RU2675729C1 - Gas compressor unit, cooling method of gas turbine engine (gte) gas compressor unit and cooling system gte gas compressor unit, working this way, directing the device of cooling system gte gas compressor unit - Google Patents
Gas compressor unit, cooling method of gas turbine engine (gte) gas compressor unit and cooling system gte gas compressor unit, working this way, directing the device of cooling system gte gas compressor unit Download PDFInfo
- Publication number
- RU2675729C1 RU2675729C1 RU2018107976A RU2018107976A RU2675729C1 RU 2675729 C1 RU2675729 C1 RU 2675729C1 RU 2018107976 A RU2018107976 A RU 2018107976A RU 2018107976 A RU2018107976 A RU 2018107976A RU 2675729 C1 RU2675729 C1 RU 2675729C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- gas
- cooling
- symmetry
- air
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 109
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 claims abstract description 27
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 19
- 241000237858 Gastropoda Species 0.000 claims abstract description 5
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 16
- 238000005086 pumping Methods 0.000 claims description 12
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 9
- 229920003266 Leaf® Polymers 0.000 claims description 8
- 238000013461 design Methods 0.000 claims description 8
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 6
- 238000007664 blowing Methods 0.000 claims description 5
- 210000003477 cochlea Anatomy 0.000 claims description 5
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 4
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 4
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 claims description 4
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 3
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 3
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 3
- 238000000605 extraction Methods 0.000 claims description 3
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims 2
- RZVAJINKPMORJF-UHFFFAOYSA-N Acetaminophen Chemical compound CC(=O)NC1=CC=C(O)C=C1 RZVAJINKPMORJF-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 1
- 238000004887 air purification Methods 0.000 claims 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000004861 thermometry Methods 0.000 description 3
- 238000004140 cleaning Methods 0.000 description 2
- 238000004064 recycling Methods 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 description 1
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 1
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 210000000481 breast Anatomy 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 1
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
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
- F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Группа изобретений относится к области двигателестроения, а именно, к конструкциям и способам охлаждения газотурбинного двигателя (ГТД) авиационного типа в составе газотурбинных установок (ГТУ) газоперекачивающих агрегатов (ГПА) и может быть использовано на компрессорных станциях нефтегазовой и энергетической промышленности.The group of inventions relates to the field of engine building, namely, to designs and methods for cooling an aircraft-type gas turbine engine (GTE) as part of gas turbine units (GTU) of gas pumping units (GPU) and can be used at compressor stations in the oil and gas and energy industries.
Из существующего уровня техники известен газоперекачивающий агрегат, содержащий газотурбинный двигатель, включающий газогенератор и турбину, расположенные на общей подмоторной раме. ГТД заключен в защитный кожух. ГПА содержит тракт всасывания воздуха, включающий воздухоочистительное устройство (КВОУ) с воздуховодами и камерой всасывания воздуха, входного устройства в ГТД, выхлопную систему с трактом выхлопа для удаления продуктов сгорания. Выхлопная система выполнена с возможностью установки утилизационного теплообменника. Система охлаждения газотурбинной установки выполнена с возможностью принудительной подачи атмосферного воздуха под защитный кожух (RU 2403416 С1, опубл. 10.11.2010).A gas pumping unit comprising a gas turbine engine including a gas generator and a turbine located on a common engine frame is known from the prior art. GTE is enclosed in a protective casing. The gas compressor unit contains an air intake path, including an air purifying device (KVOU) with air ducts and an air intake chamber, an input device to the gas turbine engine, an exhaust system with an exhaust path to remove combustion products. The exhaust system is configured to install a recycling heat exchanger. The cooling system of a gas turbine installation is configured to force the supply of atmospheric air under a protective casing (RU 2403416 C1, publ. 10.11.2010).
Из существующего уровня техники известен газоперекачивающий агрегат, содержащий ГТД и центробежный компрессор для сжатия газа, КВОУ, выхлопную систему с выхлопной шахтой для удаления продуктов сгорания и шумоглушители. ГТД вместе с всасывающим и выхлопным устройствами расположены на общей фундаментной раме. ГТД заключен в защитный кожух. Система охлаждения ГТД выполнена с возможностью обеспечения регулирования количества охлаждающего воздуха, поступающего под защитный кожух. Выхлопная шахта выполнена с возможностью установки утилизационного теплообменника и оснащена погодным колпаком (зонтом) (RU 115843 U1, опубл. 10.05.2012).A gas pumping unit is known from the prior art, comprising a gas turbine engine and a centrifugal compressor for compressing gas, a CVO, an exhaust system with an exhaust shaft for removing combustion products, and silencers. GTE together with the suction and exhaust devices are located on a common foundation frame. GTE is enclosed in a protective casing. The GTE cooling system is configured to control the amount of cooling air entering under the protective casing. The exhaust shaft is made with the possibility of installing a recycling heat exchanger and is equipped with a weather hood (umbrella) (RU 115843 U1, publ. 05/10/2012).
Известны система охлаждения ГТД, содержащая воздухозаборник, осевой вентилятор и направляющий аппарат в виде приводной заслонки с поворотными жалюзями (RU 2267019 С1, опубл. 27.02.2005).Known GTE cooling system containing an air intake, an axial fan and a guiding device in the form of a drive damper with rotary shutters (RU 2267019 C1, publ. 27.02.2005).
Известна система подачи охлаждающего воздуха в ГТД, расположенный в кожухе, содержащая воздухозаборник, воздуховод, осевой вентилятор, соединенный входной частью с воздухозаборником, а выходной частью с воздуховодом. Система снабжена опорной рамной конструкцией (RU 168906 U1, опубл. 28.02.2017).A known system for supplying cooling air to a gas turbine engine located in a casing containing an air intake, an air duct, an axial fan connected to the air inlet by the inlet and the air inlet from the outlet. The system is equipped with a supporting frame structure (RU 168906 U1, publ. 02.28.2017).
Недостатком известных решений является относительно невысокая надежность и долговечность работы ГПА, неадаптированность конкретно к техническим решениям двухвального, двухконтурного ГТД, сложность получения компромиссного сочетания повышенных значений КПД и ресурса двигателя и ГПА в целом за счет недостаточной проработанности системы охлаждения двигателя и относительно невысокой эффективности работы системы охлаждения за счет неравномерного, несимметричного подвода охлаждающего воздуха к двигателю, что приводит к повышенному износу трущихся деталей рабочих узлов, в частности, к обрыву лопаток ТВД вследствие коробления двигателя, а также снижению надежности работы и КПД двигателя в целом в процессе эксплуатации.A disadvantage of the known solutions is the relatively low reliability and durability of the gas compressor unit, the lack of adaptation specifically to the technical solutions of the twin-shaft, double-circuit gas turbine engine, the difficulty of obtaining a compromise combination of increased values of efficiency and engine life and the gas engine in general due to the insufficient development of the engine cooling system and the relatively low efficiency of the cooling system due to the uneven, asymmetric supply of cooling air to the engine, which leads to increased and nose rubbing parts of working units, in particular to a breakage due to the HPT blades engine warpage, and reduce the reliability and efficiency of the engine as a whole during operation.
