включает в себя секцию (12) компрессора, включающую в себя множество ступеней (12А-12М) компрессора, секцию (14) сгорания, секцию (18) турбины, включающую в себя множество ступеней (18A-18D) турбины, и вращаемый ротор (26), причем система (40) управления температурой обоймы лопастей содержит:
источник (70) охлаждающего воздуха ротора, который подает охлаждающий воздух (RCA) ротора к ротору (26);
первый источник (42) охлаждающего воздуха обоймы лопастей, который подает первую часть охлаждающего воздуха (VA1) обоймы лопастей, отбираемого из секции (12) компрессора, к первой секции (46) обоймы (34) лопастей, причем обойма (34) лопастей поддерживает множество рядов лопастей (32A-32D) внутри секции (18) турбины;
второй источник (48) охлаждающего воздуха обоймы лопастей, который подает вторую часть охлаждающего воздуха (VA2) обоймы лопастей, отбираемого из секции (12) компрессора, ко второй секции (52) обоймы (34) лопастей, причем вторая секция (52) отстоит от первой секции (46) в аксиальном направлении, образованном направлением потока горячего рабочего газа (HG) через секцию (18) турбины; и
систему (80) управления температурой воздуха для управления температурой по меньшей мере одной из первой и второй частей охлаждающего воздуха (VA1, VA2) обоймы лопастей,
при этом система (80) управления температурой воздуха содержит теплообменник (82),
причем первая часть охлаждающего воздуха (VA1) обоймы лопастей используется в качестве охлаждающей среды в теплообменнике (82) для охлаждения второй части охлаждающего воздуха (VA2) обоймы лопастей,
при этом система (80) управления температурой воздуха дополнительно содержит вспомогательный охладитель (84) для обеспечения охлаждения второй части охлаждающего воздуха (VA2) обоймы лопастей в дополнение к охлаждению, обеспечиваемому теплообменником (82), причем вспомогательный охладитель (84) выполнен с возможностью охлаждения второй части охлаждающего воздуха (VA2) обоймы лопастей до требуемой температуры, если в теплообменнике (82) первая часть охлаждающего воздуха (VA1) обоймы лопастей не способна охладить вторую часть охлаждающего воздуха (VA2) обоймы лопастей вплоть до требуемой температуры без нагрева первой части охлаждающего воздуха (VA1) обоймы лопастей выше предпочтительной температуры, при этом вспомогательный охладитель (84) использует топливо для подачи к камерам (16) сгорания секции (14) сгорания в качестве охлаждающей среды для охлаждения второй части охлаждающего воздуха (VA2) обоймы лопастей.
2. Система (40) управления температурой обоймы лопастей по п. 1, в которой первая часть охлаждающего воздуха (VA1) обоймы лопастей отбирается из первой секции (12Е) секции (12) компрессора, а вторая часть охлаждающего воздуха (VA2) обоймы лопастей отбирается из второй секции (12К) секции (12) компрессора, которая отстоит от первой секции (12Е) секции (12) компрессора в направлении потока сжатого воздуха (CA) через секцию (12) компрессора.
3. Система (40) управления температурой обоймы лопастей по п. 2, в которой:
первая часть охлаждающего воздуха (VA1) обоймы лопастей отбирается из задней ступени (12Е) секции (12) компрессора, а вторая часть охлаждающего воздуха (VA2) обоймы лопастей отбирается из передней ступени (12К) секции (12) компрессора относительно направления потока сжатого воздуха (CA) через секцию (12) компрессора; и
первая часть охлаждающего воздуха (VA1) обоймы лопастей подается к аксиально передней ступени (18D) секции (18) турбины, а вторая часть охлаждающего воздуха (VA2) обоймы лопастей подается к аксиально задней ступени (18В) секции (18) турбины.
4. Система (40) управления температурой обоймы лопастей по п. 1, дополнительно содержащая пару байпасных контуров (86, 88), включающих в себя соответственные клапаны (86А, 88А) для выборочного позволения первой и второй частям охлаждающего воздуха (VA1, VA2) обоймы лопастей байпасировать теплообменник (82) и вспомогательный охладитель (84).
5. Система (40) управления температурой обоймы лопастей по п. 1, в которой система (80) управления температурой воздуха выполнена с возможностью управления температурами первой и второй частей охлаждающего воздуха (VA1, VA2) обоймы лопастей таким образом, чтобы каждая из них находилась в пределах около 25°С от температуры охлаждающего воздуха (RCA) ротора в аксиальных местах, соответствующих местам, где соответственные части охлаждающего воздуха (VA1, VA2) обоймы лопастей подаются к обойме (34) лопастей.
RU2015129105A 2012-12-19 2013-12-18 Система управления температурой обоймы лопастей в газотурбинном двигателе RU2626923C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/719,269 US9562475B2 (en) 2012-12-19 2012-12-19 Vane carrier temperature control system in a gas turbine engine
US13/719,269 2012-12-19
PCT/US2013/076099 WO2014100164A1 (en) 2012-12-19 2013-12-18 Vane carrier temperature control system in a gas turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015129105A RU2015129105A (ru) 2017-01-25
RU2626923C2 true RU2626923C2 (ru) 2017-08-02

