RU2012158337A - Турбина (варианты ) и турбинная секция турбины - Google Patents
Турбина (варианты ) и турбинная секция турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2012158337A RU2012158337A RU2012158337/06A RU2012158337A RU2012158337A RU 2012158337 A RU2012158337 A RU 2012158337A RU 2012158337/06 A RU2012158337/06 A RU 2012158337/06A RU 2012158337 A RU2012158337 A RU 2012158337A RU 2012158337 A RU2012158337 A RU 2012158337A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fluid
- bypass
- turbine
- compressor
- flow
- Prior art date
Links
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
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/16—Control of working fluid flow
- F02C9/18—Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
-
- 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
-
- 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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
-
- 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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
-
- 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
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
-
- 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
- F02C1/00—Gas-turbine plants characterised by the use of hot gases or unheated pressurised gases, as the working fluid
- F02C1/04—Gas-turbine plants characterised by the use of hot gases or unheated pressurised gases, as the working fluid the working fluid being heated indirectly
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
1. Турбина для работы при частичной нагрузке, содержащаякомпрессор для впуска текучей среды,камеру сгорания для нагревания текучей среды из компрессора,турбинную секцию для вращения вала нагретой текучей средой из камеры сгорания,перепускной контур для создания обходного потока путем извлечения части текучей среды из указанного компрессора и переноса указанной части текучей среды в турбинную секцию, иконтроллер, предназначенный для определения, выбрана ли работа при частичной нагрузке, и для открытия перепускного контура, когда выбрана работа при частичной нагрузке,причем если контроллер определяет, что выбрана работа при частичной нагрузке, то указанный контроллер определяет нормальную подачу текучей среды к компрессору при частичной нагрузке, увеличивает подачу текучей среды к компрессору на заданное первое процентное содержание свыше указанной нормальной подачи текучей среды и выполняет регулирование перепускного контура для извлечения части текучей среды из компрессора, так, что процентное содержание части текучей среды, извлеченной из компрессора, относительно увеличенной подачи текучей среды меньше, чем заданное первое процентное содержание или равно ему.2. Турбина по п.1, в которой компрессор содержит устройство для впуска текучей среды, при этом контроллер выполнен с возможностью регулирования устройства для впуска текучей среды для увеличения впуска текучей среды при частичной нагрузке.3. Турбина по п.1, в которой контроллер обеспечивает увеличение впуска текучей среды при частичной нагрузке на 20% и регулирование перепускного контура для извлечения 15% текучей среды из компрессора.4. Тур
Claims (20)
1. Турбина для работы при частичной нагрузке, содержащая
компрессор для впуска текучей среды,
камеру сгорания для нагревания текучей среды из компрессора,
турбинную секцию для вращения вала нагретой текучей средой из камеры сгорания,
перепускной контур для создания обходного потока путем извлечения части текучей среды из указанного компрессора и переноса указанной части текучей среды в турбинную секцию, и
контроллер, предназначенный для определения, выбрана ли работа при частичной нагрузке, и для открытия перепускного контура, когда выбрана работа при частичной нагрузке,
причем если контроллер определяет, что выбрана работа при частичной нагрузке, то указанный контроллер определяет нормальную подачу текучей среды к компрессору при частичной нагрузке, увеличивает подачу текучей среды к компрессору на заданное первое процентное содержание свыше указанной нормальной подачи текучей среды и выполняет регулирование перепускного контура для извлечения части текучей среды из компрессора, так, что процентное содержание части текучей среды, извлеченной из компрессора, относительно увеличенной подачи текучей среды меньше, чем заданное первое процентное содержание или равно ему.
2. Турбина по п.1, в которой компрессор содержит устройство для впуска текучей среды, при этом контроллер выполнен с возможностью регулирования устройства для впуска текучей среды для увеличения впуска текучей среды при частичной нагрузке.
3. Турбина по п.1, в которой контроллер обеспечивает увеличение впуска текучей среды при частичной нагрузке на 20% и регулирование перепускного контура для извлечения 15% текучей среды из компрессора.
4. Турбина, содержащая
компрессор для впуска текучей среды,
камеру сгорания для нагревания текучей среды из компрессора,
турбинную секцию для вращения вала нагретой текучей средой из камеры сгорания и
перепускной контур для создания обходного потока путем извлечения части текучей среды из компрессора, нагревания обходного потока и введения указанного потока в турбинную секцию.
