KR102243975B1 - 터빈 실린더 공동 가열된 재순환 시스템 - Google Patents

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지멘스 에너지, 인코포레이티드
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Abstract

가스 터빈 엔진(16)들의 온간 재시동 동안 터빈과 컴프레서 블레이드 팁 마찰을 없애기 위하여 컴프레서 및 터빈 블레이드 조립체(12, 14)들을 가열하도록 구성되는 터빈 엔진 가열 시스템(10)이 개시된다. 터빈 엔진 가열 시스템(10)은 터빈 엔진(16)으로부터 공기를 빼내고 이 공기를 가열 공기 추출 시스템(18)에 의해 공급되는 공기의 온도를 증가하도록 구성된 가열 요소(20)를 지나가게 하도록 구성된 가열 공기 추출 시스템(18)을 포함할 수 있다. 공기는 그 후 공기 이동 장치(24)를 통하여 가열 공기 공급 시스템(22)으로 지나갈 수 있다. 가열 공기 공급 시스템(22)은 하나 이상의 터빈 조립체(14)로부터 방사상으로 외측에 위치되는 터빈 엔진(16)의 터빈 실린더 공동(26)과 연통할 수 있다. 가열된 공기는 팁 마찰을 제한하기 위해 셧다운 후에 그리고 온간 재시동 전에 터빈 베인 캐리어(28)들의 냉각 속도를 감소시키기 위해 터빈 실린더 공동(26) 안으로 지나갈 수 있다.

Description

터빈 실린더 공동 가열된 재순환 시스템 {TURBINE CYLINDER CAVITY HEATED RECIRCULATION SYSTEM}
본 발명은, 일반적으로 터빈 엔진(turbine engine)들, 더 구체적으로는 반경 방향 외측방 밀봉 표면(sealing surface)들과 터빈 블레이드(turbine blade)의 간섭의 우려 없이 가스 터빈 엔진(gas turbine engine)들의 온간 시동(warm startup)을 가능케 하는 시스템(system)에 관한 것이다.
전형적으로, 가스 터빈 엔진들은 공기를 압축하는 압축기(compressor), 압축된 공기와 연료를 혼합하고 혼합물을 착화시키는(igniting) 연소기(combustor) 및 동력(power)을 발생시키는 터빈 블레이드 조립체(turbine blade assembly)를 포함한다. 연소기들은 종종 2,500℉를 초과할 수 있는 고온에서 작동한다. 전형적인 터빈 연소기 구성들은 터빈 블레이드 조립체들을 이러한 고온들에 노출시킨다. 이러한 대형 가스 터빈 엔진들의 질량(mass)으로 인해, 셧다운(shutdown) 후에 엔진들을 냉각하는데에는 긴 시간이 걸린다. 많은 구성요소들이 상이한 속도들로 냉각되며, 그 결과, 다양한 구성요소들 사이에 간섭(interference)들이 발생한다. 케이싱(casing) 구성요소는 자연 대류(natural convection)로 인해 상부로부터 저부까지 상이한 속도들로 냉각된다. 그 결과, 케이싱들은 상부에 비해 저부에서 더 빨리 냉각되며, 케이싱들은 완전 냉각되기 이전에 셧다운 중에 변형된 형상을 갖는다. 더 차가운 저부 표면에 비해 더 뜨거운 케이싱의 상부 표면은 케이싱이 열적으로 상방으로 구부러지거나(bend) 휘어지는(bow) 것을 유발한다. 케이싱이 뒤틀리는(distorted) 시간 동안 엔진이 재시동(re-start)된다면, 블레이드 팁(tip)들은 상방 휘어짐으로 인해 저부 위치에서 간섭하는 경향을 가질 것이다. 이에 따라, 완전 냉각되기 이전에 가스 터빈을 시동하는 것이 요망된다면, 외부 케이싱의 변형된 형상으로 인해 엔진의 저부에서 터빈 블레이드 팁들과 베인 캐리어(vane carrier) 사이의 간섭으로부터 터빈 블레이드 팁 쓸림(blade tip rub)으로 인해 터빈 블레이드들에 대한 심각한 파손 우려가 존재한다. 이에 따라, 셧다운 이후 냉각하는 터빈 베인 캐리어(turbine vane carrier) 및 베인 캐리어를 축소시키고자 하는 요구가 존재한다.