Family

ID=49917293

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015129105A RU2626923C2 (ru) 2012-12-19 2013-12-18 Система управления температурой обоймы лопастей в газотурбинном двигателе

Country Status (7)

Country Link
US (1) US9562475B2 (ru)
EP (1) EP2935831A1 (ru)
JP (1) JP6165879B2 (ru)
CN (1) CN104884767B (ru)
RU (1) RU2626923C2 (ru)
SA (1) SA515360558B1 (ru)
WO (1) WO2014100164A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2680636C1 (ru) * 2018-05-14 2019-02-25 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Система охлаждения многоконтурной газотурбинной установки

Families Citing this family (42)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2896793A1 (en) * 2014-01-21 2015-07-22 Alstom Technology Ltd Method of operating a gas turbine assembly and the gas turbine assembly
WO2015178897A1 (en) * 2014-05-21 2015-11-26 Siemens Energy, Inc. Ejector based external bleed system for a gas turbine engine
JP6368611B2 (ja) * 2014-10-03 2018-08-01 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン、コンバインドサイクルプラント、ガスタービンの起動方法
US10767562B2 (en) * 2014-12-10 2020-09-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Modulated cooled P3 air for impeller
US10371055B2 (en) 2015-02-12 2019-08-06 United Technologies Corporation Intercooled cooling air using cooling compressor as starter
US11808210B2 (en) 2015-02-12 2023-11-07 Rtx Corporation Intercooled cooling air with heat exchanger packaging
US10731560B2 (en) 2015-02-12 2020-08-04 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooling air
US9797310B2 (en) * 2015-04-02 2017-10-24 General Electric Company Heat pipe temperature management system for a turbomachine
US10830148B2 (en) 2015-04-24 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooling air with dual pass heat exchanger
US10221862B2 (en) 2015-04-24 2019-03-05 United Technologies Corporation Intercooled cooling air tapped from plural locations
US10480419B2 (en) 2015-04-24 2019-11-19 United Technologies Corporation Intercooled cooling air with plural heat exchangers
US10100739B2 (en) * 2015-05-18 2018-10-16 United Technologies Corporation Cooled cooling air system for a gas turbine engine
US10794288B2 (en) 2015-07-07 2020-10-06 Raytheon Technologies Corporation Cooled cooling air system for a turbofan engine
KR101790146B1 (ko) 2015-07-14 2017-10-25 두산중공업 주식회사 외부 케이싱으로 우회하는 냉각공기 공급유로가 마련된 냉각시스템을 포함하는 가스터빈.
EP3168431A1 (en) * 2015-11-13 2017-05-17 General Electric Technology GmbH Heat exchangers and cooling methods for gas turbines
US10371056B2 (en) * 2015-12-10 2019-08-06 United Technologies Corporation Multi-source turbine cooling air
US10443508B2 (en) 2015-12-14 2019-10-15 United Technologies Corporation Intercooled cooling air with auxiliary compressor control
JP6584687B2 (ja) * 2016-03-01 2019-10-02 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ ガスタービンエンジン内の圧縮機組立体の下流側のミッドフレームトルクディスク用の圧縮機ブリード冷却システム
US10196928B2 (en) * 2016-03-02 2019-02-05 General Electric Company Method and system for piping failure detection in a gas turbine bleeding air system
US10669940B2 (en) 2016-09-19 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine with intercooled cooling air and turbine drive
US10550768B2 (en) 2016-11-08 2020-02-04 United Technologies Corporation Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine
US20180128187A1 (en) * 2016-11-08 2018-05-10 United Technologies Corporation Cooled cooling air safety through a temperature-monitoring line replaceable unit
US11073085B2 (en) * 2016-11-08 2021-07-27 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooling air heat exchanger arrangement
US10794290B2 (en) 2016-11-08 2020-10-06 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine
JP6799455B2 (ja) * 2016-12-16 2020-12-16 川崎重工業株式会社 ガスタービンエンジン
US10961911B2 (en) 2017-01-17 2021-03-30 Raytheon Technologies Corporation Injection cooled cooling air system for a gas turbine engine
US10995673B2 (en) 2017-01-19 2021-05-04 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine with intercooled cooling air and dual towershaft accessory gearbox
EP3379036A1 (en) * 2017-03-22 2018-09-26 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine engine and method for cooling said gas turbine engine
CN106801646A (zh) * 2017-03-23 2017-06-06 重庆大学 一种新型燃气轮机及提高燃气透平进口温度的方法
US10577964B2 (en) 2017-03-31 2020-03-03 United Technologies Corporation Cooled cooling air for blade air seal through outer chamber
US10711640B2 (en) 2017-04-11 2020-07-14 Raytheon Technologies Corporation Cooled cooling air to blade outer air seal passing through a static vane
US10934943B2 (en) 2017-04-27 2021-03-02 General Electric Company Compressor apparatus with bleed slot and supplemental flange
US10641121B2 (en) * 2017-07-24 2020-05-05 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine with rotor tip clearance control system
DE102017216119A1 (de) * 2017-09-13 2019-03-14 MTU Aero Engines AG Gasturbinenverdichtergehäuse
US10738703B2 (en) 2018-03-22 2020-08-11 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooling air with combined features
KR102067103B1 (ko) * 2018-04-05 2020-01-16 두산중공업 주식회사 터빈의 온도 추정 시스템
US10830145B2 (en) 2018-04-19 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooling air fleet management system
US10808619B2 (en) 2018-04-19 2020-10-20 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooling air with advanced cooling system
US10718233B2 (en) 2018-06-19 2020-07-21 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooling air with low temperature bearing compartment air
US11530650B2 (en) * 2018-07-13 2022-12-20 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine with active variable turbine cooling
US11255268B2 (en) 2018-07-31 2022-02-22 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooling air with selective pressure dump
US11732656B2 (en) * 2021-03-31 2023-08-22 Raytheon Technologies Corporation Turbine engine with soaring air conduit