5. Турбина по п.4, в которой перепускной контур содержит парогенератор, или топочное устройство, или оба указанных устройства для нагревания обходного потока.
6. Турбина по п.4, дополнительно содержащая выпускную секцию, при этом перепускной контур обеспечивает нагревание обходного потока посредством нагретой текучей среды из выпускной секции.
7. Турбина по п.4, в которой компрессор содержит по меньшей мере одиннадцать ступеней, при этом перепускной контур предназначен для извлечения указанной части текучей среды по меньшей мере из одной из третьей до одиннадцатой ступени из указанных по меньшей мере одиннадцати ступеней, причем указанные по меньшей мере одиннадцать ступеней пронумерованы в порядке от впускного конца компрессора до конца компрессора со стороны камеры сгорания.
8. Турбина по п.4, в которой турбинная секция содержит по меньшей мере три ступени, пронумерованные в порядке возрастания от конца турбинной секции со стороны камеры сгорания до ее выпускного конца, причем указанные по меньшей мере три ступени содержат последнюю ступень, смежную с выходным концом турбинной секции, причем перепускной контур обеспечивает введение обходного потока в последнюю ступень турбинной секции.
9. Турбина по п.8, в которой каждая ступень турбинной секции содержит сопла для направления нагретой текучей среды к рабочим лопаткам, при этом каждое сопло содержит смежные аэродинамические профили, наружную опору для аэродинамического профиля и внутреннюю опору для аэродинамического профиля, совместно ограничивающие сопловое отверстие, причем перепускной контур обеспечивает введение обходного потока через наружную опору в сопловое отверстие.
10. Турбина по п.4, дополнительно содержащая охлаждающий контур для подачи продувочного потока в турбинную секцию, причем корпус турбинной секции имеет впускное отверстие для продувочного потока, предназначенное для приема продувочного потока, и отдельное впускное отверстие для обходного потока, предназначенное для приема обходного потока.
11. Турбина по п.10, в которой турбинная секция содержит сопла, каждое из которых имеет сопловое отверстие, ограниченное первым и вторым аэродинамическими профилями, внутренней опорой для аэродинамического профиля и наружной опорой для аэродинамического профиля, причем указанный охлаждающий контур вводит продувочный поток в первый аэродинамический профиль, или во второй аэродинамический профиль, или в оба указанных аэродинамических профиля по меньшей мере одного из указанных сопел, а перепускной контур вводит обходной поток в сопловое отверстие указанного по меньшей мере одного сопла.
12. Турбина по п.11, в которой первый аэродинамический профиль, или второй аэродинамический профиль, или оба указанных аэродинамических профиля содержат полость, проходящую между наружной опорой для аэродинамического профиля и внутренней опорой для аэродинамического профиля, при этом отверстие для продувочного потока соединено с указанной полостью, а наружная опора указанного по меньшей мере одного сопла имеет выпускное отверстие для приема обходного потока из отверстия для обходного потока и для введения обходного потока в сопловое отверстие.
13. Турбина по п.11, в которой наружная опора для аэродинамического профиля содержит полость, имеющую разделитель, разделяющий указанную полость на две секции, при этом отверстие для продувочного потока выходит в одну из двух секций, а отверстие для обходного потока выходит в другую из указанных двух секций.
14. Турбина по п.13, в которой разделитель имеет отверстие, соединяющее указанные две секции.
15. Турбина по п.10, в которой турбинная секция содержит сопла, каждое из которых имеет сопловое отверстие, ограниченное первым и вторым аэродинамическими профилями, внутренней опорой для аэродинамического профиля и наружной опорой для аэродинамического профиля, причем охлаждающий контур проводит продувочный поток в полость для продувочного потока первого аэродинамического профиля, а перепускной контур вводит обходной поток в полость для обходного потока первого аэродинамического профиля.
16. Турбина по п.15, в которой первый аэродинамический профиль имеет отверстие для соединения полости для обходного потока с сопловым отверстием.
17. Турбинная секция турбины, содержащая
корпус,
ротор, содержащий вал и рабочие лопатки, проходящие в радиальном направлении от вала, и
сопла, содержащие аэродинамические профили, расположенные между наружной опорой для аэродинамического профиля, присоединенной к корпусу, и внутренней опорой для аэродинамического профиля, расположенной смежно с валом ротора, с ограничением соплового отверстия,
причем корпус имеет первое впускное отверстие для приема продувочного потока для охлаждения по меньшей мере аэродинамических профилей и второе впускное отверстие для приема обходного потока для его подачи к рабочим лопаткам ротора.
