RU2013118350A - Газовая турбина и способ эксплуатации газовой турбины - Google Patents

Газовая турбина и способ эксплуатации газовой турбины Download PDF

Info

Publication number
RU2013118350A
RU2013118350A RU2013118350/06A RU2013118350A RU2013118350A RU 2013118350 A RU2013118350 A RU 2013118350A RU 2013118350/06 A RU2013118350/06 A RU 2013118350/06A RU 2013118350 A RU2013118350 A RU 2013118350A RU 2013118350 A RU2013118350 A RU 2013118350A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
air channel
bearing
air
annular
turbine according
Prior art date
Application number
RU2013118350/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2554367C2 (ru
Inventor
Ричард ДЖЕЙМС
Филип ТВЕЛЛ
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
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 Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2013118350A publication Critical patent/RU2013118350A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2554367C2 publication Critical patent/RU2554367C2/ru

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
    • 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
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
    • F01D11/04—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type using sealing fluid, e.g. steam
    • F01D11/06—Control thereof
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • 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
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/166—Sliding contact bearing

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Magnetic Bearings And Hydrostatic Bearings (AREA)

Abstract

1. Газовая турбина, содержащая- ротор (2), содержащий роторную часть подшипника (31), работающего на текучей среде, для поддержки ротора с возможностью вращения,- радиально наружную статорную часть (18),- радиально внутреннюю статорную часть (16), содержащую статорную часть подшипника, работающего на текучей среде,- воздушный канал (10) компрессора, проходящий между радиально наружной статорной частью и радиально внутренней статорной частью,- кольцевой зазор (14) между ротором и радиально внутренней статорной частью, частично образующий кольцевой воздушный канал, сообщающийся с воздушным каналом компрессора,причем в направлении (43) потока воздуха, текущего в кольцевом воздушном канале, радиус (r0, r1, r2, r3, r4) воздушного канала уменьшается в первой части (20, 26) и затем увеличивается во второй части (22, 28), и- выпускной трубопровод (57, 63) для выпуска воздуха, прошедшего через вторую часть кольцевого воздушного канала,причем впуск выпускного трубопровода для ввода воздуха, прошедшего через вторую часть кольцевого воздушного канала, располагается аксиально между второй частью кольцевого воздушного канала и подшипником, работающим на текучей среде.2. Турбина по п.1, в которой уменьшение радиуса воздушного канала в первой части больше, чем увеличение радиуса воздушного канала во второй части.3. Турбина по п.1, в которой наименьший радиус воздушного канала составляет от 0,1 до 0,5 наибольшего радиуса воздушного канала.4. Турбина по п.2, в которой наименьший радиус воздушного канала составляет от 0,1 до 0,5 наибольшего радиуса воздушного канала.5. Турбина по любому из пп.1-4, в которой кольцевой воздушный канал содержит множественные лабиринтны

Claims (15)