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2107168C1 (ru) * 1995-07-12 1998-03-20 Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" Система концевых уплотнений паротурбинной установки
US20030046938A1 (en) * 2001-09-12 2003-03-13 Mortzheim Jason Paul Apparatus and methods for controlling flow in turbomachinery
US20110135456A1 (en) * 2009-01-20 2011-06-09 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine plant
US20120117977A1 (en) * 2008-05-14 2012-05-17 Priscilla Childers Method and system for controlling a set point for extracting air from a compressor to provide turbine cooling air in a gas turbine

Family Cites Families (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3528250A (en) 1969-04-16 1970-09-15 Gen Motors Corp Bypass engine with afterburning and compressor bleed air heat exchanger in bypass duct
US4137705A (en) 1977-07-25 1979-02-06 General Electric Company Cooling air cooler for a gas turbine engine
US4254618A (en) 1977-08-18 1981-03-10 General Electric Company Cooling air cooler for a gas turbofan engine
JPS62182444A (ja) * 1986-02-07 1987-08-10 Hitachi Ltd ガスタ−ビン冷却空気制御方法及び装置
US5134844A (en) * 1990-07-30 1992-08-04 General Electric Company Aft entry cooling system and method for an aircraft engine
US5392614A (en) 1992-03-23 1995-02-28 General Electric Company Gas turbine engine cooling system
US5317877A (en) 1992-08-03 1994-06-07 General Electric Company Intercooled turbine blade cooling air feed system
FR2708669B1 (fr) 1993-08-05 1995-09-08 Snecma Système de ventilation des disques et du stator de turbine d'un turboréacteur.
US5581996A (en) 1995-08-16 1996-12-10 General Electric Company Method and apparatus for turbine cooling
JP2941748B2 (ja) 1997-07-15 1999-08-30 三菱重工業株式会社 ガスタービン冷却装置
US6615574B1 (en) * 2000-01-14 2003-09-09 General Electric Co. System for combining flow from compressor bleeds of an industrial gas turbine for gas turbine performance optimization
US6487863B1 (en) 2001-03-30 2002-12-03 Siemens Westinghouse Power Corporation Method and apparatus for cooling high temperature components in a gas turbine
US6968696B2 (en) 2003-09-04 2005-11-29 Siemens Westinghouse Power Corporation Part load blade tip clearance control
US7269955B2 (en) 2004-08-25 2007-09-18 General Electric Company Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances
DE102006010863B4 (de) * 2005-03-24 2016-12-22 General Electric Technology Gmbh Turbomaschine, insbesondere Verdichter
JP4523876B2 (ja) 2005-06-10 2010-08-11 三菱重工業株式会社 ガスタービン及び空気供給制御方法、並びに空気供給制御用コンピュータプログラム
US7708518B2 (en) * 2005-06-23 2010-05-04 Siemens Energy, Inc. Turbine blade tip clearance control
US7303372B2 (en) 2005-11-18 2007-12-04 General Electric Company Methods and apparatus for cooling combustion turbine engine components
US8495883B2 (en) * 2007-04-05 2013-07-30 Siemens Energy, Inc. Cooling of turbine components using combustor shell air
US8015826B2 (en) * 2007-04-05 2011-09-13 Siemens Energy, Inc. Engine brake for part load CO reduction
US8056345B2 (en) * 2007-06-13 2011-11-15 United Technologies Corporation Hybrid cooling of a gas turbine engine
US8033116B2 (en) * 2008-05-06 2011-10-11 General Electric Company Turbomachine and a method for enhancing power efficiency in a turbomachine