본 발명은 가스 터빈 엔진의 온간 재시동들 동안 터빈과 컴프레서(compressor) 블레이드 팁 마찰을 없애기 위해 컴프레서와 터빈 블레이드 조립체들을 가열하도록 구성되는 터빈 엔진 가열 시스템에 관한 것이다. 터빈 엔진 가열 시스템은 터빈 엔진으로부터 공기를 빼내고 이 공기를 가열 공기 추출 시스템에 의해 공급되는 공기의 온도를 증가시키도록 구성되는 가열 요소를 통하여 지나가게 하도록 구성되는 가열 공기 추출 시스템을 포함할 수 있다. 공기는 그 후 공기 이동 장치를 통하여 가열 공기 공급 시스템으로 지나갈 수 있다. 가열 공기 공급 시스템은 하나 이상의 터빈 조립체로부터 방사상으로 외측으로 위치된 터빈 엔진의 터빈 실린더(cylinder) 공동과 연통할 수 있다. 가열된 공기는 터빈 베인 캐리어를 가열하는 것에 의한 팁 마찰을 제한하기 위해 셧다운 후에 그리고 온간 재시동 전에 터빈 베인 캐리어들의 냉각 속도를 감소시키기 위해 터빈 실린더 공동 안으로 지나갈 수 있다. 유사하게, 가열된 공기는 컴프레서 베인 캐리어가 이 컴프레서 베인 캐리어의 상부와 중간 섹션(midsection)들 사이의 열 구배들로 인한 재료 성장으로 인하여 타원 횡단면(oval cross-section)을 생성하는 것을 방지하기 위해 컴프레서 베인 캐리어를 가열하기 위하여 컴프레서 쉘(shell) 공동으로 컴프레서 가열 시스템을 통하여 지나갈 수 있다.
터빈 엔진 가열 시스템을 갖는 터빈 엔진은 엔진 셧다운 후 그리고 온간 재시동 전에 터빈 베인 캐리어 온도들을 제어하도록 구성될 수 있으며 터빈 엔진으로부터 공기를 빼내도록 구성되는 가열 공기 추출 시스템 및 가열 공기 추출 시스템에 의해 공급되는 공기의 온도를 증가시키도록 구성되는 가열 요소를 포함할 수 있다. 터빈 엔진 가열 시스템은 가열 요소와 연통하는 입구를 갖고 하나 또는 그 초과의 터빈 조립체들로부터 방사상으로 외측으로 위치되는 터빈 엔진의 터빈 실린더 공동과 연통하는 하나 또는 그 초과의 출구들을 포함하는 가열 공기 공급 시스템을 또한 포함한다.
가열 공기 공급 시스템의 출구는 터빈 실린더 공동의 적어도 일부를 형성하는 하우징(housing)의 제 1 및 제 2 섹션(section)들을 결합하는 제 1 수평 조인트(joint)의 30 도 내에 위치되는 제 1 출구로부터 형성될 수 있고, 제 1 출구는 하우징의 제 1 측에 위치될 수 있다. 제 2 출구는 터빈 실린더 공동의 적어도 일부를 형성하는 하우징의 제 1 섹션과 제 2 섹션 사이의 제 2 수평 조인트의 30 도 내에 위치될 수 있고, 제 2 출구는 하우징의 제 2 측에 위치될 수 있다. 다른 실시예에서, 제 3 출구는 제 1 수평 조인트의 30 도 내에서 하우징의 제 1 측 그리고 제 1 출구로부터 제 1 수평 조인트의 대향 측에 위치될 수 있고 제 4 출구는 제 2 수평 조인트의 30 도 내에서 하우징의 제 2 측 그리고 제 2 출구로부터 제 2 수평 조인트의 대향 측에 위치될 수 있다.
가열 공기 추출 시스템은 터빈 엔진의 터빈 엔진 연소기 쉘로부터 공기를 빼내도록 구성될 수 있다. 가열 공기 추출 시스템은 터빈 엔진 연소기 쉘과 연통하는 하나 또는 그 초과의 입구들을 또한 포함할 수 있다. 입구는 압력 손실을 최소화하기 위해 벨 마우스(bell mouth)를 포함할 수 있다.
터빈 엔진 가열 시스템은 가열 요소와 유체연통하는 공기 이동 장치를 또한 포함할 수 있다. 일 실시예에서, 공기 이동 장치는 블로워(blower)일 수 있지만, 이에 제한되지 않는다. 블로워는 가열 요소의 상류에 위치될 수 있다. 블로워는 적어도 2,500 rpm 정도로 운행하도록 구성될 수 있다.
터빈 엔진 가열 시스템은 터빈 실린더 공동으로부터 연장하고 컴프레서 공기 이송 공급부에서 종료되는 컴프레서 가열 시스템을 또한 포함할 수 있다. 일 실시예에서, 컴프레서 공기 이송 공급부는 컴프레서 쉘 공동일 수 있다. 컴프레서 가열 시스템은 상사점(top dead center)의 30 도 내에서 터빈 실린더 공동과 유체 연통하는 제 1 입구를 더 포함하는 것을 또한 포함할 수 있다. 컴프레서 가열 시스템은 하사점(bottom dead center)의 30 도 내에서 터빈 실린더 공동과 연통하는 제 2 입구를 또한 포함할 수 있다. 다른 실시예에서, 컴프레서 가열 시스템은 상사점에서의 입구를 갖지 않고 하사점의 30 도 내에서 터빈 실린더 공동과 연통하는 입구를 포함할 수 있다. 터빈 엔진 가열 시스템은 공기가 터빈 엔진과 교류하는 것을 방지하기 위해 가열 공기 추출 시스템을 차단시키기 위한 하나 또는 그 초과의 밸브(valve)들 그리고 터빈 엔진의 터빈 실린더 공동으로부터 가열 공기 공급 시스템을 차단시키기 위한 하나 이상의 밸브를 포함할 수 있다.