Задача, решаемая группой изобретений, заключается в улучшении системы охлаждения стационарного ГТД авиационного типа, повышении надежности и долговечности работы двигателя в составе газоперекачивающих агрегатов для транспортировки газа или газотурбинной электростанции.The problem solved by the group of inventions is to improve the cooling system of a stationary gas turbine engine, to increase the reliability and durability of the engine as a part of gas pumping units for transporting gas or a gas turbine power plant.
Поставленная задача решается тем, что в способе охлаждения газотурбинного двигателя (ГТД), имеющего модуль газогенератора (ГТ), включающий в качестве функциональных узлов компрессоры низкого и высокого давления (КНД и КВД), камеру сгорания, турбины низкого и высокого давления (ТНД и ТВД), а также модуль силовой турбины (СТ), входящего в состав газотурбинной установки (ГТУ) газоперекачивающего агрегата (ГПА), согласно изобретению, двигатель снабжают защитным кожухом, к которому подводят вентиляционные нагнетающий с распределительным коробом и отводящий воздуховоды, воздух для охлаждения двигателя забирают из атмосферы через воздухозаборник и посредством, по меньшей мере, одного нагнетающего вентилятора подают снизу в кожух и через распределительный короб меньшую часть подаваемого воздуха, составляющую до 20%, подают за улиточное пространство газоотвода ГТУ ГПА, а большую часть воздуха до 80% от общего потока нагнетания подают непосредственно под корпус двигателя в направляющий аппарат системы охлаждения двигателя, при этом охлаждающий поток воздуха разделяют на три части, меньшая из которых поступает непосредственно под нижнюю часть опоясывающего теплового пятна, соответствующего зоне расположения камеры сгорания и частично примыкающих к ней кольцевых участков корпусов КВД и ТВД двигателя, а две остальные боковые части охлаждающего потока воздуха отклоняют вправо и влево и подают на боковые участки корпуса двигателя настильно тангенциальными струями, при этом отклонения струй воздуха производят направляющим аппаратом с наклоненными неподвижными в процессе охлаждения двигателя створками, выполненными с аэродинамическим профилем поперечного сечения, продольно ориентированными параллельно оси двигателя и регулируемо закрепленными не менее чем на одном силовом элементе, установленном нормально к вертикальной осевой плоскости симметрии двигателя над решеткой распределительного короба в зоне охлаждения двигателя, причем количество створок в направляющем аппарате принимают одинаковым не менее двух с каждой стороны двигателя и попарно устанавливают в пределах каждой группы однонаправленно отклоненными с зеркальной симметрией наклона ответной группы створок относительно вертикальной осевой плоскости симметрии двигателя, а угол αа.с. атаки, характеризующий отклонение створки от вертикальной плоскости симметрии двигателя, принимают в диапазоне значений αа.с.=(21,6÷41,4)°, при этом кинематический процесс регулирования пространственного положения створок осуществляют шаговым изменением угла атаки относительно вертикальной плоскости симметрии двигателя, для чего в поперечном сечении створки выделяют две точки, через одну из которых проводят условную ось, параллельную оси двигателя, и наделяют ее функцией шарнира вращения с ограниченным углом поворота в пределах принятого диапазона угловых положений створки в направляющем аппарате системы охлаждения двигателя, а через другую точку, смещенную во внешнюю сторону от условной продольной плоскости симметрии двигателя, как через центр, проводят радиальный индикатор угла атаки, численно определяемого по шкале, предварительно отградуированной с заданным шагом угловых положений створки, связанной, по меньшей мере, с одним силовым элементом направляющего аппарата, затем аналогично с соблюдением условий настоящего изобретения выставляют остальные створки направляющего аппарата, включают воздушный поток и производят равномерное охлаждение работающего двигателя.The problem is solved in that in the method of cooling a gas turbine engine (GTE) having a gas generator module (GT), comprising as functional units low and high pressure compressors (KND and KVD), a combustion chamber, low and high pressure turbines (HPT and TVD ), as well as the power turbine module (ST), which is part of the gas turbine unit (GTU) of the gas pumping unit (GPU), according to the invention, the engine is equipped with a protective casing, to which the ventilation blower with a junction box is brought and exhaust ducts, air for cooling the engine is taken from the atmosphere through the air intake and through at least one blowing fan is fed from below into the casing and a smaller part of the supplied air, up to 20%, is supplied through the distribution box for the snug space of the gas turbine exhaust unit of the gas turbine engine, and most of the air up to 80% of the total discharge flow is fed directly under the engine casing into the guide apparatus of the engine cooling system, while the cooling air flow is divided into three parts, the smallest of which comes directly under the lower part of the encircling heat spot corresponding to the area of the combustion chamber and the partially annular sections of the HPC and the engine parts of the engine, while the other two side parts of the cooling air flow are deflected to the right and left and are fed to the side sections of the engine case tangential jets, while the deviations of the air jets produce a guiding apparatus with tilted shutters fixed during engine cooling, made and with an aerodynamic cross-sectional profile, longitudinally oriented parallel to the axis of the engine and adjustable mounted on at least one power element mounted normally to the vertical axial plane of symmetry of the engine above the grid of the distribution box in the engine cooling zone, the number of flaps in the guide apparatus being the same no less two on each side of the engine and set in pairs within each group unidirectionally deflected with mirror symmetry the bosom of the reciprocal group of valves relative to the vertical axial plane of symmetry of the engine, and the angle α a.c. attacks, characterizing the deviation of the sash from the vertical plane of symmetry of the engine, take in the range of values α a.s. = (21.6 ÷ 41.4) °, while the kinematic process of adjusting the spatial position of the valves is carried out by stepping the angle of attack relative to the vertical plane of symmetry of the engine, for which two points are distinguished in the cross-section of the valve, through which a conditional axis parallel to axis of the engine, and endow it with the function of a rotation hinge with a limited rotation angle within the accepted range of angular positions of the sash in the guide apparatus of the engine cooling system, and through another point displaced in on the outside of the conditional longitudinal plane of symmetry of the engine, as through the center, conduct a radial indicator of the angle of attack, numerically determined on a scale pre-calibrated with a given step of the angular position of the sash associated with at least one power element of the guide apparatus, then similarly with compliance with the conditions of the present invention expose the remaining leaves of the guide apparatus, turn on the air flow and produce uniform cooling of the running engine.
