CN1616798A - 一种涡轮机的流体分配方法和装置 - Google Patents

一种涡轮机的流体分配方法和装置 Download PDF

Info

Publication number
CN1616798A
CN1616798A CNA2004100957264A CN200410095726A CN1616798A CN 1616798 A CN1616798 A CN 1616798A CN A2004100957264 A CNA2004100957264 A CN A2004100957264A CN 200410095726 A CN200410095726 A CN 200410095726A CN 1616798 A CN1616798 A CN 1616798A
Authority
CN
China
Prior art keywords
fluid
stator vane
turbo machine
gas flow
flow paths
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Granted
Application number
CNA2004100957264A
Other languages
English (en)
Other versions
CN1616798B (zh
Inventor
R·R·特雷温
J·P·莫尔茨黑姆
E·塞文切尔
K·R·柯特利
R·E·帕夫里
X·刘
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN1616798A publication Critical patent/CN1616798A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN1616798B publication Critical patent/CN1616798B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • 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
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
    • F02C7/143—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid before or between the compressor stages
    • F02C7/1435—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid before or between the compressor stages by water injection
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/58—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer
    • F04D29/582—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/5846—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps cooling by injection

Landscapes

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

Abstract

一种在涡轮机(62)内气体流动路径分配流体的装置，其包括将流体引入气体流动路径的机构，该机构位于气体流动路径中。一种安装沿涡轮机(62)内气体流动路径分配流体的装置的方法，所述方法包括：在壳体(94)的内表面上加工出壳体凹槽(106)，在壳体(94)加工出至少一个端口(114)，可与壳体凹槽(106)流体连通；在至少一个定子叶片(10)上加工出内部空腔，可与壳体凹槽(106)流体连通；在定子叶片(18)的孔表面加工出至少一个可与内部空腔流体连通的小孔(26)；连接流体源到至少一个端口(114)。