본 발명의 이점은 터빈 실린더 공동으로 전달되는 가열된 공기가 셧다운 후에 터빈 베인 캐리어의 냉각 속도를 감소시키고, 이에 의해 터빈 베인 캐리어가 타원 횡단면을 생성하는 것 그리고 가스 터빈 엔진의 온간 시동 동안 터빈 블레이드 팁 마찰을 발생하는 것을 방지한다는 것이다.
본 발명의 다른 이점은 컴프레서 쉘 공동으로 전달되는 가열된 공기가 셧다운 후에 컴프레서 베인 캐리어의 냉각 속도를 감소시키고, 이에 의해 컴프레서 베인 캐리어가 타원 횡단면을 생성하는 것 그리고 가스 터빈 엔진의 온간 시동 동안 컴프레서 블레이드 팁 마찰을 발생하는 것을 방지한다는 것이다.
본 발명의 또 다른 이점은 터빈 엔진 가열 시스템이 현재 존재하는 가스 터빈 엔진들에 설치될 수 있고, 이에 의해 현재 사용 중인 가스 터빈 엔진들을 가스 터빈 엔진들이 안전한 시동을 위해 충분히 냉각되도록 수일을 기다리기보다는 온간 시동들을 발생하는 것을 가능하게 함으로써 더 효율적으로 사용하게 한다는 것이다.
본 발명의 다른 이점은 컴프레서 쉘 공동 및 터빈 실린더 공동의 터빈 엔진 가열 시스템에 의한 가열된 공기의 균일한 온도 분산이 성형으로부터의 임의의 부력 효과들을 극복하고, 따라서 수직 온도 구배들로 인한 환형 형상 터빈 실린더 공동 및 컴프레서 쉘 공동의 타원화를 방지한다는 것이다.
본 발명의 또 다른 이점은 컴프레서 쉘 공동 및 터빈 실린더 공동의 균일한 공동 공기가 터빈 실린더 공동 및 컴프레서 쉘을 형성하는 하우징 내의 수직 구배들을 완화시키는 것을 돕는다는 것이다.
본 발명의 다른 이점은 약 350℃의 가열된 공기를 터빈 실린더 공동 안으로 주입하는 것이 터빈 베인 캐리어들(숫자 1 및 2)이 열적으로 팽창된 채로 남아있는 것을 야기하고, 이에 의해 블레이드 링(ring) 직경을 제 1 열에서 약 0.40 ㎜ 만큼 그리고 제 2 열에서 약 0.65 ㎜ 만큼 증가시킨다는 것이다.
본 발명의 또 다른 이점은 터빈 엔진 가열 시스템이 상부에서 저부로의 온도 구배를 감소시킴으로써 휨의 경우를 감소시킨다는 것이다.
본 발명의 다른 이점은 터빈 엔진 가열 시스템의 사용이 가스 터빈 엔진의 콜드(cold) 시동 조건에서 또한 유익하며, 이에 의해 2 시간의 예열 시간이 콜드 시동 핀치 포인트 갭(cold start pinch point gap)을 1 ㎜ 만큼 그리고 4 시간의 예열 시간이 콜드 시동 핀치 포인트 갭을 1.2 ㎜ 만큼 증가시킬 수 있다는 것이다.
이러한 및 다른 실시예들은 이하에 더욱 상세하게 설명된다.
명세서에 포함되며 그의 일부를 형성하는 첨부 도면들은 현재 개시된 발명의 실시예들을 예시하고, 설명과 함께 본 발명의 원리들을 개시한다.
도 1은 본 발명의 터빈 엔진 가열 시스템을 포함하는 가스 터빈 엔진의 횡측면도이다.
도 2는 도 1의 상세부(2)에서 취해진 인접한 터빈 베인 캐리어들과 터빈 로터(rotor) 조립체를 도시하는 가스 터빈 엔진의 일부의 상세도이다.
도 3은 도 2의 상세부(3)에서 취해진 제 1 열의 터빈 블레이드와 인접한 블레이드 링 사이의 갭의 상세도이다.
도 4는 도 2의 상세부(4)에서 취해진 제 2 열의 터빈 블레이드와 인접한 블레이드 링 사이의 갭의 상세도이다.
도 5는 상세부(5)에서 취해진 터빈 엔진 가열 시스템의 일부와 가스 터빈 엔진의 부분 횡단 측면 다이어그램(diagram)이다.
