RU2269005C1 - Gas-turbine power plant - Google Patents
Gas-turbine power plant Download PDFInfo
- Publication number
- RU2269005C1 RU2269005C1 RU2004110415/06A RU2004110415A RU2269005C1 RU 2269005 C1 RU2269005 C1 RU 2269005C1 RU 2004110415/06 A RU2004110415/06 A RU 2004110415/06A RU 2004110415 A RU2004110415 A RU 2004110415A RU 2269005 C1 RU2269005 C1 RU 2269005C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input device
- turbine
- free power
- gas
- labyrinth
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к газотурбинным установкам наземного применения для механического привода и для привода электрогенератора.The invention relates to gas turbine installations for ground use for a mechanical drive and for driving an electric generator.
Известна газотурбинная установка, включающая компрессор, камеру сгорания, турбину привода компрессора и установленную на выходе силовую свободную турбину [1].Known gas turbine installation, comprising a compressor, a combustion chamber, a compressor drive turbine and an installed free power turbine at the output [1].
Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за повышенной температуры радиально-упорного подшипника, размещенного в зоне воздействия горячих газов.A disadvantage of the known design is its low reliability due to the increased temperature of the angular contact bearing located in the zone of influence of hot gases.
Наиболее близкой к заявляемой конструкции является газотурбинная установка с силовой свободной турбиной и с разгрузочной полостью, расположенной перед подшипником и образованной лабиринтным диском и статорным фланцем лабиринтного уплотнения [2].Closest to the claimed design is a gas turbine unit with a power free turbine and a discharge cavity located in front of the bearing and formed by a labyrinth disk and stator flange of the labyrinth seal [2].
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность вследствие повышенной температуры воздуха, поступающего из-за промежуточной ступени компрессора на наддув разгрузочной полости и вызывающего излишний подогрев подшипника и лабиринтного диска, а также из-за возможного обледенения внутренней трактовой стенки входного устройства.A disadvantage of the known design adopted for the prototype is its low reliability due to the increased temperature of the air coming in due to the intermediate stage of the compressor to pressurize the discharge cavity and causing excessive heating of the bearing and the labyrinth disk, and also because of the possible icing of the inner path wall of the input device.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности энергетической газотурбинной установки путем охлаждения воздуха, поступающего на наддув разгрузочной полости, с одновременным интенсивным подогревом внутренней трактовой стенки входного устройства - для предотвращения ее обледенения в условиях повышенной влажности и пониженной температуры атмосферного воздуха.The technical problem to which the claimed invention is directed is to increase the reliability of an energy gas turbine installation by cooling the air entering the boost of the discharge cavity, while simultaneously heating the inner path wall of the inlet device to prevent icing under conditions of high humidity and low temperature. .
Сущность технического решения заключается в том, что в энергетической газотурбинной установке, содержащей газотурбинный двигатель, в котором входное устройство снабжено статорным фланцем, а ротор свободной силовой турбины с радиально-упорным подшипником, размещенным со стороны входного устройства, выполнен с лабиринтным диском, образующим лабиринтное уплотнение со статорным фланцем, причем статорным фланцем и лабиринтным диском с корпусом входного устройства образована разгрузочная полость свободной силовой турбины, согласно изобретению, в разгрузочной полости свободной силовой турбины установлен дефлектор, образующий кольцевой щелевой канал с поверхностью части внутренней трактовой стенки входного устройства, причем щелевой канал на входе соединен с промежуточной ступенью компрессора, а на выходе через перфорацию соединен с разгрузочной полостью свободной силовой турбины. Площадь радиального кольцевого зазора в лабиринтном уплотнении составляет 0,01...0,001 от площади поверхности внутренней трактовой стенки входного устройства, образующей щелевой канал с дефлектором.The essence of the technical solution lies in the fact that in an energy gas turbine installation containing a gas turbine engine in which the input device is equipped with a stator flange and the rotor of the free power turbine with an angular contact bearing located on the input device side is made with a labyrinth disk forming a labyrinth seal with a stator flange, with a stator flange and a labyrinth disk with an input device housing, an unloading cavity of a free power turbine is formed, according to eteniyu, a free power turbine discharge cavity mounted deflector forming an annular channel with the slotted surface of the inner wall Traktovaya input device, wherein the slotted bore inlet connected to an intermediate stage of the compressor, and the output is connected through the perforations with the discharge cavity free power turbine. The area of the radial annular gap in the labyrinth seal is 0.01 ... 0.001 of the surface area of the inner path wall of the input device forming a slotted channel with a deflector.