Description

一种涡轮机的流体分配方法和装置
技术领域
本发明涉及涡轮机操作的改进的方法和装置，具体地，涉及对涡轮机内气体流动路径的流体分配的改进。
背景技术
涡轮机具有各种用途。航空、运输、发电和化工行业都得益于各种涡轮机设计。在通用的术语中，术语“涡轮机”是指具有一个或多个环状排列叶片的机器，可与流过的流体进行能量交换。这种涡轮机的示例有：鼓风机、某些类型的压缩机、汽轮机、泵和燃气轮机。
流体材料，如水或冷却气体，可供应到涡轮机以提高涡轮机的效率。如果将水提供到压缩机或燃气轮机的压缩机部分，这个过程可视为湿式压缩。湿式压缩通过减少压缩入口气体所需的功，可使涡轮机系统的功率增加。压缩机通过“潜热中间冷却”实现这种热力学上的好处，添加到引入压缩机中气体的水(或某些适当液体)，当气体与添加的液体进行压缩时，通过蒸发对气体进行冷却。在这点上，添加的液体在概念上可视为“蒸发液体热汇”。湿式压缩方法因此节省了功的增量(否则在压缩不含添加液体的压缩气体时需要)。压缩功的减少可减少燃气轮机产生相同净输出所需的燃料数量(因此提高了效率)，或增加了相同总产量的燃气轮机的功输出量，以驱动连接到涡轮机的负载，如发电机(在单轴机器的情况下)；或增加压缩机的速度，以提供更大的质量流量(对于单轴和双轴机器都很有价值)。
通过添加可蒸发液体造成质量流量少量增加，燃气轮机的涡轮机部分可实现功率的额外增量。增加气体流量显示出可使功率进一步增加，已经注意到大型陆用动力燃气轮机在10-20加仑/分钟的初始增量的情况下出现这种情况。应当注意到，如果提供的燃料量不变，湿式压缩降低了涡轮机的点火温度，点火温度的降低减少了燃气轮机的总输出量。但是，压缩功的减少大于燃气轮机的总输出量的减少，使燃气轮机的净输出量增加。如果增加提供的燃料量以提高压缩机排出的冷却(相对干式气体压缩)气体/蒸发液体的混合物的温度到燃气轮机进行干式压缩的点火温度，湿式压缩作用实现的输出量要大于需要添加的燃料量，导致总体上系统操作的输出量增加。
增加液体到涡轮机的问题在于，由于液体材料对旋转和未旋转的叶片的冲击，叶片要受到侵蚀。湿式压缩(特别是对于大型燃气轮机系统)的另一难题涉及到涡轮机的局部和非均匀冷却(由于添加液体的不均匀分布)，造成了涡轮机系统的物理结构的扭曲，出现热应力损坏，和转子相对壳体内壁和相关密封的摩擦。
另外的重大危险因素来自可能出现的热冲击，如果(1)涡轮机基本实现热动力平衡；和(2)液体添加突然中断并没有对施加到涡轮机的能量进行前馈补偿。如果蒸发液体热汇以这种方式终止的话，危险来自潜在损坏和涡轮机的内部操作温度的突然瞬变。
利用液体压力产生液滴的液力雾化器很普遍，但这种雾化器不是流量太小就是产生的液滴太大。加热液体使其在离开雾化器时喷发，可减少液滴的尺寸，但施加到液体的热量就等于消耗大量的能量。气压雾化器很容易得到，其可在大液体流量下产生小液滴进入涡轮机的气体流动路径，但这种装置的体积很大，在不对流动产生大扰动的情况下，不能设置在涡轮机的气体流动路径中。因此，雾化器希望置入外壳体中，以避免扰动流体。但由于液滴的小尺寸和低动量，液滴倾向于保持在外壳附近，所以液滴分布的不好，这严重地限制了添加液体到涡轮机气流的效率提高。另一缺点是气压雾化器压缩雾化空气要求大量能量。
需要一种方法和系统，能够添加液体到涡轮机系统的涡轮机，并能够克服上面讨论的部分缺点或全部缺点。
发明内容
所公开的在涡轮机的气体流动路径中分配流体的装置的实施例涉及将流体引入气体流动路径的机构，所述机构位于气体流动路径中。
此外，所公开的在涡轮机的气体流动路径中分配流体的装置的另一实施例涉及：位于至少一个涡轮机级的至少一个定子叶片；与定子叶片的内部流体连通的流体通道；与流体通道液体连通的流体源；和至少一个位于定子叶片的孔表面的小孔，该孔与定子叶片的内部流体连通。
另外，所公开的在涡轮机内气体流动路径分配流体的装置的另一实施例涉及：至少一个定子叶片，位于至少一个涡轮机级；气体通道；流体通道，位于所述定子叶片的内部，形成位于所述气体通道周围的多孔环面，允许流体从流体通道通过进入气体通道；流体源，与流体通道流体连通；和至少一个小孔，位于定子叶片的孔表面，小孔与所述气体通道流体连通。
而且，所公开的在涡轮机内气体流动路径分配流体的装置的实施例涉及：至少一个定子叶片，位于至少一个涡轮机级，所述定子叶片包括在整个内部的多孔材料，多孔材料暴露于定子叶片的最大压力表面部分和定子叶片的小孔的表面部分；流体通道，位于所述定子叶片的内部，提供流体到定子叶片的内部；流体源，与所述流体通道流体连通；其中，定子叶片允许气体从涡轮机的气体流动路径通过最大压力表面，与所述流体通道提供的流体混合，雾化的流体通过小孔的表面离开定子叶片。
此外，所公开的在涡轮机内气体流动路径分配流体的装置的另一实施例涉及：至少一个定子叶片，位于至少一个涡轮机级，所述定子叶片包括通过部分内部的空腔，和位于小孔表面部分的多孔材料；流体通道，位于定子叶片的内部，提供流体到定子叶片的内部；流体源，与所述流体通道流体连通；其中，定子叶片可从所述流体通道接受流体到其内部，允许流体从内部通过小孔表面的多孔材料流出，进入涡轮机的气体流动路径。
此外，所公开的在涡轮机内气体流动路径分配雾化的流体的装置的另一实施例涉及：热交换器，可加热来自外部流体源的流体；至少一个定子叶片，位于至少一个涡轮机级，所述定子叶片包括通过一部分内部的空腔；至少一个雾化器，位于定子叶片的小孔表面，所述雾化器可流体连通地连接到所述空腔；其中，所述定子叶片可流体连通地连接到热交换器，接受加热的流体进入所述空腔，所述加热的流体通过所述雾化器孔从空腔排出，进入涡轮机的气体流动路径。
所公开的在涡轮机内气体流动路径分配雾化的流体的装置的另一实施例涉及：热交换器，可加热来自外部流体源的流体；至少一个定子叶片，位于至少一个涡轮机级；管路，位于定子叶片的孔表面的附近；至少一个小孔，位于所述管路的侧面；小孔可流体连通地连接到空腔；其中，所述管路可流体连通地连接到热交换器，以接受加热的流体进入空腔，加热的流体通过所述孔从空腔排出，进入涡轮机的气体流动路径。
所公开的在涡轮机内气体流动路径分配流体的装置的另一实施例涉及：至少一个定子叶片，位于至少一个涡轮机级，定子叶片包括至少一个空腔；空腔包括可分离地连接到振动发生器的振动板；流体通道，位于定子叶片的内部，可流体连通地连接到空腔；至少一个小孔，可流体连通地连接到空腔，位于定子叶片的孔表面；与流体通道流体连通的流体源；其中，在流体通过所述小孔从空腔排出并进入涡轮机的气体流动路径之前，空腔可提供振动到通过流体通道供应到空腔的流体。