도 6은 도 1의 섹션 라인(section line) 6-6 에서의 시점으로부터 취해진 터빈 엔진 가열 시스템의 양태들과 도 1에 도시된 터빈 엔진의 터빈 실린더 공동의 개략적인 다이어그램이다.
도 7은 터빈 실린더를 형성하고 부분적으로 터빈 실린더 공동을 형성하는 하우징의 측면도이다.
도 8은 도 7의 섹션 라인 8-8 을 따라 취해진 터빈 실린더의 횡단면도이다.
도 9는 도 8의 상세부(9)에서 취해진 터빈 공동의 케이싱 포트(port)들의 상세도이다.
도 10은 연소기 쉘을 형성하고 부분적으로 연소기 쉘 공동을 형성하는 하우징의 우측면도이다.
도 11은 연소기 쉘의 정면도이다.
도 12는 도 10의 상세부(12A)에서 취해진 연소기 쉘의 케이싱 포트들의 상세도이다.
도 1 내지 도 12에 도시된 바와 같이, 본 발명은 가스 터빈 엔진(16)의 온간 재시동 동안 터빈과 컴프레서 블레이드 팁 마찰을 없애기 위해 컴프레서 및 터빈 블레이드 조립체(12, 14)들을 가열하도록 구성되는 터빈 엔진 가열 시스템(10)에 대한 것이다. 터빈 엔진 가열 시스템(10)은 터빈 엔진(16)으로부터 공기를 빼내고 이 공기를 가열 공기 추출 시스템(18)에 의해 공급되는 공기의 온도를 증가시키도록 구성되는 가열 요소(20)를 통하여 지나가게 하도록 구성되는 가열 공기 추출 시스템(18)을 포함할 수 있다. 공기는 그 후 공기 이동 장치(24)를 통하여 가열 공기 공급 시스템(22)으로 지나갈 수 있다. 가열 공기 공급 시스템(22)은 하나 이상의 터빈 조립체(14)로부터 방사상으로 외측으로 위치되는 터빈 엔진(16)의 터빈 실린더 공동(26)과 연통할 수 있다. 가열된 공기는 팁 마찰을 제한하기 위해 셧다운 후에 그리고 온간 재시동 전에 터빈 베인 캐리어(28)들의 냉각 속도를 감소시키기 위해 터빈 실린더 공동(26)으로 지나갈 수 있다.
도 2, 도 6 및 도 8에 도시된 바와 같이, 가열 공급 시스템(22)은 일반적으로 터빈 실린더 공동(26)의 상사점(56)과 하사점(58) 사이에 위치되는 수평 조인트(36, 48)들에 인접한 위치에서 터빈 실린더 공동(26)으로 가열된 공기를 지나가게 함으로써 엔진 셧다운 후에 그리고 온간 재시동 전에 터빈 베인 캐리어 온도들을 제어하도록 구성될 수 있다. 이러한 구성들은 가열된 공기가 터빈 실린더 공동(26) 안으로 지나가고 터빈 블레이드 조립체(14)의 냉각 속도를 제한하는 것을 가능하게 한다. 일 실시예에서, 도 6에 도시된 바와 같이, 가열 공기 공급 시스템(22)은 가열 요소(20)와 연통하는 입구(30)를 포함할 수 있고, 도 7 내지 도 9에 도시된 바와 같이 하나 또는 그 초과의 터빈 조립체(14)들로부터 방사상으로 외측으로 위치된 터빈 엔진(16)의 터빈 실린더 공동(26)과 연통하는 하나 이상의 출구(32)를 포함할 수 있다. 가열 공기 공급 시스템의 출구(32)는 터빈 실린더 공동(26)의 적어도 일부를 형성하는 하우징(42)의 제 1 및 제 2 섹션(38, 40)들을 결합하는 제 1 수평 조인트(36)의 30 도 내에 위치되는 제 1 출구(34)로부터 형성될 수 있고 제 1 출구(34)는 하우징(42)의 제 1 측(44)에 있다. 다른 실시예에서, 출구(32)는 제 1 수평 조인트(36)의 10 도 내에 위치될 수 있다. 가열 공기 공급 시스템(22)은 터빈 실린더 공동(26)의 적어도 일부를 형성하는 하우징(42)의 제 1 섹션(38)과 제 2 섹션(40) 사이의 제 2 수평 조인트(48)의 30 도 내에 위치되는 제 2 출구를 또한 포함할 수 있으며 제 2 출구(46)는 하우징(42)의 제 2 측(50)에 있다. 하우징(42)의 제 2 측(50)은 제 1 측(44)으로부터 대향 측에 위치될 수 있다. 다른 실시예에서, 제 2 출구(46)는 제 2 수평 조인트(48)의 10 도 내에 위치될 수 있다.
