RU2015145806A - Система управления температурой останова турбинного двигателя - Google Patents

Система управления температурой останова турбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2015145806A
RU2015145806A RU2015145806A RU2015145806A RU2015145806A RU 2015145806 A RU2015145806 A RU 2015145806A RU 2015145806 A RU2015145806 A RU 2015145806A RU 2015145806 A RU2015145806 A RU 2015145806A RU 2015145806 A RU2015145806 A RU 2015145806A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine
exhaust
air
cavity
control system
Prior art date
Application number
RU2015145806A
Other languages
English (en)
Inventor
Хосе Л. РОДРИГЕС
Дэвид А. ЛИТТЛ
Цзипин ЧЖАН
Патрик М. ПИЛАПИЛ
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 RU2015145806A publication Critical patent/RU2015145806A/ru

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
    • 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
    • F01D19/00—Starting of machines or engines; Regulating, controlling, or safety means in connection therewith
    • F01D19/02—Starting of machines or engines; Regulating, controlling, or safety means in connection therewith dependent on temperature of component parts, e.g. of turbine-casing
    • 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
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/26—Double casings; Measures against temperature strain in casings
    • 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
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Exhaust Silencers (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Claims (15)

1. Система (10) управления температурой останова турбинного двигателя, отличающаяся тем, что содержит
компонент (38) турбинного двигателя, расположенный внутри корпуса (34) турбины таким образом, что между ними имеется полость (12);
по меньшей мере, один воздушный усилитель (24), имеющий полую камеру, причем упомянутый, по меньшей мере, один воздушный усилитель (24) простирается в полость (12) и имеет продольную ось (30), которая не параллельна продольной оси (32) корпуса (34) турбины, причем выхлопное отверстие (26) упомянутого, по меньшей мере, одного воздушного усилителя (24) направлено с возможностью выхлопа воздуха в направлении, которое не параллельно продольной оси (32) корпуса (34) турбины; и
при этом упомянутый, по меньшей мере, один воздушный усилитель (24) сообщается по текучей среде с источником (36) снабжения воздухом, допуская выхлоп воздуха из упомянутого, по меньшей мере, одного воздушного усилителя (24) в упомянутый, по меньшей мере, один воздушный усилитель (24).
2. Система (10) управления температурой останова турбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что корпус (34) турбины представляет собой выхлопной патрубок (42) турбины, образующий переднюю полость (44) у наружного диаметра.
3. Система (10) управления температурой останова турбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что корпус (34) турбины представляет собой корпус (46) камеры сгорания турбины, образующий полость (48) в середине корпуса камеры сгорания турбины.
4. Система (10) управления температурой останова турбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что компонент (38) турбинного двигателя, расположенный концентрически внутри корпуса (34) турбины, является обоймой (50) турбины.
5. Система (10) управления температурой останова турбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один воздушный усилитель (24) смещен в полости (12) таким образом, что упомянутый, по меньшей мере, один воздушный усилитель (24) располагается радиально снаружи от продольной оси (32) корпуса (34) турбины.
6. Система (10) управления температурой останова турбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один воздушный усилитель (24) содержит первый воздушный усилитель (74), простирающийся в полость (12) и имеющий продольную ось, которая не параллельна продольной оси (32) корпуса (34) турбины, причем выхлопное отверстие (26) первого воздушного усилителя (74) направлено с возможностью выхлопа воздуха в направлении, которое не параллельно продольной оси корпуса (34) турбины, и второй воздушный усилитель (76), простирающийся в полость (76) и имеющий продольную ось, которая не параллельна продольной оси (32) корпуса (34) турбины, причем выхлопное отверстие (26) второго воздушного усилителя (76) направлено с возможностью выхлопа воздуха в направлении, которое не параллельно продольной оси (32) корпуса (34) турбины, и в том же окружном направлении, что и воздух, выхлоп которого происходит из выхлопного отверстия (26) первого воздушного усилителя (74).
7. Система (10) управления температурой останова турбинного двигателя по п. 6, отличающаяся тем, что первый и второй воздушные усилители (74, 76) разнесены друг от друга на противоположных сторонах полости (12), увлекая окружной поток воздуха и поддерживая подходящую температуру окружного потока воздуха по всей полости (12).
8. Система (10) управления температурой останова турбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один воздушный усилитель (24) образован из надставки (70), контактирующей с опорой, и выхлопной области (72), ограничивающей выхлопное отверстие (26), причем надставка (70), контактирующая с опорой, простирается через корпус (34) турбины, а выхлопная область (72) расположена в полости (12), при этом выхлопная область (72) не параллельна и не перпендикулярна надставке (70), контактирующей с опорой.
9. Система (10) управления температурой останова турбинного двигателя по п. 8, отличающаяся тем, что выхлопная область (72) выровнена тангенциально с внутренней поверхностью (62) корпуса (34) турбины, образующей полость (12).
10. Система (10) управления температурой останова турбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один воздушный усилитель (24) образован из надставки (70), контактирующей с опорой, и выхлопной области (72), ограничивающей выхлопное отверстие (26), причем надставка (70), контактирующая с опорой, простирается через корпус (34) турбины, а выхлопная область (72) расположена в полости (12), при этом выхлопная область (72) перпендикулярна надставке (70), контактирующей с опорой.
11. Система (10) управления температурой останова турбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один воздушный усилитель (24) расположен не дальше, чем на некотором расстоянии от внутренней поверхности (62) внешней стенки (64), которое составляет 20% расстояния радиальной протяженности от внутренней поверхности (62) корпуса (34) турбины, образующей внешнюю стенку (64) полости (12), до внутренней поверхности (66), образующей внутреннюю стенку (68) полости (12).
12. Система (10) управления температурой останова турбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что выхлопное отверстие (26) воздушного усилителя (24), если смотреть со стороны, находящейся ниже по течению в осевом направлении от нижней мертвой точки, может быть смещено в окружном направлении от верхней мертвой точки (52), нижней мертвой точки (54), левой боковой точки (56) и правой боковой точки (58).
RU2015145806A 2013-04-26 2014-04-16 Система управления температурой останова турбинного двигателя RU2015145806A (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/871,080 US20140321981A1 (en) 2013-04-26 2013-04-26 Turbine engine shutdown temperature control system
US13/871,080 2013-04-26
PCT/US2014/034296 WO2014176085A1 (en) 2013-04-26 2014-04-16 Turbine engine shutdown temperature control system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2015145806A true RU2015145806A (ru) 2017-06-02