所公开的在涡轮机内气体流动路径分配流体的装置的另一实施例涉及：至少一级涡轮机，所述涡轮机级包括360度的壳体和至少一个定子叶片，其从壳体的内表面沿径向延伸；壳体凹槽，位于所述壳体的内表面；定子叶片空腔，位于定子叶片的内部，并可与壳体凹槽流体连通；位于壳体的端口，与壳体凹槽流体连通；和至少一个小孔，位于定子叶片的孔表面，小孔与所述定子叶片空腔流体连通。
所公开的在涡轮机内气体流动路径分配流体的装置的另一实施例涉及：至少一级涡轮机，所述涡轮机级包括360度的壳体和至少一个定子叶片，其从壳体的内表面沿径向延伸；壳体凹槽，位于所述壳体的内表面；定子叶片空腔，位于定子叶片的内部，并可与壳体凹槽流体连通；位于壳体的端口，与壳体凹槽流体连通；和至少一个雾化器，其带有至少一个小孔，小孔位于定子叶片的孔表面，小孔与所述定子叶片空腔流体连通。
所公开的在涡轮机内气体流动路径分配体的装置的另一实施例涉及：至少一个定子叶片，位于至少一个涡轮机级；管路，位于定子叶片的孔表面的附近；至少一个位于管路侧面的小孔；和流体源，可与卡式管路流体连通。
所公开的装置的安装方法的实施例，该装置在涡轮机内气体流动路径分配流体，该方法涉及：在壳体的内表面上加工出壳体凹槽，在壳体加工出至少一个端口，可与壳体凹槽流体连通；在至少一个定子叶片上加工出内部空腔，可与壳体凹槽流体连通；在定子叶片的孔表面加工出至少一个可与内部空腔流体连通的小孔；连接流体源到至少一个端口。
附图说明
现在将参考附图，图中是示例实施例，其中相同的元件用相同的标记来表示，附图中：
图1是定子叶片和翼片的透视图；
图2是定子叶片和翼片的顶视图；
图3是显示了定子叶片和翼片的另一实施例的顶视图；
图4显示了翼片的前视图；
图5显示了带有反向发泡装置的定子叶片的透视图；
图6是图5定子叶片的顶视图
图7是包括多孔材料的定子叶片的透视图；
图8是图7的定子叶片的顶视图；
图9显示带有位于其尾边的多孔材料的定子叶片的透视图；
图10是图9的定子叶片的顶视图；
图11显示了带有热交换器的涡轮机的示意图；
图12是带有振动机构的定子叶片的透视图；
图13是图12的振动机构的近视图；
图14是定子叶片和带有充气室的壳体的侧视图；
图15显示了定子叶片和带有充气室的壳体的另一实施例；
图16是定子叶片和卡式管路的侧视图；和
图17式定子叶片和卡式管路的顶视图。
具体实施方式
下面通过示例的方式详细介绍公开的装置和方法的多个实施例，图1到17的示例是非限制性的。
翼片的实施例
流体希望引入到涡轮机的气体流动路径。如果流体是液体，那么当液体蒸发时将使气体冷却，因此提高了涡轮机的效率。如果流体是冷却气体，那么冷却气体将在涡轮机的流动路径中对气体进行冷却，从而也增加了涡轮机的效率。还希望液体雾化，当其进入流动路径时，将更容易蒸发。雾化液体意味着将液体细化成非常小的液滴。此外，添加到涡轮机内部的液体进行雾化对于防止形成大液滴是很重要的，大液滴可造成涡轮机内叶片的腐蚀。雾化液体还允许液体在整个涡轮机内有更均匀的分布。图1显示了公开的装置的一个实施例，可帮助雾化的液体施加到涡轮机的内部。图1显示了定子叶片10的透视图。定子叶片通常还称作轮叶，流体通道14位于定子叶片10内。流体源可断开地连接到流体通道14。在一个实施例中，液体可通过外部通道20穿过涡轮机的外壳提供到流体通道14。外部通道可连接到外部的流体源。流体通道14可通过至少一个孔(未在图1中显示，在图2中显示)使液体排出定子叶片10，孔在定子叶片10的孔表面18沿径向分布。在定子10的表面18沿径向分布的不止一个孔增加了涡轮机的气体流动路径上的液体的径向分布。一般地，定子叶片前边的压力高于尾边，尾边一般具有低压。通常定子叶片的最大压降位于前边和尾边之间。但是定子叶片可设计成使高压表面不与前边重合和/或低压表面不与尾边重合。此外，本文公开的实施例不要求最大压降。因此，对于所公开的实施例，定子叶片的“孔表面”是相对具有不同压力的位置的可提供最小必要压降的表面，具有不同压力的位置可以是定子叶片的空腔或定子叶片的表面。类似地，在所公开的实施例中，确定为定子叶片最大压降表面的表面是相对孔表面的可提供最大压降的表面。
在实施例中，流体通道14可分为多个通道16，各个通道16可与定子叶片10的尾边的孔流体连通。取决于各种因素，比如但不限于，定子叶片的尺寸和确定要注入涡轮机的液体数量，可设置多些或少些的通道16。位于孔表面18附近的是两个翼片22。
翼片22有助于离开孔表面18的液体的雾化。雾化的机理类似于已知的气压雾化器，如气压喷嘴，的雾化机理。气压雾化和本文的翼片的雾化机理都是使带有较高流速的气体与具有较低速度的液体接触。在气体和液体之间的界面形成切向应力。切向应力在液体中形成扰动。最终使得液体细化为小液滴，使液体雾化。因此，围绕定子叶片10流动的气体类似于气压雾化使用的外部雾化空气。围绕定子叶片流动的气体因此受到翼片22的引导，与离开定子叶片10的孔表面18的小孔的液体互相作用。相对离开小孔的液体，气体具有非常高的速度，因此可雾化液体。在另一实施例中，翼片22包括与制造定子叶片10的材料相同的材料。在一个实施例中，翼片22从涡轮机的内壳体延伸，延伸的方式类似于定子叶片10从涡轮机的内壳体延伸的方式。
传送液体到定子叶片的内部和通过位于定子叶片的孔表面18的孔离开具有的优越性是，可使涡轮机的整个气体流动路径上具有非常均匀的液体分布。当涡轮机级的定子叶片具有可提供液体到涡轮机的气体流动路径的孔，使该优越性提高。
图2显示了图1所示的实施例的顶视图。在该图中，可看到孔26位于孔表面18。在一个实施例中，涡轮机是175兆瓦的燃气轮机，液体流到一个涡轮机级的各定子叶片的流速是大约0.01磅/秒，小孔16的直径大约为10密耳(千分之一英寸)。
图3显示了翼片/定子叶片设置的另一实施例。定子叶片10显示出带有流体通道14和小孔26。但是，在这个实施例中，在定子叶片10的附近未设置两个翼片22，而是一个双流翼片结构30。一个双流翼片结构30具有至少一个大孔34，其与各个孔26共线并直径较大。因此，当液体离开小孔26，受到空气翼片结构30引导到液体的气体的作用。液体然后引导到并通过各个大孔34。在一实施例中，小孔26的直径可以是10密耳，大孔的直径大约是100密耳。这个过程有助于雾化液体。图4是翼片结构的部分前视图。
因此，上述实施例显示了一种装置，可在涡轮机内的气体流动路径中分配雾化的液体。通过沿定子叶片10径向分布的孔，雾化的液体可在涡轮机的气体流动路径内沿径向分布。
反向发泡作用的实施例