Установка дефлектора в разгрузочной полости свободной силовой турбины, образующего кольцевой щелевой канал с поверхностью части внутренней трактовой стенки входного устройства позволяет существенно (на 30-90°С) снизить температуру воздуха, поступающего на наддув разгрузочной полости, за счет его охлаждения атмосферным воздухом, поступающим на вход в газотурбинную установку, что повышает надежность лабиринтного диска и радиально-упорного подшипника за счет снижения их температуры.The installation of a deflector in the discharge cavity of a free power turbine, forming an annular slot channel with the surface of a part of the internal path wall of the input device, can significantly (by 30-90 ° C) reduce the temperature of the air entering the boost of the discharge cavity due to its cooling with atmospheric air supplied to the entrance to the gas turbine installation, which increases the reliability of the labyrinth disk and angular contact bearing by reducing their temperature.
Соединение кольцевого щелевого канала на входе с промежуточной ступенью компрессора, а на выходе через перфорацию с разгрузочной полостью способствует равномерному распределению в окружном направлении воздуха в щелевом канале и более интенсивному его охлаждению. Одновременно за счет подогрева внутренней трактовой стенки исключается ее обледенение в условиях пониженных температур и повышенной влажности атмосферного воздуха, однако излишний подогрев внутренней трактовой стенки входного устройства приводит к излишнему подогреву атмосферного воздуха, поступающего на вход в газотурбинную установку и к снижению ее КПД вследствие увеличения работы компрессора на сжатие подогретого воздуха.The connection of the annular slotted channel at the inlet with the intermediate stage of the compressor, and at the outlet through the perforation with the discharge cavity, promotes uniform distribution in the circumferential direction of air in the slotted channel and more intensive cooling. At the same time, due to the heating of the internal path wall, icing is excluded under conditions of low temperatures and high humidity of the atmospheric air, however, excessive heating of the internal path wall of the inlet device leads to excessive heating of the atmospheric air entering the gas turbine unit and to a decrease in its efficiency due to increased compressor operation to compress the heated air.
Так как величина подогрева атмосферного воздуха зависит от площади F1 поверхности части внутренней трактовой стенки входного устройства, образующей щелевой канал с дефлектором и расхода воздуха на наддув разгрузочной полости, величина которого зависит от площади F2 радиального кольцевого зазора в лабиринтном уплотнении, то площадь F2 зазора в лабиринтном уплотнении составляет 0,01...0,001 от площади F1.Since the amount of atmospheric air heating depends on the surface area F1 of the part of the inner path wall of the input device forming a slotted channel with a deflector and the air flow rate to pressurize the discharge cavity, the value of which depends on the area F2 of the radial annular gap in the labyrinth seal, the clearance area F2 in the labyrinth compaction is 0.01 ... 0.001 of the area F1.
При F2>0,01F1 - снижается надежность газотурбинной установки из-за повышенной температуры воздуха, поступающего в разгрузочную полость, что приводит к повышению температуры лабиринтного диска и радиально-упорного подшипника.At F2> 0.01F1, the reliability of the gas turbine installation decreases due to the increased temperature of the air entering the discharge cavity, which leads to an increase in the temperature of the labyrinth disk and the angular contact bearing.
При F2<0,001F1 - снижается надежность и КПД газотурбинной установки из-за излишнего повышения температуры атмосферного воздуха, поступающего на вход в газотурбинную установку.At F2 <0.001F1, the reliability and efficiency of the gas turbine installation decreases due to an excessive increase in the temperature of the air entering the gas turbine installation.
На фиг.1 изображен продольный разрез газотурбинной установки.Figure 1 shows a longitudinal section of a gas turbine installation.
На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.Figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view.
Энергетическая газотурбинная установка 1 состоит из входного устройства 2, входного силового корпуса 3, компрессора 4, камеры сгорания 5, турбины привода компрессора 6 и силовой свободной турбины 7, мощность которой через упругую муфту 8, расположенную со стороны входного устройства 2, передается для привода электрогенератора или для механического привода (не показано).Для компенсации осевой силы, создаваемой ротором 9 силовой турбины 7, перед радиально-упорным шариковым подшипником 10 выполнена разгрузочная полость 11, ограниченная с передней стороны установленным на валу 12 лабиринтным диском 13 и статорным фланцем 14, которые образуют между собой лабиринтное уплотнение 15. Входное устройство 2 состоит из внешней 16 и внутренней 17 трактовых стенок, в канале 18 между которыми протекает атмосферный воздух 19, поступающий на вход в газотурбинную установку 1. В разгрузочной полости 11 установлен дефлектор 20, образующий кольцевой щелевой канал 21 с внутренней трактовой стенкой 17 входного устройства 2. Щелевой канал 21 на входе трубой 22 соединен с промежуточной ступенью компрессора 4, а на выходе через перфорацию 23 - с разгрузочной полостью 11. Охлажденный воздух 24 из разгрузочной полости 11 истекает преимущественно через лабиринтное уплотнение 15, например, в атмосферу.An energy gas turbine installation 1 consists of an input device 2, an input power housing 3, a compressor 4, a combustion chamber 5, a compressor drive turbine 6 and a power free turbine 7, the power of which is transmitted through an elastic coupling 8 located on the input device 2 side to drive the electric generator or for a mechanical drive (not shown). To compensate for the axial force created by the rotor 9 of the power turbine 7, an unloading cavity 11 is limited in front of the angular contact ball bearing 10 side mounted on the shaft 12 labyrinth disk 13 and the
Работает устройство следующим образом.The device operates as follows.
