RU2015134094A - Система удерживания и распределения тепла для газотурбинных двигателей - Google Patents

Система удерживания и распределения тепла для газотурбинных двигателей Download PDF

Info

Publication number
RU2015134094A
RU2015134094A RU2015134094A RU2015134094A RU2015134094A RU 2015134094 A RU2015134094 A RU 2015134094A RU 2015134094 A RU2015134094 A RU 2015134094A RU 2015134094 A RU2015134094 A RU 2015134094A RU 2015134094 A RU2015134094 A RU 2015134094A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
section
air
compressor
exhaust
engine
Prior art date
Application number
RU2015134094A
Other languages
English (en)
Inventor
Кевин М. ЛАЙТ
Кристофер В. ГРОСС
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 RU2015134094A publication Critical patent/RU2015134094A/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
    • F02C7/08—Heating air supply before combustion, e.g. by exhaust gases
    • 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
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
    • 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
    • F01D25/10—Heating, e.g. warming-up before starting
    • 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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/85—Starting

Landscapes

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

Claims (43)

1. Газотурбинный двигатель, содержащий
секцию компрессора, в которой воздух, втягиваемый в путь потока двигателя, сжимается;
секцию камер сгорания, в которой топливо смешивается с по меньшей мере частью сжатого воздуха и сгорает, чтобы произвести горячие рабочие газы;
секцию турбины, в которой горячие рабочие газы из секции камер сгорания расширяются в пути потока, чтобы извлекать из них энергию во время первого режима работы;
выхлопной патрубок ниже по потоку от секции турбины для приема выхлопных газов, содержащих расширенные горячие рабочие газы из секции турбины; и
систему удерживания тепла, работающую во втором режиме работы после остановки двигателя, чтобы поддерживать повышенную температуру в компонентах каждой из секции компрессора, секции камер сгорания и секции турбины, чтобы осуществлять снижение потребления эффективного циклического срока службы компонентов и увеличивать интервал технического обслуживания, связанный с потреблением эффективного циклического срока службы.
2. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором система удерживания тепла включает в себя конструкцию, рециркулирующую воздух, который был нагрет во время прохождения воздуха через двигатель, нагретый воздух, рециркулируемый из выхлопного патрубка в местоположение выше по потоку пути потока во время второго режима работы.
3. Газотурбинный двигатель по п. 2, в котором система удерживания тепла рециркулирует нагретый воздух в непрерывной цепи рециркуляции, которая тянется через секции камер сгорания и турбины до местоположения в выхлопном патрубке, в котором нагретый воздух извлекается из пути потока, чтобы входить в конструкцию, рециркулирующую нагретый воздух в местоположение выше по потоку.
4. Газотурбинный двигатель по п. 3, включающий в себя множество воздушных протоков, расположенных по окружности вокруг двигателя, чтобы сформировать множество цепей рециркуляции.
5. Газотурбинный двигатель по п. 2, в котором поток через каждую из цепей рециркуляции регулируется индивидуально, чтобы обеспечить разные потоки через разные цепи рециркуляции, чтобы выравнивать температуру двигателя в направлении вдоль окружности.
6. Газотурбинный двигатель по п. 2, в котором конструкция, рециркулирующая нагретый воздух, сформирована посредством канала для отбираемого воздуха, переносящего отбираемый воздух в выхлопной патрубок из полости для отбираемого воздуха в компрессоре во время третьего режима работы перед первым режимом работы.
7. Газотурбинный двигатель по п. 2, в котором рециркулирующий поток нагретого воздуха поддерживает зазор между лопастями компрессора и окружающим держателем лопатки в секции компрессора.
8. Газотурбинный двигатель, содержащий
секцию компрессора, в которой воздух, втягиваемый в путь потока двигателя, сжимается, компрессор, содержащий наружный корпус компрессора и множество отверстий для отбираемого воздуха компрессора, сформированных в наружном корпусе компрессора;