1. Газовая турбина, содержащая
- ротор (2), содержащий роторную часть подшипника (31), работающего на текучей среде, для поддержки ротора с возможностью вращения,
- радиально наружную статорную часть (18),
- радиально внутреннюю статорную часть (16), содержащую статорную часть подшипника, работающего на текучей среде,
- воздушный канал (10) компрессора, проходящий между радиально наружной статорной частью и радиально внутренней статорной частью,
- кольцевой зазор (14) между ротором и радиально внутренней статорной частью, частично образующий кольцевой воздушный канал, сообщающийся с воздушным каналом компрессора,
причем в направлении (43) потока воздуха, текущего в кольцевом воздушном канале, радиус (r0, r1, r2, r3, r4) воздушного канала уменьшается в первой части (20, 26) и затем увеличивается во второй части (22, 28), и
- выпускной трубопровод (57, 63) для выпуска воздуха, прошедшего через вторую часть кольцевого воздушного канала,
причем впуск выпускного трубопровода для ввода воздуха, прошедшего через вторую часть кольцевого воздушного канала, располагается аксиально между второй частью кольцевого воздушного канала и подшипником, работающим на текучей среде.
2. Турбина по п.1, в которой уменьшение радиуса воздушного канала в первой части больше, чем увеличение радиуса воздушного канала во второй части.
3. Турбина по п.1, в которой наименьший радиус воздушного канала составляет от 0,1 до 0,5 наибольшего радиуса воздушного канала.
4. Турбина по п.2, в которой наименьший радиус воздушного канала составляет от 0,1 до 0,5 наибольшего радиуса воздушного канала.
5. Турбина по любому из пп.1-4, в которой кольцевой воздушный канал содержит множественные лабиринтные уплотнения (41, 42), по меньшей мере, во второй части кольцевого воздушного канала.
6. Турбина по любому из пп.1-4, дополнительно содержащая
- трубопроводную систему (45, 47) подачи воздуха для подачи воздуха к кольцевому зазору.
7. Турбина по п.5, дополнительно содержащая
- трубопроводную систему (45, 47) подачи воздуха для подачи воздуха к кольцевому зазору.
8. Турбина по п.6, в которой выпускной канал трубопроводной системы (45, 47) подачи воздуха для подачи воздуха к кольцевому зазору располагается аксиально ближе к подшипнику, работающему на текучей среде, чем впуск выпускного трубопровода.
9. Турбина по п.7, в которой выпускной канал трубопроводной системы (45, 47) подачи воздуха для подачи воздуха к кольцевому зазору располагается аксиально ближе к подшипнику, работающему на текучей среде, чем впуск выпускного трубопровода.
10. Турбина по п.8, дополнительно содержащая
- систему управления, выполненную с возможностью изменять количество воздуха, выходящего через выпускной трубопровод, на основании режима работы турбины.
11. Турбина по п.9, дополнительно содержащая
- систему управления, выполненную с возможностью изменять количество воздуха, выходящего через выпускной трубопровод, на основании режима работы турбины.
12. Турбина по любому из пп.1-4, в которой подшипник (31), работающий на текучей среде, содержит жидкостную подшипниковую камеру (33) и трубу подачи подшипниковой жидкости для подачи подшипниковой жидкости в жидкостную подшипниковую камеру.
13. Турбина по п.12, в которой жидкостная подшипниковая камера (33) сообщается с кольцевым зазором (14), причем кольцевой зазор выполнен так, что жидкость стекает в жидкостную подшипниковую камеру.
14. Турбина по любому из пп.1-4, в которой кольцевой зазор содержит первую секцию (20, 22) и вторую секцию (26, 28), причем подшипник, работающий на текучей среде, располагается аксиально между первой секцией и второй секцией.
15. Способ эксплуатации газовой турбины, причем способ содержит этапы, на которых
- обеспечивают поддержку с возможностью вращения ротора посредством подшипника, работающего на текучей среде, причем ротор содержит роторную часть подшипника, работающего на текучей среде,
- вращают ротор относительно радиально наружной статорной части и радиально внутренней статорной части, содержащей статорную часть подшипника, работающего на текучей среде,
- пропускают сжатый воздух через воздушный канал компрессора, проходящий между радиально наружной статорной частью и радиально внутренней статорной частью,
- пропускают воздух из воздушного канала компрессора через кольцевой воздушный канал, образованный частью кольцевого зазора между ротором и радиально внутренней статорной частью,
причем в направлении потока воздуха, текущего в кольцевом воздушном канале, радиус воздушного канала уменьшается в первой части и затем увеличивается во второй части, причем выпускной трубопровод (57, 63) выпускает воздух, прошедший через вторую часть кольцевого воздушного канала, причем впуск выпускного трубопровода для ввода воздуха, прошедшего через вторую часть кольцевого воздушного канала, расположен аксиально между второй частью кольцевого воздушного канала и подшипником, работающим на текучей среде.
RU2013118350/06A 2010-09-20 2011-08-19 Газотурбинный двигатель и способ эксплуатации газотурбинного двигателя RU2554367C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP10177625.0 2010-09-20
EP10177625A EP2431574A1 (en) 2010-09-20 2010-09-20 Gas turbine and method for operating a gas turbine
PCT/EP2011/064308 WO2012038165A1 (en) 2010-09-20 2011-08-19 Gas turbine and method for operating a gas turbine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013118350A true RU2013118350A (ru) 2014-10-27
RU2554367C2 RU2554367C2 (ru) 2015-06-27

Family

ID=43014495

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013118350/06A RU2554367C2 (ru) 2010-09-20 2011-08-19 Газотурбинный двигатель и способ эксплуатации газотурбинного двигателя

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10352240B2 (ru)
EP (2) EP2431574A1 (ru)
CN (1) CN103097669B (ru)
RU (1) RU2554367C2 (ru)
WO (1) WO2012038165A1 (ru)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20150308445A1 (en) * 2014-04-24 2015-10-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine and buffer system therefor
CN104791028A (zh) * 2015-04-22 2015-07-22 上海成航涡轮技术有限公司 两端支撑烟气轮机
US10753225B2 (en) * 2017-03-31 2020-08-25 The Boeing Company Engine turning motor via pneumatic or hydraulic motor
FR3079299B1 (fr) * 2018-03-22 2020-06-05 Safran Aircraft Engines Dispositif de mesure des caracteristiques d'un flux d'air

