RU2012119374A - GAS TURBINE ENGINE AND METHOD FOR REGULATING RADIAL GAP IN A TURBINE OF A GAS TURBINE ENGINE - Google Patents

GAS TURBINE ENGINE AND METHOD FOR REGULATING RADIAL GAP IN A TURBINE OF A GAS TURBINE ENGINE Download PDF

Info

Publication number
RU2012119374A
RU2012119374A RU2012119374/06A RU2012119374A RU2012119374A RU 2012119374 A RU2012119374 A RU 2012119374A RU 2012119374/06 A RU2012119374/06 A RU 2012119374/06A RU 2012119374 A RU2012119374 A RU 2012119374A RU 2012119374 A RU2012119374 A RU 2012119374A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine
radial clearance
gas turbine
turbine engine
cooling
Prior art date
Application number
RU2012119374/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2506435C2 (en
Inventor
Николай Борисович Болотин
Original Assignee
Николай Борисович Болотин
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 Николай Борисович Болотин filed Critical Николай Борисович Болотин
Priority to RU2012119374/06A priority Critical patent/RU2506435C2/en
Publication of RU2012119374A publication Critical patent/RU2012119374A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2506435C2 publication Critical patent/RU2506435C2/en

Links

Abstract

1. Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, имеющий по меньшей мере одну ступень, камеру сгорания, содержащую жаровую трубу, установленную с зазором относительно корпуса камеры сгорания, турбину, содержащую, по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним, а также статор турбины, содержащий, по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними и систему регулирования радиального зазора, содержащую кольцевую вставку над рабочим колесом турбины, отличающийся тем, что полость над сопловым аппаратом соединена трубопроводом отбора воздуха, содержащим регулятор расхода с выходом из компрессора, а одна из полостей между корпусами турбины соединена трубопроводом, содержащим второй регулятор расхода с промежуточной ступенью компрессора, система регулирования радиального зазора содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора, регулятор расхода, приводы клапанов, и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями.2. Способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя, включающий охлаждение ротора и статора, отличающийся тем, что измеряют радиальный зазор и в зависимости от его величины производят изменение расхода охлаждающего воздуха для охлаждения статора турбины, при этом расход охлаждающего воздуха для охлаждения ротора турбины изменяют в зависимости от режима работы ГТД, например, температуры газов перед турбиной.3. Способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя по п.1, отличающ�1. A gas turbine engine containing a compressor having at least one stage, a combustion chamber containing a heat pipe mounted with a gap relative to the housing of the combustion chamber, a turbine containing at least one cooled stage with a nozzle apparatus with cavities above and below it and a turbine rotor with a cooled impeller and a spinning apparatus in front of it, as well as a turbine stator containing at least two turbine bodies with cavities between them and a radial clearance control system comprising an annulus an insert above the turbine impeller, characterized in that the cavity above the nozzle apparatus is connected by an air intake pipe containing a flow regulator with an outlet from the compressor, and one of the cavities between the turbine bodies is connected by a pipeline containing a second flow regulator with an intermediate compressor stage, a radial clearance control system contains an on-board computer and radial clearance sensors, a flow controller, valve actuators, and radial clearance sensors are electrically connected and svyazyami.2. A method for controlling the radial clearance in a turbine of a gas turbine engine, comprising cooling the rotor and stator, characterized in that the radial clearance is measured and, depending on its size, a change in the flow rate of cooling air is used to cool the turbine stator, while the flow rate of cooling air for cooling the turbine rotor is changed depending from the operation mode of the gas turbine engine, for example, the temperature of the gases in front of the turbine. 3. The method for controlling the radial clearance in a turbine of a gas turbine engine according to claim 1, characterized in

Claims (3)

1. Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, имеющий по меньшей мере одну ступень, камеру сгорания, содержащую жаровую трубу, установленную с зазором относительно корпуса камеры сгорания, турбину, содержащую, по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним, а также статор турбины, содержащий, по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними и систему регулирования радиального зазора, содержащую кольцевую вставку над рабочим колесом турбины, отличающийся тем, что полость над сопловым аппаратом соединена трубопроводом отбора воздуха, содержащим регулятор расхода с выходом из компрессора, а одна из полостей между корпусами турбины соединена трубопроводом, содержащим второй регулятор расхода с промежуточной ступенью компрессора, система регулирования радиального зазора содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора, регулятор расхода, приводы клапанов, и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями.1. A gas turbine engine containing a compressor having at least one stage, a combustion chamber containing a heat pipe mounted with a gap relative to the housing of the combustion chamber, a turbine containing at least one cooled stage with a nozzle apparatus with cavities above and below it and a turbine rotor with a cooled impeller and a spinning apparatus in front of it, as well as a turbine stator containing at least two turbine bodies with cavities between them and a radial clearance control system comprising an annulus an insert above the turbine impeller, characterized in that the cavity above the nozzle apparatus is connected by an air intake pipe containing a flow regulator with an outlet from the compressor, and one of the cavities between the turbine bodies is connected by a pipeline containing a second flow regulator with an intermediate compressor stage, a radial clearance control system contains an on-board computer and radial clearance sensors, a flow controller, valve actuators, and radial clearance sensors are electrically connected and bonds. 2. Способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя, включающий охлаждение ротора и статора, отличающийся тем, что измеряют радиальный зазор и в зависимости от его величины производят изменение расхода охлаждающего воздуха для охлаждения статора турбины, при этом расход охлаждающего воздуха для охлаждения ротора турбины изменяют в зависимости от режима работы ГТД, например, температуры газов перед турбиной.2. A method of controlling the radial clearance in a turbine of a gas turbine engine, comprising cooling the rotor and stator, characterized in that the radial clearance is measured and, depending on its size, a change in the flow rate of cooling air is made to cool the turbine stator, while the flow rate of cooling air for cooling the turbine rotor is changed depending on the mode of operation of the gas turbine engine, for example, the temperature of the gases in front of the turbine. 3. Способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что изменение расхода охлаждающего воздуха для охлаждения ротора турбины может быть выполнено дискретно. 3. The method for controlling the radial clearance in a turbine of a gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the change in the flow rate of cooling air for cooling the turbine rotor can be performed discretely.
RU2012119374/06A 2012-05-11 2012-05-11 Gas turbine engine and method for radial clearance adjustment in gas turbine RU2506435C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012119374/06A RU2506435C2 (en) 2012-05-11 2012-05-11 Gas turbine engine and method for radial clearance adjustment in gas turbine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012119374/06A RU2506435C2 (en) 2012-05-11 2012-05-11 Gas turbine engine and method for radial clearance adjustment in gas turbine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012119374A true RU2012119374A (en) 2013-11-20
RU2506435C2 RU2506435C2 (en) 2014-02-10

Family

ID=49555019

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012119374/06A RU2506435C2 (en) 2012-05-11 2012-05-11 Gas turbine engine and method for radial clearance adjustment in gas turbine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2506435C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113518850A (en) * 2018-11-30 2021-10-19 西门子能源全球两合公司 Mid-frame section of a gas turbine engine and corresponding method of adjusting radial rotor clearance

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2598964C2 (en) * 2014-12-12 2016-10-10 Федеральное агентство научных организаций Федеральное Государственное Бюджетное Научное Учреждение Всероссийский научно-исследовательский институт электрификации сельского хозяйства (ФГБНУ ВИЭСХ) Combustion chamber with adjustable opening to supply cooling air for micro gas turbine engine
RU2704056C2 (en) * 2017-06-07 2019-10-23 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" Turbine of double-flow gas turbine engine with active thermal control of radial clearance in turbine, method of active thermal control of radial clearance in turbine of double-flow gas turbine engine
RU2738523C1 (en) * 2020-03-24 2020-12-14 Николай Борисович Болотин Control method of radial clearances of turbine of double-flow gas turbine engine and device for implementation thereof