секцию камер сгорания, в которой топливо смешивается с по меньшей мере частью сжатого воздуха из секции компрессора и сгорает, чтобы произвести горячие рабочие газы;
секцию турбины, в которой горячие рабочие газы из секции камер сгорания расширяются, чтобы извлекать из них энергию, при этом по меньшей мере часть извлекаемой энергии используется, чтобы вращать ротор турбины, во время первого режима работы;
выхлопной патрубок ниже по потоку от секции турбины, выхлопной патрубок, содержащий корпус патрубка для приема выхлопных газов, содержащих расширенные горячие рабочие газы из секции турбины;
множество отверстий патрубка, сформированных в корпусе патрубка;
множество каналов для отбираемого воздуха, тянущихся от каждого из отверстий для отбираемого воздуха компрессора до каждого из отверстий патрубка для переноса отбираемого воздуха
из секции компрессора в патрубок во время третьего режима работы перед первым режимом работы;
секцию возврата выхлопных газов, связанную с каждым из каналов для отбираемого воздуха, каждая секция возврата выхлопных газов, содержащая впуск секции возврата выхлопных газов и выпуск секции возврата выхлопных газов, расположенные на соответствующем канале для отбираемого воздуха между соответствующими отверстиями патрубка и отверстиями для отбираемого воздуха компрессора; и
секции возврата выхлопных газов, переносящие воздух, который был нагрет во время прохождения воздуха через двигатель, нагретый воздух, рециркулируемый из выхлопного патрубка в секцию компрессора через соответствующие каналы для отбираемого воздуха во время второго режима работы, содержащего вращение ротора турбины после остановки двигателя, завершающей первый режим работы.
9. Газотурбинный двигатель по п. 8, включающий в себя конструкцию клапанов в каждом из каналов для отбираемого воздуха и каждой из секций возврата выхлопных газов для предотвращения потока отбираемого воздуха через секцию возврата выхлопных газов во время первого и третьего режимов работы, и для предотвращения потока воздуха через секцию канала для отбираемого воздуха между впуском и выпуском секции возврата выхлопных газов, в то же время пропуская поток нагретого воздуха через секцию возврата выхлопных газов во время второго режима работы.
10. Газотурбинный двигатель по п. 9, в котором конструкция клапана, пропускающая поток нагретого воздуха через секцию возврата выхлопных газов, включает в себя выхлопной клапан, каждый выхлопной клапан, имеющий множество частично открытых положений между полностью закрытым положением и полностью открытым положением, и включающий в себя контроллер, соединенный с каждым выхлопным клапаном для обеспечения по-разному распределенного потока нагретого воздуха к разным местоположениям вдоль окружности вокруг секции компрессора, чтобы обеспечивать выровненную по окружности температуру в секции компрессора.
11. Газотурбинный двигатель по п. 9, в котором каждая из секций возврата выхлопных газов включает в себя нагнетатель для создания потока нагретого воздуха из выхлопного патрубка в секцию компрессора во время второго режима работы.
12. Газотурбинный двигатель по п. 8, в котором нагретый воздух переносится в полость для отбираемого воздуха, расположенную вдоль окружности вокруг секции компрессора, и разгружается из полости для отбираемого воздуха в путь потока двигателя, чтобы осуществлять нагревание секции камер сгорания и секции турбины во время второго режима работы.
13. Газотурбинный двигатель по п. 12, в котором интервал технического обслуживания двигателя определяется посредством по меньшей мере одного параметра, содержащего количество циклов холодного запуска, каждый цикл холодного запуска, определяемый запуском двигателя, когда один или более компонентов имеют более низкую температуру, чем предопределенная холодная температура для компонента, и нагревание секции камер сгорания и секции турбины во время второго режима работы осуществляет увеличение интервала технического обслуживания посредством поддерживания температуры одного или более компонентов, расположенных в секции камер сгорания и секции турбины, выше предопределенной холодной температуры для компонентов в течение увеличенного периода времени.
14. Газотурбинный двигатель по п. 13, в котором второй режим работы содержит работу поворотного механизма двигателя сразу после первого режима работы двигателя, в котором он производит энергию.