JP5297114B2 (ja) * 2008-08-06 2013-09-25 三菱重工業株式会社 ガスタービン
US20110016870A1 (en) * 2009-07-23 2011-01-27 Yefim Kashler Method and apparatus for improved gas turbine efficiency and augmented power output
US20110271689A1 (en) * 2010-05-06 2011-11-10 General Electric Company Gas turbine cooling
CH705181A1 (de) * 2011-06-16 2012-12-31 Alstom Technology Ltd Verfahren zum Kühlen einer Gasturbinenanlage sowie Gasturbinenanlage zur Durchführung des Verfahrens.
US20130283814A1 (en) * 2012-04-25 2013-10-31 General Electric Company Turbine cooling system
US9261022B2 (en) * 2012-12-07 2016-02-16 General Electric Company System for controlling a cooling flow from a compressor section of a gas turbine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2107168C1 (ru) * 1995-07-12 1998-03-20 Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" Система концевых уплотнений паротурбинной установки
US20030046938A1 (en) * 2001-09-12 2003-03-13 Mortzheim Jason Paul Apparatus and methods for controlling flow in turbomachinery
US20120117977A1 (en) * 2008-05-14 2012-05-17 Priscilla Childers Method and system for controlling a set point for extracting air from a compressor to provide turbine cooling air in a gas turbine
US20110135456A1 (en) * 2009-01-20 2011-06-09 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine plant

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2680636C1 (ru) * 2018-05-14 2019-02-25 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Система охлаждения многоконтурной газотурбинной установки

Also Published As

Publication number Publication date
RU2015129105A (ru) 2017-01-25
CN104884767A (zh) 2015-09-02
SA515360558B1 (ar) 2018-09-24
JP6165879B2 (ja) 2017-07-19
US20140311157A1 (en) 2014-10-23
EP2935831A1 (en) 2015-10-28
JP2016503855A (ja) 2016-02-08
CN104884767B (zh) 2018-03-23
WO2014100164A1 (en) 2014-06-26
US9562475B2 (en) 2017-02-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2626923C2 (ru) Система управления температурой обоймы лопастей в газотурбинном двигателе
US10400675B2 (en) Closed loop cooling method and system with heat pipes for a gas turbine engine
CN100575671C (zh) 汽轮机和汽轮机运行方法
US9347374B2 (en) Gas turbine engine buffer cooling system
CN105637200B (zh) 燃气轮机
JP6589211B2 (ja) ガスタービン、及びその部品温度調節方法
JP5367592B2 (ja) 軸受けオイルの廃熱を利用したコンプレッサクリアランス制御システム
JP2017101671A (ja) ガスタービンエンジンの中間冷却システムおよび方法
CN106884685B (zh) 涡轮发动机组件及其操作方法
JP2002508044A (ja) 内部冷却形蒸気タービンのタービン軸並びにタービン軸の冷却方法
US6702547B2 (en) Gas turbine
EP3152405B1 (en) Turbine, power generation system and method of assembling the turbine
US20150159555A1 (en) Internal heating using turbine air supply
CN105386876A (zh) 联合循环发电设备
US9926787B2 (en) Coolant bridging line for a gas turbine, which coolant bridging line can be inserted into a hollow, cooled turbine blade
CA2943477C (en) Turbine with centripetal and centrifugal expansion stages and related method
US20130014511A1 (en) Highly integrated inside-out ramjet
WO2019099009A1 (en) Gas turbine clearance control system including embedded electrical heating circuitry
CN108625991A (zh) 燃气涡轮发动机及用于冷却所述燃气涡轮发动机的方法
US9790859B2 (en) Gas turbine engine vapor cooled centrifugal impeller

Legal Events

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

Effective date: 20191219