RU2015107382A - Газотурбинный двигатель с радиальным диффузором и укороченной средней частью - Google Patents
Газотурбинный двигатель с радиальным диффузором и укороченной средней частью Download PDFInfo
- Publication number
- RU2015107382A RU2015107382A RU2015107382A RU2015107382A RU2015107382A RU 2015107382 A RU2015107382 A RU 2015107382A RU 2015107382 A RU2015107382 A RU 2015107382A RU 2015107382 A RU2015107382 A RU 2015107382A RU 2015107382 A RU2015107382 A RU 2015107382A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas turbine
- industrial gas
- turbine engine
- row
- blades
- Prior art date
Links
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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
-
- 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
-
- 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
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/46—Combustion chambers comprising an annular arrangement of several essentially tubular flame tubes within a common annular casing or within individual casings
-
- 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
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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)
Abstract
1. Промышленный газотурбинный двигатель, содержащий:блок трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания, содержащий множество отдельных проточных каналов, выполненных с конфигурацией, обеспечивающей возможность приема газообразных продуктов сгорания из соответствующих камер сгорания и подачи газообразных продуктов сгорания вдоль прямолинейного проточного тракта со скоростью и ориентацией, подходящими для подачи непосредственно к первому ряду турбинных лопаток; идиффузор компрессора, имеющий поверхность для изменения направления, выполненную с конфигурацией, обеспечивающей возможность приема осевого потока сжатого воздуха и изменения направления осевого потока сжатого воздуха на радиальное направление наружу.2. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором длина секции сжигания между задним краем последнего ряда лопаток компрессора и передним краем первого ряда турбинных лопаток составляет не более 20% от длины двигателя между передним краем первого ряда лопаток компрессора и задним краем последнего ряда лопаток турбины.3. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором длина двигателя между передним краем первого ряда лопаток компрессора и задним краем последнего ряда лопаток турбины составляет, по меньшей мере, 5 м и длина секции сжигания между задним краем последнего ряда лопаток компрессора и передним краем первого ряда турбинных лопаток составляет менее 1 м.4. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором длина двигателя между передним краем первого ряда лопаток компрессора и задним краем последнего ряда лопаток турбины составляет, по меньшей мере, 6 м и длина секции сжигания между
Claims (20)
1. Промышленный газотурбинный двигатель, содержащий:
блок трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания, содержащий множество отдельных проточных каналов, выполненных с конфигурацией, обеспечивающей возможность приема газообразных продуктов сгорания из соответствующих камер сгорания и подачи газообразных продуктов сгорания вдоль прямолинейного проточного тракта со скоростью и ориентацией, подходящими для подачи непосредственно к первому ряду турбинных лопаток; и
диффузор компрессора, имеющий поверхность для изменения направления, выполненную с конфигурацией, обеспечивающей возможность приема осевого потока сжатого воздуха и изменения направления осевого потока сжатого воздуха на радиальное направление наружу.
2. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором длина секции сжигания между задним краем последнего ряда лопаток компрессора и передним краем первого ряда турбинных лопаток составляет не более 20% от длины двигателя между передним краем первого ряда лопаток компрессора и задним краем последнего ряда лопаток турбины.
3. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором длина двигателя между передним краем первого ряда лопаток компрессора и задним краем последнего ряда лопаток турбины составляет, по меньшей мере, 5 м и длина секции сжигания между задним краем последнего ряда лопаток компрессора и передним краем первого ряда турбинных лопаток составляет менее 1 м.
4. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором длина двигателя между передним краем первого ряда лопаток компрессора и задним краем последнего ряда лопаток турбины составляет, по меньшей мере, 6 м и длина секции сжигания между задним краем последнего ряда лопаток компрессора и передним краем первого ряда турбинных лопаток составляет менее 1,2 м.
5. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором выходная мощность двигателя составляет, по меньшей мере, 75 МВт.
6. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором выходная мощность двигателя составляет менее 75 МВт.
7. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, дополнительно содержащий вал ротора, опирающийся на гидродинамические подшипники.
8. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором диффузор компрессора перекрывает в аксиальном направлении блок трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания.
9. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором блок трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания содержит кольцевую камеру, выполненную с конфигурацией, обеспечивающей возможность объединения множества отдельных проточных каналов в один кольцевой проточный канал, определяющий границы кольцевого проточного тракта, расположенного по потоку непосредственно перед первым рядом турбинных лопаток.
10. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором поверхность для изменения направления является криволинейной.
11. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 9, в котором криволинейная поверхность для изменения направления изменяет направление осевого потока сжатого воздуха более чем на 90 градусов.
12. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором криволинейная поверхность для изменения направления изменяет направление осевого потока сжатого воздуха на направление, по существу параллельное продольной оси жаровой трубы.
13. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором диффузор компрессора изменяет направление сжатого воздуха на направление в верхние колпаки, ограждающие камеры сгорания.
14. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором поверхность для изменения направления представляет собой конически расширяющуюся внутреннюю стенку диффузора компрессора.
15. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором поверхность для изменения направления представляет собой дугообразно расширяющуюся внутреннюю стенку диффузора компрессора и в котором диффузор компрессора дополнительно содержит дугообразно расширяющуюся наружную стенку.
16. Промышленный газотурбинный двигатель, содержащий:
блок трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания, содержащий множество отдельных и прямолинейных проточных каналов, выполненных с конфигурацией, обеспечивающей возможность приема газообразных продуктов сгорания из соответствующих камер сгорания, и кольцевую камеру, выполненную с конфигурацией, обеспечивающей возможность объединения данных проточных каналов и подачи газообразных продуктов сгорания непосредственно к первому ряду турбинных лопаток; и
радиальный диффузор, выполненный с конфигурацией, обеспечивающей возможность приема сжатого воздуха, выходящего из осевого компрессора, и изменения его направления на радиальное направление наружу от кольцевой камеры.
17. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 16, в котором блок трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания имеет предназначенную для ускорения геометрию для каждого проточного канала, выполненного с конфигурацией, обеспечивающей возможность ускорения газообразных продуктов сгорания до числа Маха, составляющего приблизительно 0,8.
18. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 16, в котором радиальный диффузор имеет дугообразную поверхность, которая расширяется в радиальном направлении наружу к заднему по потоку концу радиального диффузора, при этом дугообразная поверхность обеспечивает направление сжатого воздуха в верхние колпаки, окружающие входы в камеры сгорания.
19. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 16, в котором радиальный диффузор содержит конически расширяющуюся внутреннюю стенку, выполненную с конфигурацией, обеспечивающей возможность приема осевого потока сжатого воздуха и изменения направления осевого потока сжатого воздуха на радиальное направление наружу.
20. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 16, при этом промышленный газотурбинный двигатель рассчитан на максимальную выходную мощность, составляющую, по меньшей мере, 75 МВт.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US13/602,422 US9127554B2 (en) | 2012-09-04 | 2012-09-04 | Gas turbine engine with radial diffuser and shortened mid section |
| US13/602,422 | 2012-09-04 | ||
| PCT/US2013/055792 WO2014039247A1 (en) | 2012-09-04 | 2013-08-20 | Gas turbine engine with radial diffuser and shortened mid section |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2015107382A true RU2015107382A (ru) | 2016-10-27 |