또 다른 실시예에서, 도 6에 도시된 바와 같이, 가열 공기 공급 시스템(22)은 제 1 수평 조인트(36)의 30 도 내에 하우징(42)의 제 1 측(44)에 그리고 제 1 출구(34)로부터 제 1 수평 조인트(36)의 대향 측에 위치되는 제 3 출구(52)를 포함할 수 있다. 다른 실시예에서, 제 3 출구(52)는 제 1 수평 조인트(36)의 10 도 내에 위치될 수 있다. 가열 공기 공급 시스템(22)은 제 2 수평 조인트(48)의 30 도 내에 하우징(42)의 제 2 측(50)에 그리고 제 2 출구(46)로부터 제 2 수평 조인트(48)의 대향 측에 위치되는 제 4 출구(54)를 더 포함할 수 있다. 다른 실시예에서, 제 4 출구(54)는 제 2 수평 조인트(48)의 10 도 내에 위치될 수 있다.
도 1 및 도 5에 도시된 바와 같이, 터빈 엔진 가열 시스템(10)은 터빈 엔진(16)으로부터 공기를 빼내도록 구성되는 가열 공기 추출 시스템(18)을 또한 포함할 수 있다. 하나 이상의 실시예에서, 가열 공기 추출 시스템(18)은 터빈 엔진(16)의 중간 프레임(midframe) 공동(60)으로부터 공기를 빼내도록 구성될 수 있다. 하나 이상의 실시예에서, 중간 프레임 공동(60)은 터빈 엔진 연소기 쉘(62)일 수 있다. 따라서, 가열 공기 추출 시스템(18)은 터빈 엔진(16)의 터빈 엔진 연소기 쉘(62)로부터 공기를 빼내도록 구성될 수 있다. 가열 공기 추출 시스템(18)은 터빈 엔진 연소기 쉘(62)과 연통하는 하나 또는 그 초과의 입구(64)들을 또한 포함할 수 있다. 가열 공기 추출 시스템(18)의 입구(64)는 도 12에 도시된 바와 같이, 압력 손실을 최소화하기 위해 벨 마우스(66)를 또한 포함할 수 있다. 터빈 엔진 가열 시스템(10)은 공기가 터빈 엔진(16)과 교류하는 것을 방지하기 위해 가열 공기 추출 시스템(18)을 차단하기 위한 하나 또는 그 초과의 밸브(80)들을 또한 포함할 수 있다. 터빈 엔진 가열 시스템(10)은 터빈 엔진(16)의 터빈 실린더 공동(26)으로부터 가열 공기 공급 시스템(10)을 차단시키기 위한 하나 또는 그 초과의 밸브(80)들을 또한 포함한다.
터빈 엔진 가열 시스템(10)은 가열 공기 추출 시스템(18)에 의해 공급되는 공기의 온도를 증가시키도록 구성되는 가열 요소(20)를 또한 포함할 수 있다. 가열 요소(20)는 300℃ 내지 500℃ 로 공기를 가열하도록 구성될 수 있다. 하나 이상의 실시예에서, 가열 요소(20)는 335℃ 내지 365℃ 로 공기를 가열하도록 구성될 수 있다. 또 다른 실시예에서, 가열 요소(20)는 350℃ 로 공기를 가열하도록 구성될 수 있다.
터빈 엔진 가열 시스템(10)은 가열 요소(20)와 유체 연통하는 하나 또는 그 초과의 공기 이동 장치(24)들을 또한 포함할 수 있다. 일 실시예에서, 공기 이동 장치(24)는 블로워(68)일 수 있다. 블로워(68)는 가열 요소(20)의 상류에 위치될 수 있다. 블로워(68)는 하나 또는 그 초과의 플레넘(plenum)들을 통하여 또는 다른 적절한 구조물을 통하여 가열 요소(20)에 커플링될(coupled) 수 있다. 블로워(68)는 적어도 2,500 분당 회전수(revolutions per minute; rpm) 정도로 운행하도록 구성될 수 있다.
터빈 엔진 가열 시스템(10)은 가스 터빈 엔진(16)의 온간 재시동 동안 컴프레서 블레이드 팁 마찰을 없애기 위해 셧다운 후에 그리고 온간 재시동 전에 컴프레서 블레이드 조립체(12)를 가열하기 위한 하나 또는 그 초과의 컴프레서 가열 시스템(70)들을 또한 포함한다. 컴프레서 가열 시스템(70)은 터빈 실린더 공동(26)으로부터 연장할 수 있고 컴프레서 공기 이송 공급부(72)에서 종료될 수 있다. 하나 이상의 실시예에서, 컴프레서 공기 이송 공급부(72)는 컴프레서 쉘 공동(74)일 수 있다. 컴프레서 가열 시스템(70)은 도 10 내지 도 12에서 도시된 바와 같이, 상사점(56)의 30 도 내에서 터빈 실린더 공동(26)과 연통하는 제 1 입구(76)를 또한 포함할 수 있다. 다른 실시예에서, 제 1 입구(76)는 상사점(56)의 10 도 내에 위치될 수 있다. 컴프레서 가열 시스템(70)은, 제 1 입구(76)에 부가하여 또는 제 1 입구(76)가 없는 제 2 입구(78)일 수 있고, 터빈 실린더 공동(26)과 연통하는 입구를 또한 포함할 수 있다. 제 2 입구(78)는 하사점(58)의 30 도 내에 위치될 수 있다. 다른 실시예에서, 제 2 입구(78)는 하사점(58)의 10 도 내에 위치될 수 있다.