При этом работу системы охлаждения двигателя могут осуществлять по командам системы автоматического управления и регулирования (САУиР) ГПА, при этом для контроля параметров температуры воздуха под защитным кожухом и на корпусе двигателя устанавливают датчики температуры, результаты измерений по которым используют для коррекции работы системы охлаждения, также устанавливают датчик давления, кроме того в отводящем воздуховоде устанавливают кран противопожарный, который закрывают при возникновении пожара под защитным кожухом по команде САУиР.In this case, the operation of the engine cooling system can be carried out according to the instructions of the automatic control and regulation system (SAUiR) of the GPU, while temperature sensors are installed under the protective cover and on the engine casing to control the air temperature parameters, the measurement results of which are used to correct the operation of the cooling system, a pressure sensor is installed, in addition, a fire hydrant is installed in the outlet duct, which is closed in the event of a fire under the protective cover by command de SAUiR.
По меньшей мере, часть нагретого воздуха системы охлаждения двигателя при необходимости могут подавать для подогрева внутреннего объема машзала компрессорной станции.At least a portion of the heated air of the engine cooling system may, if necessary, be supplied for heating the internal volume of the compressor station compressor room.
Створки направляющего аппарата могут устанавливать на силовом элементе типа поперечной балки, включающей пластины, стянутые по вертикали хомутами, при этом створки крепят на пластинах с возможностью углового и поступательного перемещения створок относительно рисок шкалы в вертикальной плоскости симметрии двигателя, для чего в пластинах выполнены отверстия с возможностью образования шарнира вращения для ограниченных поворотов в пределах принятого диапазона угловых положений створки и пазы для индикации и дискретного фиксирования, по меньшей мере, трех, в том числе двух крайних и среднего положения углов атаки створки, а условную ось, параллельную оси двигателя, наделенную функцией шарнира вращения створки, проводят через точку створки, расположенную на линии миделя поперечного сечения, нормальную к касательной к вершине спинки профиля, параллельную хорде, соединяющей лобовую точку с точкой схода аэродинамического профиля створки.The flaps of the guide apparatus can be mounted on a power element such as a transverse beam, including plates, vertically tightened with clamps, and the flaps are mounted on the plates with the possibility of angular and translational movement of the flaps relative to the scale marks in the vertical plane of symmetry of the engine, for which holes are made in the plates with the possibility forming a rotation hinge for limited turns within the accepted range of angular positions of the sash and grooves for indication and discrete fixing, at least three, including two extreme and middle positions of the angle of attack of the sash, and the conditional axis parallel to the axis of the engine, endowed with the function of the hinge of rotation of the sash, is drawn through the point of the sash located on the midsection line of the cross section normal to the tangent to the top of the back a profile parallel to the chord connecting the frontal point with the vanishing point of the aerodynamic profile of the sash.
Поставленная задача в части системы охлаждения газотурбинного двигателя ГТУ ГПА, имеющего модуль газогенератора с компрессорами КНД и КВД, камерой сгорания, турбинами ТНД и ТВД и модуль силовой турбины, при этом двигатель снабжен защитным кожухом, решается тем, что система охлаждения двигателя, согласно изобретению, выполнена с возможностью равномерного охлаждения двигателя посредством регулирования распределения потока охлаждающего воздуха и включает воздухозаборник, по меньшей мере, один нагнетающий вентилятор, нагнетающий с распределительным коробом и отводящий воздуховоды, а также направляющий аппарат с наклоненными неподвижными в процессе охлаждения двигателя створками и электрические коммуникации системы охлаждения, при этом равномерное охлаждение двигателя осуществляют описанным выше способом.The task in terms of the gas turbine engine cooling system of a gas turbine engine with a gas generator module with compressors KND and KVD, a combustion chamber, turbine high pressure and high pressure turbines and a power turbine module, while the engine is equipped with a protective casing, it is decided that the engine cooling system according to the invention, made with the possibility of uniform cooling of the engine by adjusting the distribution of the flow of cooling air and includes an air intake, at least one blowing fan, blowing with distribution with a dividing box and exhaust ducts, as well as a guide apparatus with tilted shutters fixed during the engine cooling process and electrical communications of the cooling system, while the engine is uniformly cooled as described above.
Поставленная задача в части направляющего аппарата системы охлаждения газотурбинного двигателя ГТУ ГПА, имеющего модуль газогенератора с КНД и КВД, камерой сгорания, ТНД и ТВД, а также модуль силовой турбины и снабженного защитным кожухом, решается тем, что направляющий аппарат, согласно изобретению, выполнен с возможностью регулирования распределения потока охлаждающего воздуха для равномерного охлаждения двигателя и включает наклоненные неподвижные в процессе охлаждения двигателя створки, продольно ориентированные параллельно оси двигателя и регулируемо закрепленные не менее чем на одном силовом элементе, установленной нормально к вертикальной осевой плоскости симметрии двигателя, причем створки выполнены с аэродинамическим профилем поперечного сечения, имеющем, по меньшей мере, выпуклую спинку, обращенную под углом к вертикальной плоскости симметрии двигателя, при этом хорду дуги выпуклой спинки створки принимают длиной Lх.а.с, определенной в диапазоне значенийThe task in terms of the guide apparatus of the gas turbine engine cooling system of a gas turbine engine, having a gas generator module with low pressure and high pressure switch, combustion chamber, high pressure and high pressure turbine, as well as a power turbine module and equipped with a protective casing, is solved by the fact that the guide apparatus, according to the invention, is made with the ability to control the distribution of the flow of cooling air for uniform cooling of the engine and includes tilted leafs stationary during cooling of the engine, longitudinally oriented parallel to the engine and adjustable mounted on at least one power element mounted normally to the vertical axial plane of symmetry of the engine, and the flaps are made with an aerodynamic cross-sectional profile having at least a convex back, angled to the vertical plane of symmetry of the engine, the chord of the arc of the convex back of the sash is taken to be a length L х.а.с , defined in the range of values
Lx.a.c=(0,57÷0,8)⋅Rк.д.[м],L xac = (0.57 ÷ 0.8) ⋅R cd [m]
где Rк.д. - радиус корпуса двигателя в осевом диапазоне расположения камеры сгорания; Смах - максимальное относительное расстояние от хорды, соединяющей концы дуги спинки створки до параллельной хорде касательной к вершине дуги выпуклой спинки, принятой в диапазоне значений Cмах/Lx.a.c=(0,085÷0,12); причем количество створок в направляющем аппарате выполнено одинаковым не менее двух с каждой стороны двигателя, при этом створки в пределах каждой группы установлены попарно, однонаправленно отклоненными с зеркальной симметрией наклона ответной группы створок относительно вертикальной осевой плоскости симметрии двигателя, а угол αа.с. атаки, характеризующий отклонение хорды спинки профиля створки от вертикальной плоскости симметрии двигателя, определен в диапазоне значений αа.с.=(21,6÷41,4)°.where R cd - the radius of the engine casing in the axial range of the combustion chamber; С max - the maximum relative distance from the chord connecting the ends of the arch of the back of the leaf to the parallel chord tangent to the top of the arc of the convex back, adopted in the range of values C max / L xac = (0,085 ÷ 0,12); moreover, the number of flaps in the guiding apparatus is made equal to at least two on each side of the engine, while the flaps within each group are installed in pairs, unidirectionally deflected with mirror symmetry of the tilt of the reciprocal group of flaps relative to the vertical axial plane of symmetry of the engine, and the angle α a.c. attack, characterizing the deviation of the chord of the back of the sash profile from the vertical plane of symmetry of the engine, is defined in the range of values of α a.s. = (21.6 ÷ 41.4) °.