18. Турбинная секция по п.17, содержащая ступени, каждая из которых содержит кольцеобразную группу сопел и смежную кольцеобразную группу рабочих лопаток, при этом второе впускное отверстие расположено у последней ступени из указанных ступеней.
19. Турбинная секция по п.17, в которой по меньшей мере один из аэродинамических профилей содержит полость для продувочного потока и полость для обходного потока, причем полость для продувочного потока имеет впускное отверстие на одном конце и выпускное отверстие на противоположном конце, а полость для обходного потока имеет впускное отверстие на указанном одном конце и выпускное отверстие на стороне указанного по меньшей мере одного из аэродинамических профилей для подачи обходного потока к сопловому отверстию, при этом первое впускное отверстие корпуса соединено с впускным отверстием полости для продувочного потока, а второе впускное отверстие корпуса соединено с впускным отверстием полости для обходного потока.
20. Турбинная секция по п.19, в которой указанный по меньшей мере один из аэродинамических профилей имеет по меньшей мере одно отверстие между полостью для продувочного потока и полостью для обходного потока.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US13/343,269 | 2012-01-04 | ||
US13/343,269 US9169782B2 (en) | 2012-01-04 | 2012-01-04 | Turbine to operate at part-load |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012158337A true RU2012158337A (ru) | 2014-07-10 |
Family
ID=47678500
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012158337/06A RU2012158337A (ru) | 2012-01-04 | 2012-12-27 | Турбина (варианты ) и турбинная секция турбины |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9169782B2 (ru) |
EP (1) | EP2613041A3 (ru) |
JP (1) | JP6228360B2 (ru) |
CN (1) | CN103195584B (ru) |
RU (1) | RU2012158337A (ru) |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9541008B2 (en) * | 2012-02-06 | 2017-01-10 | General Electric Company | Method and apparatus to control part-load performance of a turbine |
US9534536B2 (en) * | 2013-07-02 | 2017-01-03 | General Electric Company | Turbine flow modulation for part load performance |
JP6389613B2 (ja) | 2014-01-27 | 2018-09-12 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン発電設備およびガスタービン冷却空気系統乾燥方法 |
EP2957746B1 (en) * | 2014-06-17 | 2021-04-28 | Raytheon Technologies Corporation | High pressure turbine cooling |
EP3112607B1 (en) * | 2015-07-02 | 2018-10-24 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Gas turbine cool-down phase operation methods |
US10641174B2 (en) * | 2017-01-18 | 2020-05-05 | General Electric Company | Rotor shaft cooling |
US20240102417A1 (en) * | 2022-09-23 | 2024-03-28 | Raytheon Technologies Corporation | Air recuperated engine with air reinjection |
Family Cites Families (19)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3699681A (en) * | 1970-07-09 | 1972-10-24 | Bbc Sulzer Turbomaschinen | Load control for gas turbine plant |
US4858428A (en) * | 1986-04-24 | 1989-08-22 | Paul Marius A | Advanced integrated propulsion system with total optimized cycle for gas turbines |
JPH0518270A (ja) * | 1991-07-08 | 1993-01-26 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | エンジンの制御方法及び装置 |
CA2263508C (en) * | 1997-06-19 | 2003-08-19 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Sealing device for gas turbine stator blades |
JP2000230404A (ja) * | 1999-02-09 | 2000-08-22 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン静翼 |
US6183192B1 (en) * | 1999-03-22 | 2001-02-06 | General Electric Company | Durable turbine nozzle |
US6393825B1 (en) | 2000-01-25 | 2002-05-28 | General Electric Company | System for pressure modulation of turbine sidewall cavities |
JP3849473B2 (ja) * | 2001-08-29 | 2006-11-22 | 株式会社日立製作所 | ガスタービンの高温部冷却方法 |
US6550253B2 (en) * | 2001-09-12 | 2003-04-22 | General Electric Company | Apparatus and methods for controlling flow in turbomachinery |