| RU2631181C2 RU2631181C2 (ru) | 2017-09-19 |
Family
ID=49083791
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015107382A RU2631181C2 (ru) | 2012-09-04 | 2013-08-20 | Газотурбинный двигатель с радиальным диффузором и укороченной средней частью |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9127554B2 (ru) |
| EP (1) | EP2893152A1 (ru) |
| JP (1) | JP6258325B2 (ru) |
| CN (1) | CN104619956B (ru) |
| IN (1) | IN2015DN00897A (ru) |
| RU (1) | RU2631181C2 (ru) |
| SA (1) | SA515360106B1 (ru) |
| WO (1) | WO2014039247A1 (ru) |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20130081407A1 (en) * | 2011-10-04 | 2013-04-04 | David J. Wiebe | Aero-derivative gas turbine engine with an advanced transition duct combustion assembly |
| US20140060001A1 (en) * | 2012-09-04 | 2014-03-06 | Alexander R. Beeck | Gas turbine engine with shortened mid section |
| JP6625427B2 (ja) * | 2015-12-25 | 2019-12-25 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービンエンジン |
| US10260752B2 (en) | 2016-03-24 | 2019-04-16 | General Electric Company | Transition duct assembly with late injection features |
| US10260424B2 (en) | 2016-03-24 | 2019-04-16 | General Electric Company | Transition duct assembly with late injection features |
| US10145251B2 (en) | 2016-03-24 | 2018-12-04 | General Electric Company | Transition duct assembly |
| US10260360B2 (en) | 2016-03-24 | 2019-04-16 | General Electric Company | Transition duct assembly |
| US10227883B2 (en) | 2016-03-24 | 2019-03-12 | General Electric Company | Transition duct assembly |
| US11021977B2 (en) * | 2018-11-02 | 2021-06-01 | Chromalloy Gas Turbine Llc | Diffuser guide vane with deflector panel having curved profile |
| WO2020112136A1 (en) * | 2018-11-30 | 2020-06-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Mid-frame section of a gas turbine engine and corresponding method of adjusting radial rotor clearance |
Family Cites Families (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3088279A (en) * | 1960-08-26 | 1963-05-07 | Gen Electric | Radial flow gas turbine power plant |
| US3631674A (en) * | 1970-01-19 | 1972-01-04 | Gen Electric | Folded flow combustion chamber for a gas turbine engine |
| US4896499A (en) * | 1978-10-26 | 1990-01-30 | Rice Ivan G | Compression intercooled gas turbine combined cycle |
| SU1311332A1 (ru) * | 1984-03-01 | 1995-11-20 | В.Е. Беляев | Осарадиальный диффузор компрессора |
| US5252860A (en) * | 1989-12-11 | 1993-10-12 | Westinghouse Electric Corp. | Gas turbine control system having maximum instantaneous load-pickup limiter |
| KR940011861A (ko) * | 1992-11-09 | 1994-06-22 | 한스 요트. 헤쩨르, 하아. 카이저 | 가스 터빈 연소실 |
| JP2904701B2 (ja) * | 1993-12-15 | 1999-06-14 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン及びガスタービンの燃焼装置 |
| US5737915A (en) | 1996-02-09 | 1998-04-14 | General Electric Co. | Tri-passage diffuser for a gas turbine |
| EP1270874B1 (de) * | 2001-06-18 | 2005-08-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbine mit einem Verdichter für Luft |
| US6796130B2 (en) * | 2002-11-07 | 2004-09-28 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Integrated combustor and nozzle for a gas turbine combustion system |
| RU2235921C1 (ru) * | 2002-12-30 | 2004-09-10 | Журавлев Юрий Иванович | Напорный диффузор осевого компрессора |
| JP2005042973A (ja) * | 2003-07-22 | 2005-02-17 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 旋回流型燃焼器を備えたガスタービン |
| US7721547B2 (en) * | 2005-06-27 | 2010-05-25 | Siemens Energy, Inc. | Combustion transition duct providing stage 1 tangential turning for turbine engines |
| US7870739B2 (en) * | 2006-02-02 | 2011-01-18 | Siemens Energy, Inc. | Gas turbine engine curved diffuser with partial impingement cooling apparatus for transitions |
| US7600370B2 (en) * | 2006-05-25 | 2009-10-13 | Siemens Energy, Inc. | Fluid flow distributor apparatus for gas turbine engine mid-frame section |