При этом створки могут быть установлены на силовом элементе типа поперечной балки, включающей коробчатый элемент, состоящий из сомкнутых полками швеллеров, на которых размещен горизонтальный внутренний швеллер, обрамленный наружными пластинами, раскрепленными горизонтальной планкой и стянутой по вертикали хомутами, при этом для пошагового углового и поступательного перемещений створок параллельно оси двигателя в пластинах выполнены дискретные отверстия с возможностью образования шарнира вращения для ограниченных поворотов в пределах принятого диапазона угловых положений створки в направляющем аппарате, и пазы для индикации относительно вертикальной плоскости симметрии двигателя и дискретного фиксирования, по меньшей мере, трех, в том числе двух крайних и среднего положения углов атаки створки, кроме того для индикации углового перемещения створок в верхней части пластин балки выполнены углубления в виде рисок.In this case, the flaps can be installed on a power element such as a transverse beam, including a box-shaped element, consisting of closed channel channels, on which a horizontal internal channel is placed, framed by external plates, fastened with a horizontal bar and vertically tightened clamps, while for stepwise angular and translational discrete holes with the possibility of forming a rotation hinge for limited turns in the accepted range of angular positions of the sash in the guide apparatus, and grooves for indicating relative to the vertical plane of symmetry of the engine and discrete fixing of at least three, including two extreme and mid-position angles of attack of the sash, in addition to indicating the angular movement of the sash in the upper parts of the beam plates are made recesses in the form of notches.
Поставленная задача в части ГПА компрессорной станции (КС) решается тем, что газоперекачивающий агрегат ГПА, согласно изобретению, содержит последовательно сообщенные по рабочему телу: тракт всасывания воздуха, включающий комплексное воздухоочистительное устройство (КВОУ), воздуховод и камеру всасывания воздуха; газотурбинную установку (ГТУ) с входным устройством (ВУ) в виде соосной с осью двигателя трубы с лемнискатным входом для подачи воздуха из камеры всасывания на вход газотурбинного двигателя (ГТД), имеющего модули газогенератора (ГГ) и силовой турбины (СТ), а также соединенный с модулем СТ газоотвод, выполненный в виде улитки; тракт выхлопа отработанных газов, сообщенный газоходом на входе по потоку рабочего тела из СТ с газоотводом и на выходе с завершающей тракт выхлопа выхлопной трубой ГПА, которая в свою очередь сообщена с теплообменником утилизатора теплоты с автономной выхлопной трубой; газовый компрессор, сообщенный по крутящему моменту с валом СТ ГТД посредством трансмиссии, включающей промежуточный вал, а также по рабочему телу - перекачиваемому газу с подводящим газопроводом на входе и с отводящим на выходе; при этом двигатель установлен в защитном кожухе и снабжен системой охлаждения ГТД, включающей воздухозаборник, по меньшей мере, один нагнетающий вентилятор, нагнетающий с распределительным коробом и отводящий воздуховоды, а также направляющий аппарат, выполненный с возможностью регулирования распределения потока охлаждающего воздуха для равномерного охлаждения двигателя, который включает наклоненные неподвижные в процессе охлаждения двигателя створки, продольно ориентированные параллельно оси двигателя и регулируемо закрепленные не менее чем на одном силовом элементе, установленном нормально к вертикальной осевой плоскости симметрии двигателя над решеткой распределительного короба в зоне охлаждения двигателя; причем створки выполнены с аэродинамическим профилем поперечного сечения, имеющем, по меньшей мере, выпуклую спинку, обращенную под углом к вертикальной плоскости симметрии двигателя, при этом хорду дуги выпуклой спинки створки принимают длиной Lх.а.с, определенной в диапазоне значенийThe problem in terms of the gas compressor unit of the compressor station (KS) is solved by the fact that the gas pumping unit of the gas compressor unit, according to the invention, contains successively communicated through the working fluid: air intake path, comprising a comprehensive air-cleaning device (KVOU), an air duct and an air intake chamber; gas turbine unit (GTU) with an input device (VU) in the form of a pipe coaxial with the axis of the engine with a lemniscate inlet for supplying air from the suction chamber to the inlet of the gas turbine engine (GTE) having gas generator (GG) and power turbine (ST) modules, as well a gas outlet connected to the ST module made in the form of a snail; the exhaust gas exhaust path communicated by the gas duct at the inlet of the working fluid from the ST with a gas outlet and at the outlet with the exhaust gas exhaust pipe completing the exhaust path, which in turn is connected to the heat exchanger heat exchanger with an autonomous exhaust pipe; a gas compressor communicated in torque with the ST GTD shaft by means of a transmission including an intermediate shaft, and also through the working fluid — pumped gas with a gas supply line at the inlet and with a gas outlet at the outlet; wherein the engine is installed in a protective casing and is equipped with a gas turbine engine cooling system, including an air intake, at least one blower fan, blower with a junction box and exhaust ducts, as well as a guide apparatus configured to control the distribution of the cooling air flow for uniform cooling of the engine, which includes the inclined leafs fixed during the engine cooling process, longitudinally oriented parallel to the axis of the engine and adjustable at least one power cell established normal to the vertical axial plane of symmetry of the engine above the grid of the manifold of the engine cooling zone; moreover, the flaps are made with an aerodynamic cross-sectional profile having at least a convex back facing at an angle to the vertical plane of symmetry of the engine, while the arc chord of the convex back of the flap is taken to be a length L xa.s , defined in the range of values
Lх.а.с=(0,57÷0,8)⋅Rк.д.[м],L h.a.s. = (0.57 ÷ 0.8) ⋅R c.d. [m]
где Rк.д. - радиус корпуса двигателя в осевом диапазоне расположения камеры сгорания; Смах - максимальное относительное расстояние от хорды, соединяющей концы дуги спинки створки до параллельной хорде касательной к вершине дуги выпуклой спинки, принятой в диапазоне значений Cмах/Lx.a.c=(0,085÷0,12); причем количество створок в направляющем аппарате выполнено одинаковым не менее двух с каждой стороны двигателя, при этом створки в пределах каждой группы установлены попарно, однонаправленно отклоненными с зеркальной симметрией наклона ответной группы створок относительно вертикальной осевой плоскости симметрии двигателя, а угол атаки αа.с., характеризующий отклонение хорды спинки профиля створки от плоскости симметрии двигателя, определен в диапазоне значений αа.с.=(21,6÷41,4)°.where R cd - the radius of the engine casing in the axial range of the combustion chamber; С max - the maximum relative distance from the chord connecting the ends of the arch of the back of the leaf to the parallel chord tangent to the top of the arc of the convex back, adopted in the range of values C max / L xac = (0,085 ÷ 0,12); moreover, the number of flaps in the guide vane is made equal to at least two on each side of the engine, while the flaps within each group are installed in pairs, unidirectionally deflected with mirror symmetry of the tilt of the reciprocal group of flaps relative to the vertical axial plane of symmetry of the engine, and the angle of attack is α a.s. , characterizing the deviation of the chord of the back of the sash profile from the plane of symmetry of the engine, is defined in the range of α a.s. = (21.6 ÷ 41.4) °.