US7008185B2 (en) * | 2003-02-27 | 2006-03-07 | General Electric Company | Gas turbine engine turbine nozzle bifurcated impingement baffle |
US8495883B2 (en) | 2007-04-05 | 2013-07-30 | Siemens Energy, Inc. | Cooling of turbine components using combustor shell air |
US8015826B2 (en) * | 2007-04-05 | 2011-09-13 | Siemens Energy, Inc. | Engine brake for part load CO reduction |
FR2919897B1 (fr) * | 2007-08-08 | 2014-08-22 | Snecma | Secteur de distributeur de turbine |
US20090056342A1 (en) | 2007-09-04 | 2009-03-05 | General Electric Company | Methods and Systems for Gas Turbine Part-Load Operating Conditions |
US8240153B2 (en) * | 2008-05-14 | 2012-08-14 | General Electric Company | Method and system for controlling a set point for extracting air from a compressor to provide turbine cooling air in a gas turbine |
US8157515B2 (en) * | 2008-08-01 | 2012-04-17 | General Electric Company | Split doublet power nozzle and related method |
JP5297114B2 (ja) * | 2008-08-06 | 2013-09-25 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン |
US8281565B2 (en) * | 2009-10-16 | 2012-10-09 | General Electric Company | Reheat gas turbine |
US8973373B2 (en) * | 2011-10-31 | 2015-03-10 | General Electric Company | Active clearance control system and method for gas turbine |
-
2012
- 2012-01-04 US US13/343,269 patent/US9169782B2/en active Active
- 2012-12-20 JP JP2012277543A patent/JP6228360B2/ja active Active
- 2012-12-20 EP EP12198711.9A patent/EP2613041A3/en active Pending
- 2012-12-27 RU RU2012158337/06A patent/RU2012158337A/ru not_active Application Discontinuation
-
2013
- 2013-01-04 CN CN201310001290.7A patent/CN103195584B/zh active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN103195584A (zh) | 2013-07-10 |
EP2613041A3 (en) | 2017-07-05 |
CN103195584B (zh) | 2016-08-03 |
US20130167551A1 (en) | 2013-07-04 |
JP2013139781A (ja) | 2013-07-18 |
US9169782B2 (en) | 2015-10-27 |
EP2613041A2 (en) | 2013-07-10 |
JP6228360B2 (ja) | 2017-11-08 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2012158337A (ru) | Турбина (варианты ) и турбинная секция турбины | |
RU2626923C2 (ru) | Система управления температурой обоймы лопастей в газотурбинном двигателе | |
JP6589211B2 (ja) | ガスタービン、及びその部品温度調節方法 | |
RU2013125140A (ru) | Нагнетательная система для газотурбинной системы, газотурбинная система и способ работы газовой турбины | |
JP7086516B2 (ja) | ガスタービン出力増大システム | |
US10669852B2 (en) | Gas turbine | |
CN110185501B (zh) | 带具有冷却入口的导叶的燃气涡轮发动机 | |
EP2893156B1 (en) | Combustor shell air recirculation system in a gas turbine engine | |
RU2013152735A (ru) | Канал для охлаждения корпуса | |
WO2014074396A1 (en) | External cooling fluid injection system in a gas turbine engine | |
RU2017119667A (ru) | Охлаждающее устройство для турбомашины, обеспеченной разгрузочным контуром | |
CN106567749A (zh) | 燃气涡轮冷却系统和方法 | |
JP2013139781A5 (ru) | ||
EP2354449B1 (en) | Method and apparatus for double flow steam turbine first stage cooling | |
JP6608459B2 (ja) | 外部ケーシングへ迂回させる冷却空気供給流路が設けられた冷却システムを含むガスタービン | |
JP2011516780A (ja) | タービン装置 | |
US9903382B2 (en) | Axial compressor for fluid-flow machines | |
EP3159486A1 (en) | Wheel space purge flow mixing chamber | |
RU2347091C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
JP2016176477A (ja) | 余剰空気流を生じる圧縮機とそれのための冷却流体注入とを有する発電システム | |
US9810151B2 (en) | Turbine last stage rotor blade with forced driven cooling air | |
EP3091197A1 (en) | Method for controlling the temperature of a gas turbine during a shutdown | |
US10774664B2 (en) | Plenum for cooling turbine flowpath components and blades | |
US20140294566A1 (en) | Turbomachine inlet bleed heating assembly | |
KR102183194B1 (ko) | 외부 냉각시스템을 포함하는 가스터빈 및 이의 냉각방법 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
FA92 | Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted) |
Effective date: 20180718 |