已经知道通过发泡系统将气泡添加到液体有助于液体雾化。通过使气流流过形成液体流的表面上的小口可形成气泡。但是，该实施例利用了所谓的反向发泡作用，因此，液体流过形成气体的表面上的小口，以产生雾化的液体。液体流过小口的优点是气体流动要求的压降较小，提供液体流动的较大压降可通过较小的能量实现，该能量比提供相同压降的气体所要求的能量低。
图5显示了所公开装置的反向发泡实施例。在这个实施例中，定子叶片10显示出具有孔表面18。设有传送流体到定子叶片和通过孔26离开孔表面18的流体通道14。但是，在这个实施例中，还设有带有开口42的气体通道38，开口38可位于或靠近定子叶片10的最大压力表面46。流体通道14形成围绕气体通道38的环形件50。在一个实施例中，环形件具有的外直径大约为0.125英寸，环形件的多孔表面可用长度大约为0.5英寸、直径大约为0.0625英寸的不锈钢管形成，钢管表面分布有20到50个孔，孔的直径大约在10到100微米之间。钢管具有范围在大约0.01％到大约0.4％的等效孔隙率，孔隙率是构成多孔空间的材料的总体积的分数。在另一实施例中，多孔表面可以用烧结不锈钢管形成，其等效孔隙率在大约0.01％到大约0.4。在又一实施例中，多孔表面可以是网筛，具有的等效孔隙率在大约0.01％到0.4％提供到流体通道14的液体可以是高压液体。
来自涡轮机气体流动路径的气体通过位于或靠近最大压力表面46的开口42进入定子10。气体通过开口42进入气体通道38。高压流体通过流体通道14并通过多孔的环形件50进入气体通道38，与气体进行混合。当液体通过多孔的环形件50产生压降，有助于液体在气体通道38中与气体混合时形成雾化液体。多孔材料比如烧结不锈钢的雾化机理与简单地推动液体通过孔以使液体雾化的机理类似。烧结材料，比如烧结不锈钢，包括许多小通道，其实质上是许多孔。液体通过烧结的表面需要较高的压力降，压缩液体所需的能量小于在相同压降下压缩气体所需的能量。在一个实施例中，涡轮机是175兆瓦的燃气轮机。压力在大约3000磅/平方英寸。
定子叶片10上从最大压力表面到孔表面的压降是推动液体/气体通过雾化器的动力。液体/气体混合物通过孔26离开气体通道38，孔26也出现另一压力降，也使液体出现更多雾化。图6显示了图5所示的定子叶片10的顶视图。
在反向发泡作用装置的另一实施例中，不使用来自涡轮机进入定子叶片10的开口42的气体，而是提供来自外部源的气体到气体通道38。气体以与供应液体到流体通道14相类似的方式提供到定子叶片10。
多孔介质的实施例
图7显示了所公开装置的另一实施例。定子叶片10的部分剖开的视图显示定子叶片从叶片基部54延伸，基部可插入涡轮机的内壳体。流体通道14位于定子叶片内部，可输送水到定子叶片10的内部。在这个实施例中，定子叶片的内部包括多孔介质。在另一实施例中，多孔介质可以是烧结不锈钢，其等效孔隙率为大约0.016％到大约0.4％。定子叶片10的多孔介质暴露于位于定子叶片的最大压力表面46的气体流动路径，类似地，在定子叶片的孔表面18，也有暴露的多孔介质。涡轮机中的气体在最大压力表面46通过暴露的多孔介质进入定子叶片10。气体与通过流体通道14提供的液体在定子叶片10的多孔介质中混合，使液体雾化。气体和雾化液体的混合物通过孔表面18离开定子叶片10，进入涡轮机的流道。图8显示了图7的定子叶片10的顶视图。
图9显示了所公开的装置的另一实施例。定子叶片10包括只位于孔表面18的多孔介质。定子叶片10内部是定子叶片空腔48。液体通过流体通道14供应到定子叶片空腔48。因此，当流体通道提供流体到定子叶片空腔48时，液体将通过位于孔表面18的多孔介质离开空腔48，当其进入涡轮机的流道时进行雾化。图10显示了图9所示的定子叶片10的顶视图。定子叶片10的孔表面包括多孔介质。定子叶片的其余外表面可以是标准的非多孔材料，是普通的用于制造定子叶片的材料。
热交换器的实施例
在这个实施例中，使用带有气压雾化器的至少一级定子叶片将雾化的液体引入涡轮机的气体流动路径，其结合有热交换器以便加热进行雾化的液体和冷却用于促进雾化过程的气体。如上面讨论的，如果主压缩机的气流通过注入在气体流动路径中蒸发的液体而冷却，轴流涡轮机如但不限于压缩机，要求的功率将减少。蒸发的越厉害，冷却的越多。因此，为了加强蒸发，希望加热注入的液体，使得蒸发更容易，这是因为液滴的表面张力的减小。此外，如果雾化气体得到冷却，其密度和黏度也增加。因此，当雾化气体以很高速度与液体互相作用时，由于气体的密度和黏度增加，大量的切向应力将在气体和液体之间界面产生。较大的切向应力在液体中形成更大的扰动，使得液体的雾化增加。液体预热所丧失的冷却能量要比在蒸发过程中得到的能量小很多，因为蒸发潜热与比热相比要大得多。
图11是显示热交换器装置的实施例的示意图。显示出涡轮机62。气体管线66从涡轮机的后级区得到加热和压缩的气体。液体通过流体管线70和泵74泵入系统。气体管线66和流体管线70连接到热交换器58。热交换器58从而利用来自气体管线66的加热和压缩的气体加热来自流体管线70的液体。类似地，流体管线70中相对冷的液体使气体管线66的加热和压缩气体冷却。一旦通过热交换器58，冷却的气体和加热的液体被引导到定子叶片空腔48。在空腔48内，冷却的气体是雾化的，因为其在与空腔内的液体相互作用时具有相对高的流速。雾化的液体然后通过定子叶片10的孔表面上的气压雾化器的孔26排出。热交换器58可从盘管式热交换器，板式热交换器或壳-管式热交换器中选择，但又不限于这些热交换器。在本文中使用的术语“雾化器”可简单地由孔形成，但也可包括另外的部件，比如但不限于，空气的通道、液体的涡旋叶片，以及其他有助于液体雾化的机构。
在涡轮机62是压缩机的实施例中，压缩机可压缩大约1000磅/秒的气体，通过特定级的定子叶片10有大约10磅/秒的液体将注入压缩机的气体流道，大约1磅/秒的雾化气体将用于位于特定级的定子叶片10。例如，如果在特定级有100个定子叶片10，各定子叶片10设有气压雾化器，然后大约0.1磅/秒的水将通过定子叶片注入气体流动路径，各定子叶片将使用大约0.01磅/秒的雾化气体。
振动的实施例
在这个实施例中，液体的雾化是通过对空腔中的液体振动来实现，该空腔与许多小孔流体连通。振动的实现是通过以很高频率对空腔表面(振动板)进行振动。设置了多个振动发生器对振动板进行振动，一些振动发生器是，但不限于，压电促动装置，双金属带，产生温度波动的热电偶，或能产生静电脉冲的电容器。
液体腔中的脉动提供了一种液体雾化的机理。代替使用与液体相互作用的高速气体使液体出现扰动形成较小的液滴，该实施例使用了更直接方法。液体通过振动板的振动进行扰动，从而使液体细化为较小液滴。与使用气压雾化器相比，压电促动器的好处是，其要求较少的附加能量。另一优点是脉动雾化器的尺寸较小。