При этом створки направляющего аппарата могут быть установлены на силовом элементе типа поперечной балки, включающей коробчатый элемент, состоящий из сомкнутых полками швеллеров, на которых размещен горизонтальный внутренний швеллер, обрамленный наружными пластинами, раскрепленными горизонтальной планкой и стянутой по вертикали хомутами, при этом для пошагового углового и поступательного перемещений створок параллельно оси двигателя в пластинах выполнены дискретные отверстия с возможностью образования шарнира вращения для ограниченных поворотов в пределах принятого диапазона угловых положений створки в направляющем аппарате, и пазы для индикации относительно вертикальной плоскости симметрии двигателя и дискретного фиксирования, по меньшей мере, трех, в том числе двух крайних и среднего положения углов атаки створки, кроме того для индикации углового перемещения створок в верхней части пластин балки выполнены углубления в виде рисок.In this case, the guide vane flaps can be installed on a transverse beam type power element, including a box-shaped element consisting of channel-closed channels, on which a horizontal internal channel is placed, framed by external plates, fastened with a horizontal bar and vertically strapped clamps, while for a stepwise angular and translational movements of the flaps parallel to the axis of the engine, discrete holes are made in the plates with the possibility of forming a rotation hinge to limit turns within the accepted range of angular positions of the sash in the guide apparatus, and grooves for indicating relative to the vertical plane of symmetry of the engine and discrete fixing of at least three, including two extreme and mid-position angles of attack of the sash, in addition to indicating angular displacement the flaps in the upper part of the beam plates are made recesses in the form of notches.
Защитный кожух может быть выполнен модульной конструкции в виде короба из панелей и перекрытий, установленных на рамы под ГТД и газоотвод ГПА, и снабжен лестницами для схода внутрь технического персонала и площадками обслуживания для выполнения работ в верхней части ГТД, причем геометрические параметры кожуха выполнены с возможностью ремонтного извлечения и/или замены агрегатов ГТД через трансформируемое покрытие, кроме того в отделении защитного кожуха под газоотводом выполнен проем для выхода улитки, а сверху над проемом выхода улитки выполнено отверстие для вывода отводящего воздуховода системы охлаждения двигателя с возможностью подогрева и циркуляции охлаждающего воздуха внутри машзала.The protective casing can be made in a modular design in the form of a box of panels and ceilings installed on the frames under the gas turbine engine and gas compressor unit, and is equipped with stairs for going inside the technical personnel and service platforms for performing work in the upper part of the gas turbine engine, and the geometric parameters of the casing are made with the possibility of repair extraction and / or replacement of gas turbine engine units through a transformable coating, in addition, in the compartment of the protective casing under the gas outlet, an opening is made for the exit of the cochlea, and on top of the exit opening is coiled A hole was made for the outlet of the exhaust duct of the engine cooling system with the possibility of heating and cooling air circulation inside the hall.
Технический результат, достигаемый группой изобретений, объединенных единым творческим замыслом, состоит в проработке способа и системы охлаждения ГТД ГПА с улучшенными эксплуатационными характеристиками и конструктивными параметрами направляющего аппарата, снабженного створками, позволяющими регулируемо отклонять часть охлаждающего воздуха, подаваемого под двигатель, и обеспечивать снижение окружной неравномерности температуры поверхности двигателя на всех режимах работы, избегая выборки радиальных зазоров между корпусом двигателя и лопатками ТВД и отрыва лопаток в результате возникновения нештатных нагрузок в процессе эксплуатации двигателя в составе ГТУ ГПА, а также облегчение проведения монтажа направляющего аппарата без демонтажа двигателя и снижению материало- и трудоемкости при проведении ремонтных работ за счет сокращения сборочных операций.The technical result achieved by the group of inventions, united by a single creative concept, is to develop a method and system for cooling a gas turbine engine with improved performance and design parameters of a guiding apparatus equipped with flaps that allow to deflect part of the cooling air supplied under the engine and reduce circumferential unevenness engine surface temperature in all operating modes, avoiding the selection of radial gaps between the motor housing the engine and the blades of the theater of operations and the separation of the blades as a result of abnormal loads during operation of the engine as part of the gas turbine engine, as well as facilitating the installation of the guide apparatus without dismantling the engine and reducing material and labor costs during repair work by reducing assembly operations.
Сущность группы изобретений поясняется чертежами, где:The essence of the group of inventions is illustrated by drawings, where:
на фиг. 1 изображена ГПА и система охлаждения двигателя ГПА, вид сверху;in FIG. 1 shows a GPU and a GPA engine cooling system, top view;
на фиг. 2 - направляющий аппарат системы охлаждения двигателя, вид спереди;in FIG. 2 - directing apparatus of the engine cooling system, front view;
на фиг. 3 - направляющий аппарат системы охлаждения двигателя, вид сверху;in FIG. 3 - guide apparatus of the engine cooling system, top view;
на фиг. 4 - узел направляющего аппарата системы охлаждения двигателя с зеркально симметрично установленными наклонными створками, вид по А на фиг. 3;in FIG. 4 - assembly of the guide apparatus of the engine cooling system with mirrored symmetrically mounted sloping shutters, view along A in FIG. 3;
на фиг. 5 - разрез по Б-Б на фиг. 4;in FIG. 5 is a section along BB in FIG. four;
на фиг. 6 - разрез по В-В на фиг. 4.in FIG. 6 is a section along BB in FIG. four.