Family

ID=50694079

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015145806A RU2015145806A (ru) 2013-04-26 2014-04-16 Система управления температурой останова турбинного двигателя

Country Status (6)

Country Link
US (1) US20140321981A1 (ru)
EP (1) EP2989297A1 (ru)
JP (1) JP2016516941A (ru)
CN (1) CN105121789A (ru)
RU (1) RU2015145806A (ru)
WO (1) WO2014176085A1 (ru)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11149642B2 (en) * 2015-12-30 2021-10-19 General Electric Company System and method of reducing post-shutdown engine temperatures
US10539079B2 (en) * 2016-02-12 2020-01-21 United Technologies Corporation Bowed rotor start mitigation in a gas turbine engine using aircraft-derived parameters
US11035251B2 (en) * 2019-09-26 2021-06-15 General Electric Company Stator temperature control system for a gas turbine engine
US11719113B2 (en) * 2020-02-05 2023-08-08 Raytheon Technologies Corporation Cooling system for power cables in a gas turbine engine
US11585291B2 (en) 2020-09-11 2023-02-21 Raytheon Technologies Corporation Tail cone ejector for power cable cooling system in a gas turbine engine
CN114198153B (zh) * 2020-09-17 2024-05-03 中国航发商用航空发动机有限责任公司 涡轮叶片冷却系统及航空发动机
US11578657B2 (en) 2020-10-27 2023-02-14 Raytheon Technologies Corporation Power cable cooling system in a gas turbine engine
US11668206B1 (en) * 2022-03-09 2023-06-06 General Electric Company Temperature gradient control system for a compressor casing

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10352089A1 (de) * 2003-11-07 2005-06-09 Alstom Technology Ltd Verfahren zum Betreiben einer Turbomaschine, und Turbomaschine
JP2006037855A (ja) * 2004-07-28 2006-02-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 車室ケーシング及びガスタービン
US7987660B2 (en) * 2005-06-10 2011-08-02 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine, method of controlling air supply and computer program product for controlling air supply
JP4523876B2 (ja) * 2005-06-10 2010-08-11 三菱重工業株式会社 ガスタービン及び空気供給制御方法、並びに空気供給制御用コンピュータプログラム
US7798765B2 (en) * 2007-04-12 2010-09-21 United Technologies Corporation Out-flow margin protection for a gas turbine engine
JP5984447B2 (ja) * 2012-03-26 2016-09-06 三菱重工業株式会社 ガスタービンの車室の変形を防止する方法、これを実行するパージ装置、及びこの装置を備えているガスタービン
US9091171B2 (en) * 2012-10-30 2015-07-28 Siemens Aktiengesellschaft Temperature control within a cavity of a turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
US20140321981A1 (en) 2014-10-30
JP2016516941A (ja) 2016-06-09
CN105121789A (zh) 2015-12-02
EP2989297A1 (en) 2016-03-02
WO2014176085A1 (en) 2014-10-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2015145806A (ru) Система управления температурой останова турбинного двигателя
RU2014140470A (ru) Глушитель впускной системы (варианты)
WO2014178731A3 (en) A rotor assembly for an open cycle engine, and an open cycle engine
RU2013111159A (ru) Система подачи рабочей жидкости
GB2548040A (en) Compact side inlet and outlet exhaust aftertreatment system
RU2013141399A (ru) Акустическое демпфирующее устройство для камеры сгорания
JP2016016759A5 (ru)
WO2015112227A3 (en) Multiple injector holes for gas turbine engine vane
RU2013108310A (ru) Камера сгорания (варианты)
JP2016017468A5 (ru)
RU2015132757A (ru) Жаровая труба камеры сгорания для трубчато-кольцевого газотурбинного двигателя и способ изготовления такой жаровой трубы
RU2013150635A (ru) Устройство теплообменника, в частности, для системы отопления транспортного средства
RU2015150455A (ru) Система забора воздуха для двигателя внутреннего сгорания (2 варианта)
JP2015512490A5 (ru)
RU2015117261A (ru) Акустическая демпфирующая система для камеры сгорания газотурбинного двигателя
JP2016108964A5 (ru)
RU2012157161A (ru) Камера сгорания (варианты) и способ прочистки камеры сгорания
RU2009106156A (ru) Системы и способы внутреннего охлаждения рабочего колеса паровой турбины
WO2013058499A3 (ko) 금속폼을 이용한 매연저감장치
FI20115746A0 (fi) Polttomoottorin polttoaineen syöttölaitteen imuventtiili
JP2017155955A5 (ru)
EP3171014A3 (en) Air intake device of internal combustion engine
FR2958012B1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine
RU2012158339A (ru) Камера сгорания турбомашины (варианты)
RU2014130185A (ru) Каталитическая камера сгорания газотурбинного двигателя

Legal Events

Date Code Title Description
FA94 Acknowledgement of application withdrawn (non-payment of fees)

Effective date: 20200310