15. Газотурбинный двигатель по п. 14, в котором третий режим работы содержит операцию запуска двигателя на более низкой, чем полная, мощности, при этом воздух отбирается из полости для отбираемого воздуха в секции компрессора в выхлопной патрубок, чтобы осуществлять уменьшение давления в нижнем по потоку местоположении компрессора.
16. Газотурбинный двигатель, содержащий
секцию компрессора, в которой воздух, втягиваемый в путь потока двигателя, сжимается, компрессор, содержащий наружный корпус компрессора, полость для отбираемого воздуха компрессора, сформированная между наружным корпусом и держателем лопатки компрессора, и множество отверстий для отбираемого воздуха компрессора, сформированных в наружном корпусе компрессора в полости для отбираемого воздуха компрессора;
секцию камер сгорания, в которой топливо смешивается с по меньшей мере частью сжатого воздуха из секции компрессора и сгорает, чтобы произвести горячие рабочие газы;
секцию турбины, в которой горячие рабочие газы из секции камер сгорания расширяются, чтобы извлекать из них энергию, при этом по меньшей мере часть извлекаемой энергии используется, чтобы вращать ротор турбины, во время первого режима работы;
выхлопной патрубок ниже по потоку от секции турбины, выхлопной патрубок, содержащий корпус патрубка для приема выхлопных газов, содержащих расширенные горячие рабочие газы из секции турбины;
множество отверстий патрубка, сформированных в корпусе патрубка;
множество каналов для отбираемого воздуха, тянущихся от каждого из отверстий для отбираемого воздуха компрессора до каждого из отверстий патрубка для переноса отбираемого воздуха из секции компрессора в патрубок во время третьего режима работы, содержащего операцию запуска двигателя непосредственно перед первым режимом работы;
секцию возврата выхлопных газов, связанную с каждым из каналов для отбираемого воздуха, каждая секция возврата выхлопных газов, содержащая впуск секции возврата выхлопных газов и выпуск секции возврата выхлопных газов, расположенные на соответствующем канале для отбираемого воздуха между соответствующими отверстиями патрубка и отверстиями для отбираемого воздуха компрессора;
секции возврата выхлопных газов, переносящие воздух, который был нагрет во время прохождения воздуха через двигатель, нагретый воздух, рециркулируемый из выхлопного патрубка в секцию компрессора через соответствующие каналы для отбираемого воздуха во время второго режима работы, содержащего вращение ротора
турбины во время работы поворотного механизма после остановки двигателя, завершающей первый режим работы.
17. Газотурбинный двигатель по п. 16, в котором рециркулирующий поток нагретого воздуха, подаваемый из выхлопного патрубка, переносится из секции компрессора в секцию камер сгорания и секцию турбины во время второго режима работы.
18. Газотурбинный двигатель по п. 17, в котором интервал технического обслуживания двигателя определяется посредством по меньшей мере одного параметра, содержащего количество циклов холодного запуска, каждый цикл холодного запуска, определяемый запуском двигателя, когда один или более компонентов имеют более низкую температуру, чем предопределенная холодная температура для компонента, и рециркулирующий поток нагретого воздуха в секцию камер сгорания и секцию турбины осуществляет увеличение интервала технического обслуживания посредством поддерживания температуры одного или более компонентов, расположенных в секции камер сгорания и секции турбины, выше предопределенной холодной температуры для компонентов в течение увеличенного периода времени.
19. Газотурбинный двигатель по п. 18, в котором рециркулирующий поток нагретого воздуха снижает тепловую механическую усталость компонентов в секции камер сгорания и секции турбины.
20. Газотурбинный двигатель по п. 19, в котором рециркулирующий поток нагретого воздуха поддерживает зазор между лопастями компрессора и окружающим держателем лопатки в секции компрессора.
RU2015134094A 2013-02-15 2014-02-05 Система удерживания и распределения тепла для газотурбинных двигателей RU2015134094A (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/767,928 US20140230400A1 (en) 2013-02-15 2013-02-15 Heat retention and distribution system for gas turbine engines
US13/767,928 2013-02-15
PCT/US2014/014824 WO2014126760A1 (en) 2013-02-15 2014-02-05 Heat retention and distribution system for gas turbine engines