터빈 엔진 가열 시스템(10)은 도 3 및 도 4에 도시된 바와 같이, 블레이드 링(92)과 터빈 블레이드(90)의 팁(88)에서 발생할 수 있는 가스 터빈 엔진(16)의 온간 재시동 동안 터빈과 컴프레서 블레이드 팁 마찰을 없애기 위해 가장 자주 사용될 수 있다. 터빈 엔진 가열 시스템(10)은 팁 마찰을 제한하기 위해 셧다운 후에 그리고 온간 재시동 전에 터빈 베인 캐리어(28)들의 냉각 속도를 감소시키기 위해 공기를 가열하는데 사용될 수 있다. 사용 동안, 공기는 가열된 가열 요소(20)로 전송될 수 있다. 공기는 가열 공기 추출 시스템(18)에 의해 공급될 수 있다. 가열 공기 추출 시스템(18)은 중간 프레임 공동(60)으로부터, 그리고 하나 이상의 실시예에서, 터빈 엔진 연소기 쉘(62)로부터 공기를 수용할 수 있다. 공기 이동 장치(24)가 공기를 빼내거나 가열 요소(20) 안으로 공기를 푸시(push)할 수 있다. 공기는 가열 요소(20) 내에서 가열된다. 가열된 공기는 그 후 터빈 실린더 공동(26)으로 전송된다. 하나 이상의 실시예에서, 가열된 공기는 제 2 열의 터빈 베인들의 세트(set)로부터 방사상으로 외측에 이격된 터빈 베인 캐리어(숫자 2)로 전송될 수 있다. 다른 실시예들에서, 터빈 엔진 가열 시스템(10)은 다른 터빈 베인 공동들과 유체 연통할 수 있다.
공기는 냉각 속도를 감소시키기 위해 터빈 실린더 공동(26) 안으로 지나갈 수 있다. 공기는 터빈 엔진 가열 시스템(10)의 하나 또는 그 초과의 출구(34, 46, 52, 54)들을 통하여 터빈 실린더 공동(26) 안으로 지나갈 수 있다. 공기는 터빈 실린더 공동(26)을 가열할 수 있고 터빈 베인 캐리어(28)들을 가열할 수 있으며, 이에 의해 냉각 속도를 제한하고 터빈 베인 캐리어(28)가 타원 형상 횡단면을 생성하는 것을 방지한다. 공기의 적어도 일부는 블레이드 링을 통하여 유동할 수 있고 남아있는 가열된 공기는 터빈 실린더 공동(26)으로부터 컴프레서 가열 시스템(70) 안으로 유동할 수 있다. 공기는 컴프레서 가열 시스템(70)의 제 1 및 제 2 입구(76, 78)들과 같은 하나 또는 그 초과의 입구들 안으로 유동할 수 있지만, 이러한 입구들로 제한되지 않는다. 공기는 이 공기가 컴프레서 베인 캐리어(84)들의 냉각 속도를 감소시키는데 사용되는 컴프레서 쉘 공동(74) 안으로 유동할 수 있다.
컴프레서 베인 캐리어(84)들 및 터빈 베인 캐리어(28)들의 냉각 속도를 느리게 함으로써, 하우징(42)은 더 적은 열 수축을 겪는다. 터빈 엔진 가열 시스템(10)은 터빈 엔진(16)이 터닝 기어(turning gear) 작업을 하고 감압될 때 터빈 엔진 셧다운 순서 동안 통상적으로 작동될 수 있다.
전술한 내용은 본 발명의 실시예들의 예시, 설명 및 묘사하는 목적들을 위해 제공된다. 이러한 실시예들에 대한 수정들 및 적응들은 당업자에게는 자명할 것이며 본 발명의 범주 또는 사상으로부터 이탈함이 없이 이루어질 수 있다.