Газоперекачивающий агрегат компрессорной станции содержит последовательно сообщенные по рабочему телу:The gas pumping unit of the compressor station contains successively communicated through the working fluid:
- тракт всасывания воздуха, включающий функциональные узлы - комплексное воздухоочистительное устройство КВОУ-1, всасывающий воздуховод 2 и камеру 3 всасывания воздуха;- air intake path, including functional units - integrated air cleaning device KVOU-1,
- газотурбинную установку ГПА с входным устройством ВУ-4 в виде соосной с осью двигателя трубы с лемнискатным входом для подачи воздуха из камеры всасывания на вход газотурбинного двигателя 5, имеющего модули газогенератора ГТ-6 и силовой турбины СТ-7, а также соединенный с модулем СТ газоотвод 8, выполненный в виде улитки;- GPU gas turbine unit with an input unit VU-4 in the form of a pipe coaxial with the axis of the engine with a lemniscate inlet for supplying air from the suction chamber to the inlet of the
- тракт выхлопа отработанных газов, сообщенный газоходом 9 на входе по потоку рабочего тела из СТ-7 с газоотводом 8 и на выходе с завершающей тракт выхлопа выхлопной трубой 10 ГПА, которая в свою очередь сообщена с теплообменником 11 утилизатора теплоты с автономной выхлопной трубой 12;- the exhaust gas exhaust path communicated by the
- газовый компрессор 13 - нагнетатель центробежного типа, сообщенный по крутящему моменту с валом СТ-7 посредством трансмиссии, включающей промежуточный вал, а также по рабочему телу - перекачиваемому газу с подводящим газопроводом на входе и с отводящим на выходе.-
В предлагаемом способе охлаждения ГДТ двигатель 5 снабжают защитным кожухом 14. К защитному кожуху 14 подводят вентиляционные подводят вентиляционные нагнетающий воздуховод 15 с распределительным коробом 16 и отводящий воздуховод 17.In the proposed method for cooling a gas turbine engine, the
Система охлаждения (фиг. 1) газотурбинного двигателя ГТУ ГПА выполнена с возможностью равномерного охлаждения двигателя посредством регулирования распределения потока охлаждающего воздуха. Воздух для охлаждения двигателя забирают из атмосферы через воздухозаборник 18. Далее посредством, по меньшей мере, одного нагнетающего вентилятора 19 (основного или резервного) воздух подают снизу в защитный кожух 14. При этом меньшую часть подаваемого воздуха, составляющую до 20%, через распределительный короб 16 подают за улиточное пространство газоотвода 8 ГПА. Большую часть воздуха до 80% от общего потока нагнетания подают непосредственно под корпус двигателя 5 в направляющий аппарат 20 (фиг. 2 и фиг. 3) системы охлаждения двигателя, и разделяют на три части. Меньшая часть поступает непосредственно под нижнюю часть опоясывающего теплового пятна, соответствующего зоне расположения камеры сгорания и частично примыкающих к ней кольцевых участков корпусов КВД и ТВД. Две остальные боковые части охлаждающего потока воздуха отклоняют вправо и влево и подают на боковые участки корпуса двигателя 5 настильно тангенциальными струями.The cooling system (Fig. 1) of the gas turbine engine of the GTU GPA is made with the possibility of uniform cooling of the engine by controlling the distribution of the flow of cooling air. Air for cooling the engine is taken from the atmosphere through the
Отклонения струй воздуха производят направляющим аппаратом 20 (фиг. 4). Для чего направляющий аппарат 20 содержит наклоненные неподвижные в процессе охлаждения двигателя створками 21. Створки 21 продольно ориентированы параллельно оси двигателя 5 и регулируемо закреплены на силовом элементе 22, установленном нормально к вертикальной осевой плоскости симметрии двигателя 5 над решеткой 23 распределительного короба 16 в зоне охлаждения двигателя.Deviations of the air jets produce a guide apparatus 20 (Fig. 4). For this, the
Количество створок 21 в направляющем аппарате 20 принимают одинаковым не менее двух с каждой стороны двигателя 5. Створки 21 устанавливают в пределах каждой группы попарно, однонаправленно отклоненными с зеркальной симметрией наклона ответной группы створок относительно вертикальной осевой плоскости симметрии двигателя. Угол αа.с., атаки, характеризующий отклонение створки 21 от вертикальной плоскости симметрии двигателя 5, принимают в диапазоне значений αа.с.=(21,6÷41,4)°.The number of
Кинематический процесс регулирования пространственного положения створок 10 осуществляют шаговым изменением угла αа.с.. атаки αа.с.. относительно вертикальной плоскости симметрии двигателя. Для чего в поперечном сечении створки 21 выделяют две точки. Через одну точку 24 проводят условную ось, параллельную оси двигателя, и наделяют ее функцией шарнира вращения с ограниченным углом поворота в пределах принятого диапазона угловых положений створки 21 в направляющем аппарате 20. Через другую точку 25, смещенную во внешнюю сторону от условной продольной плоскости симметрии двигателя, как через центр, проводят радиальный индикатор угла αа.с. атаки, численно определяемого по шкале, которая предварительно отградуирована с заданным шагом угловых положений створки 21 - рисок 26, связанной, по меньшей мере, с одним силовым элементом 22 направляющего аппарата 20. Затем аналогично с соблюдением условий настоящего изобретения выставляют остальные створки 21, включают воздушный поток и производят равномерное охлаждение работающего двигателя 5.The kinematic process of adjusting the spatial position of the
Работу системы охлаждения двигателя 1 осуществляют по командам САУиР ГПА. Для контроля параметров температуры воздуха под защитным кожухом 14 и на корпусе двигателя 5 устанавливают датчики 27 температуры и датчик 28 давления Метран. Результаты измерений используют для коррекции работы системы охлаждения. В отводящем воздуховоде 5 устанавливают кран противопожарный (на чертежах не показан), который закрывают при возникновении пожара под защитным кожухом 14 по команде САУиР.The operation of the
Защитный кожух 14 (на чертежах не показан) выполнен модульной конструкции в виде короба из панелей и перекрытий, установленных на рамы под ГТД и газоотвод ГПА. Защитный кожух 14 снабжен лестницами для схода внутрь технического персонала и площадками обслуживания для выполнения работ в верхней части ГТД. Геометрические параметры кожуха выполнены с возможностью ремонтного извлечения и/или замены агрегатов ГТД через трансформируемое покрытие. В отделении кожуха 14 под газоотводом 8 выполнен проем для выхода улитки, а сверху над проемом выхода улитки выполнено отверстие для вывода отводящего воздуховода системы охлаждения двигателя с возможностью подогрева и циркуляции нагретого воздуха внутри машзала.The protective casing 14 (not shown in the drawings) is made of a modular design in the form of a duct of panels and ceilings installed on the frames under the gas turbine engine and the gas outlet of the gas compressor unit. The
Система охлаждения газотурбинного двигателя ГТУ ГПА выполнена с возможностью равномерного охлаждения двигателя посредством регулирования распределения потока охлаждающего воздуха. При этом равномерное охлаждение двигателя осуществляют описанным выше способом.The gas turbine engine cooling system of the gas turbine engine is designed to uniformly cool the engine by controlling the distribution of the flow of cooling air. In this case, uniform cooling of the engine is carried out as described above.