图12显示了公开的振动装置的实施例。定子叶片10显示出设有流体通道14，提供流体道两个腔78。各个腔78受到压电促动器82的作用。压电促动器82重复地促动使振动板86运动，使腔78中的液体受到由振动板86的运动造成的压力波，也称作脉动，的作用。在一个实施例中，脉动的频率将大约在1到10MHz，进入的液体压力为大约30磅/平方英寸。作用在腔78的液体的压力波有助于在通过小孔90时液体的雾化。小孔的直径可以在10微米。振动雾化器的厚度在大约100微米，长度可以在5英寸的量级。这样的振动雾化器可沿尾边连接到表面上，这样的无变动的定子叶片就不会干扰定子叶片的空气动力学性能。
图13是一个压电促动器82的近视图。在这个视图中，显示出腔82支承于流体通道14、振动板86、压电促动器82和三个小孔90。压电促动器重复地促动，使振动板86运动，在腔78中的液体产生压力波，使得当液体离开小孔90时液体进行雾化。
充气腔的实施例
现在制造的涡轮机可结合上面讨论的实施例。所制造的壳体设置定子叶片10，其带有来自外部流体源的液体。一种向涡轮机的内部提供液体的已知方式是在制造过程中在壳体内形成充气腔，设有一定数量的外部端口，可容纳来自外部供应源的液体。充气腔围绕壳体的整个周面延伸，能够围绕涡轮机的整个周面分配液体流。但是，当翻新改进时，空腔未成为壳体整体的一部分，就必须制作充气腔。过去热交换器形成充气腔要在壳体上钻出端口，在壳体周围使用外部管路以传送外部液体。当只有少量的端口时使用这个方法，但是在要求设置大量端口时，该方法无法实行。例如，如果外部液体连通到涡轮机的100个叶片级的各定子叶片的内部，就需要在壳体钻出100个端口。大量的端口将对结构整体性形成危险，因此希望减少端口数量。
图14显示了分配液体到涡轮机内部的装置的充气腔的实施例。该实施例对于涡轮机的翻新改进特别有用。在图14中，显示了壳体94和定子叶片10。在壳体的内部表面设有壳体凹槽106，在内壳体表面加工成360度的圆周面。在所公开的实施例中，壳体凹槽在涡轮机壳体上延伸整个360度；但是在另一实施例中，设置了两个壳体凹槽，各自覆盖大约180度的壳体；或设置三个凹槽，各槽覆盖大约120度的壳体。壳体凹槽106形成了在涡轮机的整个圆周面上延伸的充气腔110。充气腔110可通过一个或多个端口114输入来自外部源的液体。重要的是要注意到可只有一个端口114来供应充气腔110的整个圆周面，因此允许在壳体94钻出有限数目的端口，从而保留了壳体的结构完整性。壳体94和定子叶片10之间的配合表面可用一对静密封118来进行密封，比如但不限于，绳密封。其他的密封件也可使用，包括热膨胀系数大于壳体或定子叶片材料的金属和高温环氧树脂。此外，由于定子叶片10组装时是将各个叶片互相堆叠，所以叶片之间存在间隙，因此在与凹槽106连通时可能形成泄漏路径。叶片之间间隙可用各对叶片之间的静密封122密封。静密封122可以但不限于绳密封件。另外，可采用热膨胀系数大于壳体或定子叶片的金属制成的密封件，或者也可采用高温环氧树脂。前面提到的泄漏路径的密封是很重要的，因为泄漏可造成泄漏液体的不可控雾化，可导致泄漏流体雾化形成尺寸较大的液滴。充气腔110与定子叶片空腔48连通。定子叶片空腔48与定子叶片10的孔表面附近的前面提到的雾化实施例的小孔26连通。
图15显示出所公开的充气腔的另一实施例。在这个实施例中，对涡轮机的各级中的定子叶片的顶表面加工出凹槽102。在另一实施例中，不是全部定子叶片都要加工出定子叶片凹槽102，例如不加工凹槽102的定子叶片加工出形成更大充气腔的凹槽。
下面介绍对涡轮机的该实施例进行改造的方法。将涡轮机的上壳体取下。壳体凹槽106加工成壳体内表面上的360度圆周面。在壳体上加工出至少一个端口114，可与壳体凹槽106流体连通。在涡轮机的叶片级中至少一个定子叶片加工出定子叶片空腔48和小孔26。重新组装涡轮机，至少一个端口114连接到外部通道，该通道提供液体到新形成的充气腔110。
在一个实施例中，壳体凹槽106的宽度为1.5英寸，深度为0.25英寸。在另一实施例中也设置了定子叶片凹槽，然后定子叶片的宽度为1.5英寸，深度为0.125英寸。壳体凹槽的长度为1.25英寸，深度为0.125英寸，宽度为0.25英寸。小孔26的直径为10密耳。
卡式管路的实施例
在所公开装置的另一实施例中，带有孔的卡式管路设置在一个或多个定子叶片的尾流区。在一个或多个定子叶片的尾流区通过卡式管路输入作为冷却介质的液体可减少负面的空气动力学影响。所公开的实施例的另一优点是对现有涡轮机进行改造时，不需要对其他部件进行广泛改动，如定子叶片。
图16显示了卡式管路机构的实施例。定子叶片10显示出从壳体94延伸。在定子叶片10的孔表面18的附近设置了也从壳体94延伸的卡式管路130。卡式管路130的外径很小，所以可完全位于定子叶片10的尾流区。在一个实施例中，卡式管路134的外径为大约0.25英寸。卡式管路130带有孔26。孔26面对最大雾化的方向或面对最大尾流动量增加的方向。图17显示了定子叶片10和卡式管路130的顶视图。虚线134代表了离开定子叶片10的气流的尾流轨迹。从图17可以看到，卡式管路130位于虚线134显示的尾流区。在一个实施例中，小孔的直径大约为10密耳。如果卡式管路用卡式管路提供的液体的动量增量来弥补尾流的动量欠缺，可带来的空气动力学上的益处。卡式管路可结合热交换器，代替通过定子叶片传输来自热交换器的加热液体和冷却气体，加热液体和冷却气体可通过卡式管路传输。
高压区喷嘴的实施例
现在已经发现，如果流体在定子叶片的高压表面附近进入涡轮机的气体流动路径，当流体离开喷嘴和与气流互相作用时，可发生雾化，其中气流是沿与流体相对或接近相对的方向流动。因此在另一实施例中，喷嘴应位于定子叶片的高压表面或其附近，以引入流体到气体流，从而导致流体良好雾化。
尽管在上面的实施例中，已经讨论了引入液体到涡轮机的气体流动路径，类似的优点的实现还可通过引入冷却气体(比如但不限于，冷却氮气)到涡轮机的气体流动路径，以便在涡轮机中冷却气体。因此，所有的上面介绍的实施例可包括引入气体以及液体到涡轮机的气体流动路径。
尽管参考示例性实施例对所公开的方法和装置的实施例进行了介绍，所属领域的技术人员应当知道，在不脱离公开的方法和装置的实施例的范围的情况下，可进行各种改变，部件可进行等同代换。此外，在不脱离其基本范围的情况下，可进行许多改进以适应特定的用途，和使材料适合公开的方法和装置的实施例的要求。因此，期望公开的方法和装置的实施例不要限于特定的实施例，尽管这些特定实施例以实现公开的方法和装置实施例的最佳模式公开，公开的方法和装置的实施例应当包括属于所附权利要求的范围内的所有
实施例。