| JP5072278B2 (ja) * | 2006-07-18 | 2012-11-14 | 三菱重工業株式会社 | 油圧着脱式カップリング |
| US7631499B2 (en) * | 2006-08-03 | 2009-12-15 | Siemens Energy, Inc. | Axially staged combustion system for a gas turbine engine |
| US20090133377A1 (en) | 2007-11-15 | 2009-05-28 | General Electric Company | Multi-tube pulse detonation combustor based engine |
| CN101275750B (zh) * | 2008-04-25 | 2010-12-08 | 北京航空航天大学 | 一种径向旋流器拐弯区直接喷射预混预蒸发低污染燃烧室 |
| US8276389B2 (en) | 2008-09-29 | 2012-10-02 | Siemens Energy, Inc. | Assembly for directing combustion gas |
| US8230688B2 (en) | 2008-09-29 | 2012-07-31 | Siemens Energy, Inc. | Modular transvane assembly |
| US9822649B2 (en) * | 2008-11-12 | 2017-11-21 | General Electric Company | Integrated combustor and stage 1 nozzle in a gas turbine and method |
| US8616007B2 (en) * | 2009-01-22 | 2013-12-31 | Siemens Energy, Inc. | Structural attachment system for transition duct outlet |
| US20140060001A1 (en) * | 2012-09-04 | 2014-03-06 | Alexander R. Beeck | Gas turbine engine with shortened mid section |
-
2012
- 2012-09-04 US US13/602,422 patent/US9127554B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2013
- 2013-08-20 CN CN201380046059.8A patent/CN104619956B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2013-08-20 EP EP13753977.1A patent/EP2893152A1/en not_active Withdrawn
- 2013-08-20 IN IN897DEN2015 patent/IN2015DN00897A/en unknown
- 2013-08-20 RU RU2015107382A patent/RU2631181C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2013-08-20 JP JP2015529859A patent/JP6258325B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2013-08-20 WO PCT/US2013/055792 patent/WO2014039247A1/en active Application Filing
-
2015
- 2015-03-03 SA SA515360106A patent/SA515360106B1/ar unknown
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP2893152A1 (en) | 2015-07-15 |
| SA515360106B1 (ar) | 2016-06-16 |
| WO2014039247A1 (en) | 2014-03-13 |
| RU2631181C2 (ru) | 2017-09-19 |
| JP2015532699A (ja) | 2015-11-12 |
| JP6258325B2 (ja) | 2018-01-10 |
| US20140060000A1 (en) | 2014-03-06 |
| CN104619956A (zh) | 2015-05-13 |
| US9127554B2 (en) | 2015-09-08 |
| CN104619956B (zh) | 2017-06-09 |
| IN2015DN00897A (ru) | 2015-06-12 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2015107382A (ru) | Газотурбинный двигатель с радиальным диффузором и укороченной средней частью | |
| RU2015106468A (ru) | Газотурбинный двигатель с укороченной средней частью | |
| JP6769714B2 (ja) | ガスタービン燃焼器用の燃料供給システム | |
| US9080451B2 (en) | Airfoil | |
| RU2014134424A (ru) | Архитектура редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя | |
| EP2784267A3 (en) | A gas turbine engine cooling arrangement | |
| RU2014134425A (ru) | Конструкция редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя | |
| RU2014134792A (ru) | Конструкция редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя | |
| RU2569015C2 (ru) | Диффузор для стационарной газотурбинной установки | |
| JP2015224640A (ja) | ロータブレード冷却 | |
| EP2458147A3 (en) | Gas turbine of the axial flow type | |
| JP2014122622A (ja) | ガスタービン排気フレームのための互い違いの二重列のスロット付きエーロフォイル設計 | |
| JP2015190354A5 (ru) | ||
| US20170037730A1 (en) | Gas turbine | |
| RU2598963C2 (ru) | Многозонная камера сгорания | |
| RU2010153499A (ru) | Выпускное устройство для осевой паровой турбины | |
| RU2017132266A (ru) | Система сгорания при постоянном объеме для газотурбинного двигателя авиационного двигателя | |
| US9528376B2 (en) | Compressor fairing segment | |
| JP2014506972A5 (ru) | ||
| US10774750B2 (en) | Compressor with stator vane configuration in vicinity of bleed structure, and gas turbine engine | |
| US9581085B2 (en) | Hot streak alignment for gas turbine durability | |
| WO2015056456A1 (ja) | 圧縮機、及びガスタービン | |
| US10253694B2 (en) | Diversion of fan air to provide cooling air for gas turbine engine | |
| RU2012138960A (ru) | Газотурбинный двигатель | |
| CN103477032A (zh) | 燃气轮机 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190821 |