Направляющий аппарат системы охлаждения двигателя выполнен с возможностью регулирования распределения потока охлаждающего воздуха для равномерного охлаждения двигателя и включает наклоненные неподвижные в процессе охлаждения двигателя створки 21.The guide apparatus of the engine cooling system is configured to control the distribution of the flow of cooling air for uniform cooling of the engine and includes tilted
Створки 21 (фиг. 4) выполнены с аэродинамическим профилем поперечного сечения, имеющем, по меньшей мере, выпуклую спинку 29, обращенную под углом к вертикальной плоскости симметрии двигателя.The flaps 21 (Fig. 4) are made with an aerodynamic cross-sectional profile having at least a
Хорду 30 дуги выпуклой спинки 29 створки 21 принимают длиной Lх.а.с, определенной в диапазоне значенийThe
Lx.a.c=(0,57÷0,8)⋅Rк.д.[м],L xac = (0.57 ÷ 0.8) ⋅R cd [m]
где Rк.д. - радиус корпуса двигателя в осевом диапазоне расположения камеры сгорания;where R cd - the radius of the engine in the axial range of the combustion chamber;
Сиах - максимальное относительное расстояние от хорды, соединяющей концы дуги спинки створки до параллельной хорде касательной к вершине дуги выпуклой спинки, принятой в диапазоне значений Cмах/Lх.а.с=(0,085÷0,12).C max - the maximum relative distance from the chord connecting the ends of the arch of the back of the sash to the parallel chord tangent to the top of the arc of the convex back, adopted in the range of values C max / Lx.a.c =(0,085 wr0,12).
Створки 21 установлены на силовом элементе 22 типа поперечной балки, включающей коробчатый элемент, состоящий из швеллеров 31, сомкнутых полками 32. На полках 32 швеллеров 31 размещен горизонтальный внутренний швеллер 33, обрамленный наружными пластинами 34. Пластины 34 раскреплены горизонтальной планкой 35 и стянуты по вертикали хомутами 36.The
При этом для пошагового углового и поступательного перемещения створок 21 параллельно оси двигателя в пластинах 34 выполнены дискретные отверстия 37 и пазы 38. Отверстия 37 выполнены с возможностью образования шарнира вращения для ограниченных поворотов в пределах принятого диапазона угловых положений створки 21 в направляющем аппарате. Пазы 38 выполнены для индикации относительно вертикальной плоскости симметрии двигателя и дискретного фиксирования, по меньшей мере, трех, в том числе двух крайних и среднего положения углов атаки створки 21. Также для индикации углового перемещения створок 21 в верхней части пластин 34 выполнены углубления в виде рисок 26 шкалы.Moreover, for stepwise angular and translational movement of the
Наделенную функцией шарнира вращения створки 21 условную ось, параллельную оси двигателя, проводят через точку 24 створки 21, расположенную на линии миделя поперечного сечения, нормальную к касательной к вершине спинки 39 профиля, параллельную хорде, соединяющей лобовую точку с точкой схода аэродинамического профиля створки 21.The conditional axis parallel to the axis of the engine, endowed with the function of the hinge of rotation of the
Неравномерность охлаждения двигателя влияет на дефект «обрыв лопаток ТВД», вследствие коробления двигателя, выборки радиальных зазоров между корпусом и лопатками и отрывом лопаток в результате возникновения нештатных нагрузок. Возникновение трещин в корневом сечении лопаток обусловлено большим термическим перепадом между спинкой и корытом лопатки, что вызывает термоциклические усталостные трещины, развивающиеся с внутренней стороны стенки лопатки с первоначальными очагами на ребрах вихревой матрицы. Предлагаемые в группе изобретений, объединенных единым творческим замыслом, способ и система охлаждения двигателя за счет конструкции створок 21 направляющего аппарата 20 позволяет отклонять часть охлаждающего воздуха, подаваемого через распределительный короб 16 под двигатель 1, обеспечивая тем самым снижение окружной неравномерности температуры поверхности двигателя. При этом конструкция створок 21 позволяет устанавливать их без демонтажа двигателя.Uneven cooling of the engine affects the defect "breakdown of the blades of the theater of operations" due to warpage of the engine, the selection of radial clearances between the casing and the blades and the separation of the blades as a result of emergency loads. The occurrence of cracks in the root section of the blades is caused by a large thermal difference between the back and the trough of the blade, which causes thermocyclic fatigue cracks developing from the inside of the blade wall with the initial foci on the edges of the vortex matrix. Proposed in the group of inventions, united by a single creative concept, the method and engine cooling system due to the design of the
Монтаж створок 21 направляющего аппарата 20 и доработку системы охлаждения осуществляют следующим образом. На швеллеры 31, 33 силового элемента 22 устанавливают пластины 34. Пластины 34 стягивают по вертикали хомутами 36 и раскрепляют горизонтальными планками 35, гайками 39 с шайбами. Створки 21 крепят к пластинам 34 гайками 40 с шайбами. При этом угловое перемещение створок 21 относительно рисок 26 шкалы индикаторов угловых положений створок в вертикальной плоскости симметрии двигателя производят при ослаблении закрутки гаек 40. Перемещение створок 21 по пластинам 35 производят перестановкой в соответствующие требуемому положению створок 21 отверстия 37 и пазы 38, выполненных в пластинах 35 силового элемента 22.Installation of the
В ходе опытной отработки створки 21 устанавливают в различные угловые положения и переставляют в различные положения по ширине канала пазов 38. Замеряют температуру поверхности двигателя. Измерение температур поверхности двигателя производят контактным термометром в диапазоне измерений (-75…+1200)°С и оптическими пирометрами в труднодоступных местах. Для обеспечения идентичности результатов измерения двигатель условно разделяют на шесть поперечных сечений и в восьми точках с шагом в 45° измеряют окружную температуру поверхности. Результаты измерений при неэффективном положении створок 21, либо их отсутствии характерны большим перепадом температур в сечениях двигателя. В ходе работ термометрирование проводят до пяти раз с различными положениями створок 21. При этом один раз термометрирование проведят с одним и тем же положением створок для проверки стабильности результатов, а для сравнения результатов один раз термометрирование проводят на соседнем ГПА без створок. Данные заносят в таблицы.During pilot testing, the
Пример таблицы измеренных температур.An example of a table of measured temperatures.