Claims (10)

1.一种在涡轮机(62)内气体流动路径分配流体的装置，其包括：
将流体引入气体流动路径的机构；
其中，所述机构位于所述气体流动路径中。
2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，雾化的流体在定子叶片(10)的低压区附近进入所述气体流动路径。
3.一种在涡轮机(62)内气体流动路径分配流体的装置，所述装置包括：
至少一个定子叶片(10)，位于至少一个涡轮机(62)级；
流体通道(14)，与所述定子叶片(10)的内部流体连通；
流体源，与所述流体通道(14)流体连通；和
至少一个小孔(26)，位于所述定子叶片(18)的孔表面，所述小孔(26)与所述定子叶片(10)内部流体连通。
4.一种在涡轮机(62)内气体流动路径分配流体的装置，所述装置包括：
至少一个定子叶片(10)，位于至少一个涡轮机(62)级；
气体通道(38)；
流体通道(14)，位于所述定子叶片(10)的内部，设置成位于所述气体通道(38)周围的多孔环面(50)，允许流体通过所述流体通道(14)进入所述气体通道(38)；
流体源，与所述流体通道(14)流体连通；和
至少一个小孔(26)，位于所述定子叶片(18)的孔表面，所述小孔(26)与所述气体通道(38)流体连通。
5.一种在涡轮机(62)内气体流动路径分配流体的装置，所述装置包括：
至少一个定子叶片(10)，位于至少一个涡轮机(62)级，所述定子叶片(10)包括贯穿其内部的多孔材料，所述多孔材料暴露于定子叶片的最大压力表面(46)部分和定子叶片的孔(26)的表面(18)部分；
流体通道(14)，位于所述定子叶片(10)的内部，可提供流体到所述定子叶片(10)的内部；
流体源，与所述流体通道(14)流体连通；
其中，所述定子叶片(10)允许气体从所述涡轮机(62)的气体流动路径通过最大压力表面(46)，与所述流体通道(14)提供的流体混合，雾化的流体通过所述小孔(26)的表面(18)离开所述定子叶片(10)。
6.一种在涡轮机(62)内气体流动路径分配流体的装置，所述装置包括：
至少一个定子叶片(10)，位于至少一个涡轮机(62)级，所述定子叶片(10)包括通过一部分内部的空腔，和位于小孔(26)表面(18)部分的多孔材料；
流体通道(14)，位于所述定子叶片(10)的内部，可提供流体到所述定子叶片(10)的内部；
流体源，与所述流体通道(14)流体连通；
其中，所述定子叶片(10)可从所述流体通道(14)接受流体到其内部，允许流体从内部通过所述小孔(26)表面(18)的多孔材料流出，进入所述涡轮机(62)的气体流动路径。
7.一种在涡轮机(62)内气体流动路径分配雾化的流体的装置，所述装置包括：
热交换器(58)，可加热来自外部流体源的流体；
至少一个定子叶片(10)，位于至少一个涡轮机(62)级，所述定子叶片(10)包括通过内部一部分的空腔；
至少一个雾化器，位于所述定子叶片(18)的孔表面，所述雾化器可流体连通地连接到所述空腔；
其中，所述定子叶片(10)可流体连通地连接到所述热交换器(58)，以接受加热的流体进入所述空腔，所述加热的流体通过所述雾化器孔(26)从所述空腔排出，进入涡轮机(62)的气体流动路径。
8.一种在涡轮机(62)内气体流动路径分配雾化的流体的装置，所述装置包括：
热交换器(58)，可加热来自外部流体源的流体；
至少一个定子叶片(10)，位于至少一个涡轮机(62)级；
管路，位于所述定子叶片的孔表面(18)附近；
至少一个小孔(26)，位于所述管路的侧面；所述小孔(26)可流体连通地连接到所述空腔；
其中，所述管路可流体连通地连接到所述热交换器(58)，接受加热的流体进入所述空腔，所述加热的流体通过所述孔(26)从所述空腔排出，进入涡轮机(62)的气体流动路径。
9.一种在涡轮机(62)内气体流动路径分配流体的装置，所述装置包括：
至少一个定子叶片(10)，位于至少一个涡轮机(62)级，所述定子叶片(10)包括至少一个空腔(78)；
所述空腔(78)包括可分离地连接到振动发生器的振动板(86)；
流体通道(14)，位于所述定子叶片(10)的内部，可流体连通地连接到所述空腔(78)；
至少一个小孔(26)，位于所述定子叶片(18)的孔表面，可流体连通地连接到所述空腔(78)；
流体源，与所述流体通道(14)流体连通；
其中，在所述流体通过所述小孔(26)从所述空腔(78)排出进入所述涡轮机(62)的气体流动路径之前，所述空腔(78)可振动通过所述流体通道(14)供应到所述空腔(78)的流体。
10.一种在涡轮机(62)内气体流动路径分配流体的装置，所述装置包括：
至少一级涡轮机(62)，所述涡轮机级包括360度的壳体(94)和至少一个定子叶片(10)，其从所述壳体(94)的内表面沿径向延伸；
壳体凹槽(106)，位于所述壳体(94)的内表面；
定子叶片空腔(48)，位于所述定子叶片(10)的内部，并可与壳体凹槽(106)流体连通；
端口(114)，位于所述壳体(94)，与所述壳体凹槽(106)流体连通；和
至少一个小孔(26)，位于所述定子叶片(18)的孔表面，所述小孔(26)与所述定子叶片空腔(48)流体连通。
CN2004100957264A 2003-11-10 2004-11-10 一种涡轮机的流体分配装置 Expired - Fee Related CN1616798B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/605,959 US7033135B2 (en) 2003-11-10 2003-11-10 Method and apparatus for distributing fluid into a turbomachine
US10/605959 2003-11-10