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4156342A (en) * 1976-06-11 1979-05-29 Westinghouse Canada Limited Cooling apparatus for a bearing in a gas turbine
US4433539A (en) * 1982-05-13 1984-02-28 United Technologies Corporation Means for controlling air scavenge pressure in the bearing compartment of gas turbines
US4441311A (en) * 1982-05-13 1984-04-10 United Technologies Corporation Means for controlling the air scavenge pressure in the bearing compartment of a gas turbine engine
US4653267A (en) 1983-05-31 1987-03-31 United Technologies Corporation Thrust balancing and cooling system
CA1326476C (en) 1988-09-30 1994-01-25 Vaclav Kulle Gas compressor having dry gas seals for balancing end thrust
CA2076120A1 (en) * 1991-09-11 1993-03-12 Adam Nelson Pope System and method for improved engine cooling
FR2698406B1 (fr) * 1992-11-25 1994-12-23 Snecma Procédé de pressurisation d'enceintes lubrifiées d'une turbomachine.
US5630590A (en) * 1996-03-26 1997-05-20 United Technologies Corporation Method and apparatus for improving the airsealing effectiveness in a turbine engine
IT1318065B1 (it) * 2000-06-29 2003-07-21 Nuovo Pignone Spa Sistema di tenuta e di pressurizzazione per il cuscino portante di una turbina a gas
IT1319552B1 (it) * 2000-12-15 2003-10-20 Nuovo Pignone Spa Sistema per adduzione di aria di raffreddamento in una turbina a gas
US20030097872A1 (en) 2001-11-29 2003-05-29 Granitz Charles Robert System for reducing oil consumption in gas turbine engines
US6679045B2 (en) * 2001-12-18 2004-01-20 General Electric Company Flexibly coupled dual shell bearing housing
US6622490B2 (en) * 2002-01-11 2003-09-23 Watson Cogeneration Company Turbine power plant having an axially loaded floating brush seal
JP3889727B2 (ja) * 2003-07-01 2007-03-07 株式会社日立製作所 ガスタービン及び冷却空気導入方法
US7252474B2 (en) * 2003-09-12 2007-08-07 Mes International, Inc. Sealing arrangement in a compressor
RU2298654C1 (ru) * 2005-11-07 2007-05-10 Федор Данилович Тихонов Энергоустановка бинарная
JP4773804B2 (ja) 2005-11-17 2011-09-14 三菱重工業株式会社 ガスタービン
US7797941B2 (en) * 2007-10-26 2010-09-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine systems involving hydrostatic face seals

Also Published As

Publication number Publication date
WO2012038165A1 (en) 2012-03-29
EP2564033A1 (en) 2013-03-06
EP2431574A1 (en) 2012-03-21
US20140050559A1 (en) 2014-02-20
RU2554367C2 (ru) 2015-06-27
US10352240B2 (en) 2019-07-16
CN103097669B (zh) 2015-11-25
CN103097669A (zh) 2013-05-08
EP2564033B1 (en) 2016-05-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104995375B (zh) 在涡轮发动机中的热气体路径和盘腔之间的密封组件
US8105012B2 (en) Adjustable compressor bleed system and method
CN103184899B (zh) 涡轮发动机和用于使空气在涡轮发动机中流动的方法
RU2012104827A (ru) Узел турбокомпрессора с охлаждающей системой
RU2012150811A (ru) Турбина, включающая систему клапанов уплотнительного воздуха
JP5791779B2 (ja) ガスタービン
CA2528124A1 (en) Improved bearing chamber pressurization system
WO2014178731A3 (en) A rotor assembly for an open cycle engine, and an open cycle engine
RU2008133241A (ru) Турбомашина с диффузором
RU2016105709A (ru) Электрическая машина с вентиляторным охлаждением и с компенсацией осевой нагрузки
RU2013112153A (ru) Турбина, газотурбинный двигатель и способ охлаждения рамы выхлопного патрубка турбины
RU2601909C2 (ru) Центробежное рабочее колесо и турбомашина
CN105899763A (zh) 涡轮机轴承壳
RU2013118350A (ru) Газовая турбина и способ эксплуатации газовой турбины
JP2017506299A5 (ru)
JP2016089630A5 (ru)
RU2013118661A (ru) Система (варианты) и способ охлаждения турбины
RU2009105074A (ru) Способы и устройство для охлаждения вращающихся элементов в паровой турбине
NZ602493A (en) Turbine with radial inlet and outlet rotor for use in bi-directional flows
JP2014506972A5 (ru)
US9732621B1 (en) Air riding seal with purge cavity
JP2017078423A (ja) ホイールスペースパージ流の混合チャンバ
JP2015045333A (ja) ガスタービンシステムのためのインデューサおよびディフューザの構成
JP2017057838A (ja) ガスタービン冷却構造およびガスタービン
PL430870A1 (pl) Uszczelnienie do zmniejszania wycieku przepływu wewnątrz silnika z turbiną gazową

Legal Events

Date Code Title Description
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20211201