Claims (16)

  1. 엔진 셧다운(engine shutdown) 후 그리고 온간 재시동(warm restart) 전의 터빈 베인 캐리어(turbine vane carrier) 온도들을 제어하기 위한 터빈 엔진 가열 시스템(turbine engine heating system)(10)을 갖는 터빈 엔진(16)에 있어서,
    상기 터빈 엔진(16)으로부터 공기를 빼내도록 구성되는 가열 공기 추출 시스템(18);
    상기 가열 공기 추출 시스템(18)에 의해 공급되는 공기의 온도를 증가시키도록 구성되는 가열 요소(20); 및
    상기 가열 요소(20)와 연통하는 입구(30)를 갖고 하나 이상의 터빈 조립체(14)로부터 방사상으로 외측에 위치된 터빈 엔진(16)의 터빈 실린더 공동(turbine cylinder cavity)(26)과 연통하는 하나 이상의 출구(32)를 포함하는 가열 공기 공급 시스템(22)을 포함하고,
    상기 가열 공기 공급 시스템(22)의 출구(32)는, 터빈 실린더 공동(26)의 적어도 일부를 형성하는 하우징(housing)(42)의 제 1 및 제 2 섹션(section)(38, 40)들을 결합하는(joining) 제 1 수평 조인트(horizontal joint)(36)의 10 도 내에 위치된 제 1 출구(34)로부터 형성되고, 상기 제 1 출구(34)는 하우징(42)의 제 1 측(44)에 있고,
    제 2 출구(46)가 터빈 실린더 공동(26)의 적어도 일부를 형성하는 하우징(42)의 제 1 섹션(38)과 제 2 섹션(40) 사이의 제 2 수평 조인트(48)의 10 도 내에 위치되며, 상기 제 2 출구(46)는 하우징(42)의 제 2 측(50)에 있고,
    제 3 출구(52)가 제 1 수평 조인트(36)의 10 도 내에서 하우징(42)의 제 1 측(44)에 그리고 제 1 출구(34)로부터 제 1 수평 조인트(36)의 대향 측에 위치되고, 제 4 출구(54)가 제 2 수평 조인트(48)의 10 도 내에서 하우징(42)의 제 2 측(50)에 그리고 제 2 출구(46)로부터 제 2 수평 조인트(48)의 대향 측에 위치되고,
    컴프레서 가열 시스템(compressor heating system)(70)이 터빈 실린더 공동(26)으로부터 연장하고 컴프레서(compressor) 공기 이송 공급부(72)에서 종료되는 것을 특징으로 하는,
    터빈 엔진 가열 시스템을 갖는 터빈 엔진.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 가열 공기 추출 시스템(18)은 터빈 엔진(16)의 터빈 엔진 연소기 쉘(turbine engine combustor shell)(62)로부터 공기를 빼내도록 구성되는 것을 특징으로 하는,
    터빈 엔진 가열 시스템을 갖는 터빈 엔진.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 가열 공기 추출 시스템(18)은 터빈 엔진 연소기 쉘(62)과 연통하는 하나 이상의 입구(64)를 더 포함하고, 상기 입구(64)는 압력 손실을 최소화하기 위해 벨 마우스(bell mouth)(66)를 포함하는 것을 특징으로 하는,
    터빈 엔진 가열 시스템을 갖는 터빈 엔진.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 가열 요소(20)와 유체 연통하는 공기 이동 장치(24)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는,
    터빈 엔진 가열 시스템을 갖는 터빈 엔진.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 공기 이동 장치(24)는 블로워(blower)(68)인 것을 특징으로 하는,
    터빈 엔진 가열 시스템을 갖는 터빈 엔진.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 블로워(68)는 가열 요소(20)의 상류에 위치되는 것을 특징으로 하는,
    터빈 엔진 가열 시스템을 갖는 터빈 엔진.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 블로워(68)는 적어도 2,500 rpm 으로 운행하도록 구성되는 것을 특징으로 하는,
    터빈 엔진 가열 시스템을 갖는 터빈 엔진.
  8. 제 1 항에 있어서,
    상기 컴프레서 공기 이송 공급부(72)는 컴프레서 쉘 공동(74)인 것을 특징으로 하는,
    터빈 엔진 가열 시스템을 갖는 터빈 엔진.
  9. 제 1 항에 있어서,
    상기 컴프레서 가열 시스템(70)은 상사점(top dead center)(56)의 30 도 내에서 터빈 실린더 공동(26)과 연통하는 제 1 입구(76)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는,
    터빈 엔진 가열 시스템을 갖는 터빈 엔진.
  10. 제 9 항에 있어서,
    상기 컴프레서 가열 시스템(70)은 하사점(bottom dead center)(58)의 30 도 내에서 터빈 실린더 공동(26)과 연통하는 제 2 입구(78)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는,
    터빈 엔진 가열 시스템을 갖는 터빈 엔진.
  11. 제 1 항에 있어서,
    상기 컴프레서 가열 시스템(70)은 하사점(58)의 30 도 내에서 터빈 실린더 공동(26)과 연통하는 입구(76)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는,
    터빈 엔진 가열 시스템을 갖는 터빈 엔진.