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1616798A true CN1616798A (zh) 2005-05-18
CN1616798B CN1616798B (zh) 2010-12-08

Family

ID=34435262

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2004100957264A Expired - Fee Related CN1616798B (zh) 2003-11-10 2004-11-10 一种涡轮机的流体分配装置

Country Status (4)

Country Link
US (3) US7033135B2 (zh)
EP (1) EP1529927A3 (zh)
JP (1) JP2005147148A (zh)
CN (1) CN1616798B (zh)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN100455820C (zh) * 2007-08-09 2009-01-28 上海交通大学 带尾缘喷气的叶轮机械翼型
CN101839174A (zh) * 2009-03-13 2010-09-22 通用电气公司 涡轮机械入口加热系统
CN101970804A (zh) * 2008-03-19 2011-02-09 斯奈克玛 用于涡轮机的扇形分配器
CN102588120A (zh) * 2011-01-13 2012-07-18 通用电气公司 用于对通过转子的流进行控制的系统和方法

Families Citing this family (40)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2823766C (en) * 2005-05-02 2015-06-23 Vast Power Portfolio, Llc Wet compression apparatus and method
AU2006333510B2 (en) 2005-12-23 2012-07-05 Exxonmobil Upstream Research Company Multi-compressor string with multiple variable speed fluid drives
EP1847696A1 (de) * 2006-04-21 2007-10-24 Siemens Aktiengesellschaft Bauteil für eine gestufte Verbrennung in einer Gasturbine und entsprechende Gasturbine.
US8182205B2 (en) * 2007-02-06 2012-05-22 General Electric Company Gas turbine engine with insulated cooling circuit
US8137058B2 (en) * 2008-03-10 2012-03-20 General Electric Company Method and apparatus for determining clearance between moving and static members in a machine
US8591166B2 (en) * 2008-12-31 2013-11-26 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Axial compressor vane
US8245952B2 (en) 2009-02-20 2012-08-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor wash nozzle integrated in an inlet case strut
US7956486B2 (en) * 2009-05-23 2011-06-07 Abel Echemendia Windmill electric generator for hydroelectric power system
US8671696B2 (en) * 2009-07-10 2014-03-18 Leonard M. Andersen Method and apparatus for increasing thrust or other useful energy output of a device with a rotating element
US20110016870A1 (en) * 2009-07-23 2011-01-27 Yefim Kashler Method and apparatus for improved gas turbine efficiency and augmented power output
US8585464B2 (en) 2009-10-07 2013-11-19 Dresser-Rand Company Lapping system and method for lapping a valve face
DE102009045950A1 (de) * 2009-10-23 2011-04-28 Man Diesel & Turbo Se Drallerzeuger
US9376933B2 (en) * 2011-04-29 2016-06-28 Leonard M. Andersen Apparatus for distributing fluid into a gas turbine
CH705181A1 (de) * 2011-06-16 2012-12-31 Alstom Technology Ltd Verfahren zum Kühlen einer Gasturbinenanlage sowie Gasturbinenanlage zur Durchführung des Verfahrens.
CH705324A1 (de) 2011-07-25 2013-01-31 Alstom Technology Ltd Axialverdichter mit einer Einspritzvorrichtung zum Eindüsen einer Flüssigkeit.
US9382920B2 (en) * 2011-11-14 2016-07-05 General Electric Company Wet gas compression systems with a thermoacoustic resonator
US20130192243A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 Matthew Patrick Boespflug Fuel nozzle for a gas turbine engine and method of operating the same
FR2989110B1 (fr) * 2012-04-05 2016-09-09 Snecma Aube de stator formee par un ensemble de parties d'aube
FR2989109B1 (fr) * 2012-04-05 2018-06-01 Safran Aircraft Engines Partie de stator comportant une aube de stator et un ensemble de lamelles
WO2013150248A1 (fr) * 2012-04-05 2013-10-10 Snecma Aubage de redressement de sortie
CN102927837A (zh) * 2012-11-02 2013-02-13 镇海石化建安工程有限公司 一种换热器结构
US20140144151A1 (en) * 2012-11-29 2014-05-29 United Technologies Corporation Engine Compressor Wash System
EP2765306B1 (de) * 2013-02-07 2017-05-17 Florin Cristoi Vorrichtung zur Energieerzeugung
EP2964891B1 (en) 2013-03-05 2019-06-12 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine component arrangement
WO2014163698A1 (en) 2013-03-07 2014-10-09 Vandervaart Peter L Cooled gas turbine engine component
US9874108B2 (en) * 2014-07-08 2018-01-23 Rolls-Royce Corporation Cleaning system for a turbofan gas turbine engine
US9657590B2 (en) 2014-08-04 2017-05-23 Rolls-Royce Corporation Aircraft engine cleaning system
US10557352B2 (en) 2014-09-09 2020-02-11 Rolls-Royce Corporation Piezoelectric damping rings
US9821349B2 (en) 2014-09-10 2017-11-21 Rolls-Royce Corporation Wands for gas turbine engine cleaning
US9835048B2 (en) 2014-12-03 2017-12-05 Rolls-Royce Corporation Turbine engine fleet wash management system
US11415019B2 (en) * 2015-12-11 2022-08-16 General Electric Company Meta-stable detergent based foam cleaning system and method for gas turbine engines
US10697320B2 (en) 2017-01-20 2020-06-30 Rolls-Royce Corporation Piezoelectric vibratory control for static engine components
US11207716B2 (en) * 2017-10-12 2021-12-28 General Electric Company Compressor water wash system
FR3073002B1 (fr) * 2017-10-26 2020-11-06 Safran Helicopter Engines Aube de guidage avec circuit d'injection de liquide de refroidissement
IT201800009060A1 (it) * 2018-10-01 2020-04-01 Salvagnini Italia Spa Sistema di azionamento idraulico per un apparato di punzonatura
US11111811B2 (en) * 2019-07-02 2021-09-07 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine with morphing variable compressor vanes
US11174794B2 (en) * 2019-11-08 2021-11-16 Raytheon Technologies Corporation Vane with seal and retainer plate
US11156105B2 (en) * 2019-11-08 2021-10-26 Raytheon Technologies Corporation Vane with seal
US11512639B2 (en) * 2021-01-26 2022-11-29 General Electric Company Heat transfer system
JP2022186266A (ja) * 2021-06-04 2022-12-15 三菱重工コンプレッサ株式会社 遠心圧縮機