В ходе анализа графиков перепада (неравномерности) температур по сечениям выбирают оптимальное положение створок 21, эффективно снижающее окружную неравномерность температуры поверхности двигателя. Настройку створок с контролем поля температур осуществляют индивидуально, т.к. разнообразие полей температур не позволяет однозначно определить ориентацию створок для всех ГПА.During the analysis of the temperature difference (non-uniformity) graphs over the sections, the optimal position of the
Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров створок направляющего аппарата обеспечивают отклонение под двигатель части подаваемого охлаждающего воздуха и снижение окружной неравномерность охлаждения двигателя, обеспечивая тем самым улучшенную работу системы охлаждения двигателя и силовой турбины, повышение безопасной работы и ресурса функциональных узлов двигателя - компрессора и турбины в процессе эксплуатации ГТД в составе газоперекачивающих агрегатов для транспортировки газа или газотурбинной электростанции.Thus, by improving the design and aerodynamic parameters of the guide vane flaps, part of the supplied cooling air is deflected under the engine and the circumferential unevenness of the engine cooling is reduced, thereby improving the operation of the engine cooling system and power turbine, increasing the safe operation and service life of the functional units of the engine - compressor and turbines during the operation of gas turbine engines as part of gas pumping units for transporting gas or gas turbines th power.
Claims (14)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018107976A RU2675729C1 (en) | 2018-03-05 | 2018-03-05 | Gas compressor unit, cooling method of gas turbine engine (gte) gas compressor unit and cooling system gte gas compressor unit, working this way, directing the device of cooling system gte gas compressor unit |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018107976A RU2675729C1 (en) | 2018-03-05 | 2018-03-05 | Gas compressor unit, cooling method of gas turbine engine (gte) gas compressor unit and cooling system gte gas compressor unit, working this way, directing the device of cooling system gte gas compressor unit |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2675729C1 true RU2675729C1 (en) | 2018-12-24 |
Family
ID=64753754
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018107976A RU2675729C1 (en) | 2018-03-05 | 2018-03-05 | Gas compressor unit, cooling method of gas turbine engine (gte) gas compressor unit and cooling system gte gas compressor unit, working this way, directing the device of cooling system gte gas compressor unit |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2675729C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU193842U1 (en) * | 2019-01-17 | 2019-11-18 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Ventilation and heating unit for gas pumping unit |
| RU2758873C1 (en) * | 2021-02-08 | 2021-11-02 | Общество с ограниченной ответственностью "Газпром трансгаз Сургут" | Cooling system of the gas turbine engine of the gas pumping unit |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4137705A (en) * | 1977-07-25 | 1979-02-06 | General Electric Company | Cooling air cooler for a gas turbine engine |
| RU2263219C1 (en) * | 2004-02-04 | 2005-10-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Turbine cooling system of gas-turbine engine |
| RU2267019C1 (en) * | 2004-04-27 | 2005-12-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Cooling system of gas-transfer set gas-turbine engine |
| RU2403416C1 (en) * | 2009-05-04 | 2010-11-10 | Закрытое акционерное общество "Объединенные газопромышленные технологии "Искра-Авигаз" (ЗАО "Искра-Авигаз") | Gas-compressor plant |
| RU2545110C1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-03-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas-turbine engine |
-
2018
- 2018-03-05 RU RU2018107976A patent/RU2675729C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4137705A (en) * | 1977-07-25 | 1979-02-06 | General Electric Company | Cooling air cooler for a gas turbine engine |
| RU2263219C1 (en) * | 2004-02-04 | 2005-10-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Turbine cooling system of gas-turbine engine |
| RU2267019C1 (en) * | 2004-04-27 | 2005-12-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Cooling system of gas-transfer set gas-turbine engine |
| RU2403416C1 (en) * | 2009-05-04 | 2010-11-10 | Закрытое акционерное общество "Объединенные газопромышленные технологии "Искра-Авигаз" (ЗАО "Искра-Авигаз") | Gas-compressor plant |
| RU2545110C1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-03-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas-turbine engine |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU193842U1 (en) * | 2019-01-17 | 2019-11-18 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Ventilation and heating unit for gas pumping unit |
| RU2758873C1 (en) * | 2021-02-08 | 2021-11-02 | Общество с ограниченной ответственностью "Газпром трансгаз Сургут" | Cooling system of the gas turbine engine of the gas pumping unit |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2823151B1 (en) | Airfoil with improved internal cooling channel pedestals | |
| RU2675729C1 (en) | Gas compressor unit, cooling method of gas turbine engine (gte) gas compressor unit and cooling system gte gas compressor unit, working this way, directing the device of cooling system gte gas compressor unit | |
| US20020055330A1 (en) | Ventilation for an enclosure of a gas turbine and related method | |
| RU2615867C2 (en) | Turbine crankcase, containing ring sections fasteners | |
| CN104995374A (en) | Heat retention and distribution system for gas turbine engines | |
| US20170306846A1 (en) | Ventilation system for turbomachine using bladeless airflow amplifier | |
| US20140020394A1 (en) | System and method for turbomachine housing ventilation | |
| EP1988260A2 (en) | Method and system for regulating a cooling fluid within a turbomachine in real time | |
| US10309246B2 (en) | Passive clearance control system for gas turbomachine | |
| CN106150561A (en) | Turbine airfoil flow spoiler is arranged | |
| CN104937221A (en) | Gas turbine engine with multiple component exhaust diffuser operating in conjunction with an outer case ambient external cooling system | |
| US10215059B2 (en) | Active draft control for combined cycle power plant shutdown | |
| CN115524131B (en) | Complete machine anti-icing system verification method based on non-icing condition | |
| US10072512B2 (en) | Turbine nozzle and shroud | |
| JP3900026B2 (en) | Manufacturing method of gas turbine equipment | |
| KR102214528B1 (en) | Fan coil unt for heating and air-conditioning greenhouse | |
| US20180306112A1 (en) | System and Method for Regulating Flow in Turbomachines | |
| RU2551142C1 (en) | Method of gas turbine engine batch manufacturing and gas turbine engine manufactured according to this method | |
| RU142807U1 (en) | TURBOJET | |
| KR20160043943A (en) | Apparatus for cooling sever room and air conditioning system for data center therewith | |
| RU40399U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE COMPARTMENT VENTILATION SYSTEM | |
| CN111076328A (en) | Factory building evaporative cooling system | |
| KR20150081729A (en) | Apparatus for cooling sever room and air conditioning system for data center therewith | |
| RU144425U1 (en) | TURBOJET | |
| CN219433425U (en) | Factory building exhaust system |