  12. 제 1 항에 있어서,
    공기가 터빈 엔진(16)과 교류하는 것을 방지하기 위하여 가열 공기 추출 시스템(18)을 차단시키기 위한 하나 이상의 밸브(valve)(80) 및 터빈 엔진(16)의 터빈 실린더 공동(26)으로부터 가열 공기 공급 시스템(22)을 차단시키기 위한 하나 이상의 밸브(80)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는,
    터빈 엔진 가열 시스템을 갖는 터빈 엔진.
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Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10352243B2 (en) * 2013-09-20 2019-07-16 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine, gas-turbine control device, and gas turbine operation method
EP3091197A1 (en) * 2015-05-07 2016-11-09 General Electric Technology GmbH Method for controlling the temperature of a gas turbine during a shutdown
KR101967062B1 (ko) * 2017-09-22 2019-04-08 두산중공업 주식회사 압축기 예열장치 및 이를 포함하는 가스터빈
KR102062594B1 (ko) 2018-05-11 2020-01-06 두산중공업 주식회사 베인 캐리어, 이를 포함하는 압축기 및 가스 터빈
CN110469373B (zh) * 2019-07-29 2022-03-29 中国航发沈阳发动机研究所 一种带有电磁感应功能的旋转换热轮盘腔金属机匣
CN111911244B (zh) * 2020-06-29 2022-01-18 东方电气集团东方汽轮机有限公司 一种多合缸空气透平机组
CN114962276A (zh) * 2022-07-12 2022-08-30 郑州城建集团投资有限公司 一种水利发电大坝加热阻冷系统

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100416014B1 (ko) * 1995-03-31 2004-04-28 제너럴 일렉트릭 캄파니 가스터빈및가스터빈작동방법
US20100175387A1 (en) * 2007-04-05 2010-07-15 Foust Adam M Cooling of Turbine Components Using Combustor Shell Air
JP2010174886A (ja) * 2009-01-29 2010-08-12 General Electric Co <Ge> 停止中のガスタービンからの熱損失を低下させるシステムおよび方法
US20110171006A1 (en) * 2010-01-11 2011-07-14 Honeywell International Inc. Turbine engine bypass fan-bleed noise reduction

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS61237802A (ja) * 1985-04-12 1986-10-23 Hitachi Ltd 蒸気タ−ビンの暖機方法
US5281085A (en) * 1990-12-21 1994-01-25 General Electric Company Clearance control system for separately expanding or contracting individual portions of an annular shroud
US5167488A (en) * 1991-07-03 1992-12-01 General Electric Company Clearance control assembly having a thermally-controlled one-piece cylindrical housing for radially positioning shroud segments
US5219268A (en) * 1992-03-06 1993-06-15 General Electric Company Gas turbine engine case thermal control flange
US5782076A (en) * 1996-05-17 1998-07-21 Westinghouse Electric Corporation Closed loop air cooling system for combustion turbines
DE102004041271A1 (de) * 2004-08-23 2006-03-02 Alstom Technology Ltd Einrichtung und Verfahren zum Kühlen eines Gehäuses einer Gasturbine bzw. einer Brennkammer
US7434402B2 (en) * 2005-03-29 2008-10-14 Siemens Power Generation, Inc. System for actively controlling compressor clearances
CN103557079B (zh) * 2008-10-08 2016-08-10 三菱重工业株式会社 燃气轮机及其运转方法
US8152457B2 (en) * 2009-01-15 2012-04-10 General Electric Company Compressor clearance control system using bearing oil waste heat
US8172521B2 (en) * 2009-01-15 2012-05-08 General Electric Company Compressor clearance control system using turbine exhaust
FR2949808B1 (fr) * 2009-09-08 2011-09-09 Snecma Pilotage des jeux en sommet d'aubes dans une turbomachine
US20120297781A1 (en) * 2011-05-24 2012-11-29 Maruthi Prasad Manchikanti Heating system for use in a turbine engine and method of operating same
EP2574732A2 (en) * 2011-09-29 2013-04-03 Hitachi Ltd. Gas turbine
US8973372B2 (en) * 2012-09-05 2015-03-10 Siemens Aktiengesellschaft Combustor shell air recirculation system in a gas turbine engine
US9752451B2 (en) * 2012-12-19 2017-09-05 United Technologies Corporation Active clearance control system with zone controls

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100416014B1 (ko) * 1995-03-31 2004-04-28 제너럴 일렉트릭 캄파니 가스터빈및가스터빈작동방법
US20100175387A1 (en) * 2007-04-05 2010-07-15 Foust Adam M Cooling of Turbine Components Using Combustor Shell Air
JP2010174886A (ja) * 2009-01-29 2010-08-12 General Electric Co <Ge> 停止中のガスタービンからの熱損失を低下させるシステムおよび方法
US20110171006A1 (en) * 2010-01-11 2011-07-14 Honeywell International Inc. Turbine engine bypass fan-bleed noise reduction

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