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2015134094A true RU2015134094A (ru) 2017-03-21

Family

ID=50138007

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015134094A RU2015134094A (ru) 2013-02-15 2014-02-05 Система удерживания и распределения тепла для газотурбинных двигателей

Country Status (6)

Country Link
US (1) US20140230400A1 (ru)
EP (1) EP2956621A1 (ru)
JP (1) JP2016508569A (ru)
CN (1) CN104995374A (ru)
RU (1) RU2015134094A (ru)
WO (1) WO2014126760A1 (ru)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3056666A1 (de) * 2015-02-13 2016-08-17 Siemens Aktiengesellschaft Radscheibenelement für zwei laufschaufelreihen, verdichterlaufrad, strömungsmaschine und verfahren zum temperieren eines solchen radscheibenelements
EP3091197A1 (en) * 2015-05-07 2016-11-09 General Electric Technology GmbH Method for controlling the temperature of a gas turbine during a shutdown
US11149642B2 (en) * 2015-12-30 2021-10-19 General Electric Company System and method of reducing post-shutdown engine temperatures
IT201600107332A1 (it) * 2016-10-25 2018-04-25 Nuovo Pignone Tecnologie Srl Sistema di turbina a gas con disposizione per convogliare lo spurgo / gas turbine system with bleed routing arrangement
KR101889543B1 (ko) * 2017-02-23 2018-08-17 두산중공업 주식회사 블레이드 팁 간극 제어를 위한 핫 가스 공급 시스템
US10428676B2 (en) * 2017-06-13 2019-10-01 Rolls-Royce Corporation Tip clearance control with variable speed blower
GB2571992A (en) * 2018-03-16 2019-09-18 Rolls Royce Plc Gas turbine engine and method of maintaining a gas turbine engine
WO2020046375A1 (en) * 2018-08-31 2020-03-05 Siemens Aktiengesellschaft Method of operation of inlet heating system for clearance control
US11725579B2 (en) * 2019-02-13 2023-08-15 Turbogen Ltd. Cooling system for recuperated gas turbine engines
US11773776B2 (en) 2020-05-01 2023-10-03 General Electric Company Fuel oxygen reduction unit for prescribed operating conditions
US11643966B2 (en) * 2021-08-12 2023-05-09 General Electric Company System and method for controlling low pressure recoup air in gas turbine engine

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
DE4327376A1 (de) * 1993-08-14 1995-02-16 Abb Management Ag Verdichter sowie Verfahren zu dessen Betrieb
DE4411616C2 (de) * 1994-04-02 2003-04-17 Alstom Verfahren zum Betreiben einer Strömungsmaschine
EP1895095A1 (en) * 2006-09-04 2008-03-05 Siemens Aktiengesellschaft Turbine engine and method of operating the same
US8172521B2 (en) * 2009-01-15 2012-05-08 General Electric Company Compressor clearance control system using turbine exhaust
US8210801B2 (en) * 2009-01-29 2012-07-03 General Electric Company Systems and methods of reducing heat loss from a gas turbine during shutdown

Also Published As

Publication number Publication date
CN104995374A (zh) 2015-10-21
US20140230400A1 (en) 2014-08-21
EP2956621A1 (en) 2015-12-23
WO2014126760A1 (en) 2014-08-21
JP2016508569A (ja) 2016-03-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2015134094A (ru) Система удерживания и распределения тепла для газотурбинных двигателей
US8820091B2 (en) External cooling fluid injection system in a gas turbine engine
US9376961B2 (en) System for controlling a flow rate of a compressed working fluid to a combustor fuel injector
JP5571106B2 (ja) ガスタービン
US10415432B2 (en) Power plant with steam generation and fuel heating capabilities
US20160290235A1 (en) Heat pipe temperature management system for a turbomachine
US8820090B2 (en) Method for operating a gas turbine engine including a combustor shell air recirculation system
CN102094713A (zh) 减少关机期间来自燃气涡轮机的热损失的系统和方法
RU2013149862A (ru) Газотурбинный узел и соответствующий способ работы
US20170037730A1 (en) Gas turbine
US8893510B2 (en) Air injection system in a gas turbine engine
RU2013125143A (ru) Нагнетательная система для газотурбинной системы, газотурбинная система и способ работы газовой турбины
JP2015017608A (ja) ガスタービン・シュラウド冷却
US20140060082A1 (en) Combustor shell air recirculation system in a gas turbine engine
JP6870970B2 (ja) タービン抽出による蒸気発生システム
JP2009250605A (ja) ガスタービンエンジン用の再熱燃焼器
JP2014224531A (ja) ガスタービンのタービン部用のタービンロータブレード
JP2017110646A (ja) 燃焼器ガス抽出により蒸気を発生する発電プラント
JP2015031282A (ja) 熱伝達アセンブリおよびその組み付け方法
US20160061060A1 (en) Combined cycle power plant thermal energy conservation
GB2544809B (en) Internal combustion with asymmetric twin scroll turbine and increased efficiency
KR102307706B1 (ko) 외부 냉각시스템을 포함하는 가스터빈 및 이의 냉각방법
CN211448781U (zh) 一种燃料参与涡轮叶片冷却的系统
KR20190059332A (ko) 외부 냉각시스템을 포함하는 가스터빈 및 이의 냉각방법
JP6783043B2 (ja) 複合サイクル発電プラントの熱エネルギー節減方法

Legal Events

Date Code Title Description
FA93 Acknowledgement of application withdrawn (no request for examination)

Effective date: 20170206