Family Cites Families (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2549819A (en) * 1948-12-22 1951-04-24 Kane Saul Allan Axial flow compressor cooling system
US2689456A (en) * 1951-06-22 1954-09-21 Bituminous Coal Research Open cycle gas turbine and cleaning means therefor
US2945290A (en) * 1957-09-16 1960-07-19 Gen Electric Stator vane half ring assemblies
JPS5519959A (en) * 1978-07-29 1980-02-13 Kawasaki Heavy Ind Ltd Cooling wing
JPS55114899A (en) * 1979-02-28 1980-09-04 Hitachi Ltd Device for preventing solid substances from sticking on blade surface for turbo device
JPS56165800A (en) * 1980-05-23 1981-12-19 Hitachi Ltd Remover of deposit from blade surface in turbo machine
US4478553A (en) * 1982-03-29 1984-10-23 Mechanical Technology Incorporated Isothermal compression
US4714414A (en) * 1986-09-26 1987-12-22 Ingersoll-Rand Company Plural-stage gas compressor
GB2236809B (en) * 1989-09-22 1994-03-16 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to gas turbine engines
JPH0538398U (ja) * 1991-10-25 1993-05-25 三菱重工業株式会社 軸流圧縮機
FR2692318B1 (fr) * 1992-06-11 1994-08-19 Snecma Aubage fixe de distribution des gaz chauds d'une turbo-machine.
FR2708669B1 (fr) * 1993-08-05 1995-09-08 Snecma Système de ventilation des disques et du stator de turbine d'un turboréacteur.
US5619855A (en) * 1995-06-07 1997-04-15 General Electric Company High inlet mach combustor for gas turbine engine
US5581996A (en) * 1995-08-16 1996-12-10 General Electric Company Method and apparatus for turbine cooling
DE19539774A1 (de) * 1995-10-26 1997-04-30 Asea Brown Boveri Zwischengekühlter Verdichter
JP3937640B2 (ja) * 1995-12-28 2007-06-27 株式会社日立製作所 ガスタービン，コンバインドサイクルプラント及び圧縮機
DE19604416C2 (de) * 1996-02-07 2002-05-16 Siemens Ag Verfahren zur Entspannung eines Rauchgasstroms in einer Turbine sowie entsprechende Turbine
US5722241A (en) * 1996-02-26 1998-03-03 Westinghouse Electric Corporation Integrally intercooled axial compressor and its application to power plants
US5630700A (en) * 1996-04-26 1997-05-20 General Electric Company Floating vane turbine nozzle
US5930990A (en) * 1996-05-14 1999-08-03 The Dow Chemical Company Method and apparatus for achieving power augmentation in gas turbines via wet compression
US6039325A (en) * 1996-10-17 2000-03-21 The United States Of America As Represented By The Administrator Of National Aeronautics And Space Administration Resilient braided rope seal
EP0859136A1 (en) * 1997-02-17 1998-08-19 N.V. Kema Gas turbine with energy recovering
NL1011383C2 (nl) * 1998-06-24 1999-12-27 Kema Nv Inrichting voor het comprimeren van een gasvormig medium en systemen die een dergelijke inrichting omvatten.
DE19900026B4 (de) * 1999-01-02 2016-01-21 Alstom Technology Ltd. Gasturbine mit Dampfeindüsung
US6295803B1 (en) * 1999-10-28 2001-10-02 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine cooling system
US6378287B2 (en) * 2000-03-17 2002-04-30 Kenneth F. Griffiths Multi-stage turbomachine and design method
US6398518B1 (en) * 2000-03-29 2002-06-04 Watson Cogeneration Company Method and apparatus for increasing the efficiency of a multi-stage compressor
US6584778B1 (en) * 2000-05-11 2003-07-01 General Electric Co. Methods and apparatus for supplying cooling air to turbine engines
JP3977998B2 (ja) * 2001-06-01 2007-09-19 株式会社日立製作所 霧化装置
JP4763186B2 (ja) * 2001-09-28 2011-08-31 川崎重工業株式会社 ガスタービンにおける熱電可変方法及び熱電比可変型ガスタービン
FR2831615B1 (fr) * 2001-10-31 2004-01-02 Snecma Moteurs Redresseur fixe sectorise pour compresseur d'une turbomachine
US6659715B2 (en) * 2002-01-17 2003-12-09 Siemens Aktiengesellschaft Axial compressor and method of cleaning an axial compressor
US6939106B2 (en) * 2002-12-11 2005-09-06 General Electric Company Sealing of steam turbine nozzle hook leakages using a braided rope seal

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN100455820C (zh) * 2007-08-09 2009-01-28 上海交通大学 带尾缘喷气的叶轮机械翼型
CN101970804A (zh) * 2008-03-19 2011-02-09 斯奈克玛 用于涡轮机的扇形分配器
CN101970804B (zh) * 2008-03-19 2014-01-29 斯奈克玛 用于涡轮机的扇形分配器
CN101839174A (zh) * 2009-03-13 2010-09-22 通用电气公司 涡轮机械入口加热系统
CN101839174B (zh) * 2009-03-13 2015-04-29 通用电气公司 涡轮机械入口加热系统
CN102588120A (zh) * 2011-01-13 2012-07-18 通用电气公司 用于对通过转子的流进行控制的系统和方法

Also Published As

Publication number Publication date
US20060228208A1 (en) 2006-10-12
CN1616798B (zh) 2010-12-08
JP2005147148A (ja) 2005-06-09
US7413399B2 (en) 2008-08-19
EP1529927A3 (en) 2012-08-01
US7033135B2 (en) 2006-04-25
US20090104028A1 (en) 2009-04-23
US20050100438A1 (en) 2005-05-12
EP1529927A2 (en) 2005-05-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN1616798A (zh) 一种涡轮机的流体分配方法和装置
US4478553A (en) Isothermal compression
JP2634769B2 (ja) ジェットエンジン組み立て部品
CN1612977A (zh) 在采用湿压缩的燃气涡轮中实现功率增大的方法和装置
US8057163B2 (en) Gas turbine engine cooling system and method
CA2606756A1 (en) Wet compression apparatus and method
CN110799729A (zh) 与至少两个工作流体一起使用的涡轮机
US4005572A (en) Gas turbine engine control system
CN110637193B (zh) 加热和净化流体的方法和装置
EP1891303B1 (en) A turbine part of a turbocompressor and a method of avoiding carbon build-up in the turbine part of a turbocompressor
US20180298759A1 (en) Compressor having reinforcing disk, and gas turbine having same
CN114060152A (zh) 微型涡喷发动机的燃油雾化结构
EP0753705A1 (en) Method of converting thermal energy to mechanical energy and a device for carrying out the same
US11136917B2 (en) Airfoil for turbines, and turbine and gas turbine including the same
CN113236372B (zh) 带有射流振荡器的燃气轮机涡轮导叶叶片及工作方法
US11187087B2 (en) Turbine blade, and turbine and gas turbine including the same
US11680487B2 (en) Additively manufactured radial turbine rotor with cooling manifolds
CN208040462U (zh) 一种低压光轴汽轮机低压缸的喷水冷却装置
JP5148531B2 (ja) 沸騰水型原子炉のジェットポンプ
US11396816B2 (en) Airfoil for turbines, and turbine and gas turbine including the same
CN108005912A (zh) 一种高背压大流量超高速涡轮泵
KR102118143B1 (ko) 가이드 서포터, 연소기, 및 이를 포함하는 가스 터빈
CN117846715A (zh) 一种高压涡轮主动间隙控制装置及控制方法
JP2006207397A (ja) 遠心型エジェクタ及び流体の圧縮方法、冷熱生成システム並びに真空ポンプシステム
JP2020033912A (ja) スクリュー圧縮機

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20101208

Termination date: 20151110

EXPY Termination of patent right or utility model