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1809127A1 (en) * 1977-07-13 1993-04-15 Motornyj Z Gas-turbine engine turbine
GB2104966B (en) * 1981-06-26 1984-08-01 United Technologies Corp Closed loop control for tip clearance of a gas turbine engine
FR2766232B1 (en) * 1997-07-18 1999-08-20 Snecma CIRCULAR HOUSING COOLING OR HEATING DEVICE
RU2159335C1 (en) * 1999-04-28 2000-11-20 Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" Method of cooling turbine wheel rotor of multimode turbojet engine
FR2891300A1 (en) * 2005-09-23 2007-03-30 Snecma Sa DEVICE FOR CONTROLLING PLAY IN A GAS TURBINE
RU2316662C1 (en) * 2006-04-03 2008-02-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Gas-turbine engine
RU2387846C1 (en) * 2008-10-29 2010-04-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end
US8307662B2 (en) * 2009-10-15 2012-11-13 General Electric Company Gas turbine engine temperature modulated cooling flow

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113518850A (en) * 2018-11-30 2021-10-19 西门子能源全球两合公司 Mid-frame section of a gas turbine engine and corresponding method of adjusting radial rotor clearance
CN113518850B (en) * 2018-11-30 2023-08-29 西门子能源全球两合公司 Mid-frame section of a gas turbine engine and corresponding method of adjusting radial rotor clearance

Also Published As

Publication number Publication date
RU2506435C2 (en) 2014-02-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2013125143A (en) SUPPLY SYSTEM FOR GAS-TURBINE SYSTEM, GAS-TURBINE SYSTEM AND METHOD OF OPERATION OF A GAS TURBINE
US10508597B2 (en) Systems and methods for icing detection of compressors
GB201203594D0 (en) Generator arrangement and operating method
RU2013112153A (en) TURBINE, GAS TURBINE ENGINE AND METHOD FOR COOLING THE FRAME OF THE EXHAUST TURBINE TUBE
RU2012119374A (en) GAS TURBINE ENGINE AND METHOD FOR REGULATING RADIAL GAP IN A TURBINE OF A GAS TURBINE ENGINE
US9739199B2 (en) Intercooled gas turbine optimization
ATE543991T1 (en) DEVICE FOR CONTROLLING THE TEMPERATURE OF A CHARGE AIR FLOW PASSING THROUGH AN INTERCOOLER
GB201112880D0 (en) Blade cooling and sealing system
RU2012134221A (en) INTERNAL COMBUSTION ENGINE WITH SUPPLY AND LIQUID COOLING
JP2015521705A5 (en)
BR112012033778A2 (en) actuator, method for controlling an actuator, and control system for an actuator.
RU2012138960A (en) GAS TURBINE ENGINE
BR112017025775A2 (en) adjustable turbine geometry exhaust turbocharger
RU2008103208A (en) METHOD FOR GAS-TURBINE ENGINE CONTROL
RU2012118142A (en) GAS TURBINE ENGINE, METHOD FOR REGULATING RADIAL GAP IN TURBINE AND TURBINE OF GAS TURBINE ENGINE
RU2012115081A (en) GAS-TURBINE ENGINE TURBINE
RU2011150673A (en) TWO-CIRCUIT GAS-TURBINE ENGINE
CA2820286A1 (en) Method to produce effective small scale heat and power for replacing traditional heating only systems
RU2012155753A (en) SYSTEM (OPTIONS) AND METHOD FOR MANAGING OXYGEN EMISSIONS FROM A GAS TURBINE
CN203037324U (en) Annular chamber positive pressure flow detection device
WO2016063266A3 (en) Variable speed forced induction with energy recovery and drive control
RU2010100513A (en) METHOD OF GAS-TURBINE INSTALLATION CONTROL
RU2012138768A (en) TWO-CIRCUIT GAS TURBINE ENGINE AND METHOD FOR REGULATING RADIAL CLEARANCE IN A TURBINE OF A TWO-CIRCUIT GAS TURBINE ENGINE
RU2011143434A (en) SYSTEM OF REGULATION OF AIR CONSUMPTION FOR COOLING A TURBINE OF A GAS-TURBINE ENGINE
RU2016102745A (en) GAS TURBINE CONTAINING A COMPRESSOR HOUSING WITH INLET HOLE FOR COOLING A COMPRESSOR HOUSING, AND USING THE SPECIFIED GAS TURBINE