При работе энергетической газотурбинной установки 1 воздух 24, поступающий из-за промежуточной ступени компрессора 4 в разгрузочную полость 11, интенсивно охлаждается в щелевом канале 21, что способствует снижению температуры и повышению надежности деталей и узлов, расположенных в разгрузочной полости 11, в том числе лабиринтного диска 13 и подшипника 10. Интенсивному охлаждению воздуха 24 способствуют увеличенные по площади внешняя 25 и внутренняя 26 поверхности теплообмена внутренней трактовой стенки 17, на поверхности 25 которой исключено образование льда. При этом благодаря оптимальному подбору проходной площади F2 в лабиринтном уплотнении 15 по лабиринтному диску 13 и площади F1 внутренней поверхности 26 трактовой стенки 17 подогрев атмосферного воздуха 19 на входе в компрессор 4 установки 1 минимален, что минимизирует снижение КПД и мощности установки 1.When the power gas turbine unit 1 is operating, the
Источники информацииInformation sources
1. Б.С.Ревзин, Газотурбинные газоперекачивающие установки, М.: Недра, 1986 г., стр.132, рис.70.1. B.S. Revzin, Gas turbine gas pumping units, M .: Nedra, 1986, p. 132, Fig. 70.
2. Патент RU, №2172842 от 12.10.99 г. - прототип.2. Patent RU, No. 2172842 from 10.10.99, the prototype.
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004110415/06A RU2269005C1 (en) | 2004-04-06 | 2004-04-06 | Gas-turbine power plant |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004110415/06A RU2269005C1 (en) | 2004-04-06 | 2004-04-06 | Gas-turbine power plant |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2004110415A RU2004110415A (en) | 2005-10-20 |
RU2269005C1 true RU2269005C1 (en) | 2006-01-27 |
Family
ID=35862533
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004110415/06A RU2269005C1 (en) | 2004-04-06 | 2004-04-06 | Gas-turbine power plant |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2269005C1 (en) |
-
2004
- 2004-04-06 RU RU2004110415/06A patent/RU2269005C1/en not_active IP Right Cessation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2004110415A (en) | 2005-10-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2550371C2 (en) | Method of gas turbine operation, cooling system of gas turbine and gas turbine with such system | |
US8087249B2 (en) | Turbine cooling air from a centrifugal compressor | |
US8714906B2 (en) | Method and apparatus for gas turbine engine temperature management | |
US20090324386A1 (en) | Gas turbine | |
US10590806B2 (en) | Exhaust system and gas turbine | |
CA2575682A1 (en) | Steam turbine and method for operation of a steam turbine | |
RU2357090C2 (en) | Design of labyrinth seal for gas-turbine engine | |
US4177638A (en) | Single shaft gas turbine engine with radial exhaust diffuser | |
CN101981275A (en) | Gas turbine, intermediate shaft for gas turbine, and method of cooling gas turbine compressor | |
US7044718B1 (en) | Radial-radial single rotor turbine | |
JP2001504564A (en) | Method for compensating pressure loss caused by cooling air guide in gas turbine equipment | |
RU2269005C1 (en) | Gas-turbine power plant | |
RU2261350C2 (en) | Turbine of gas-turbine engine | |
US7036320B2 (en) | Gas turbine with stator shroud in the cavity beneath the chamber | |
KR20060131675A (en) | Exhaust gas turbosupercharger for an internal combustion engine | |
RU2308383C1 (en) | Locomotive power unit on base of two-shaft gas-turbine engine | |
RU2217597C1 (en) | Gas-turbine engine | |
RU2269006C1 (en) | Gas-turbine power plant | |
RU2312239C1 (en) | Power plant of gas-turbine locomotive | |
RU70936U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE TURBINE COOLING SYSTEM | |
RU2253046C2 (en) | Gas-turbine engine compressor stator | |
RU2701424C1 (en) | Free turbine shaft cooling device of gas-turbine plant | |
KR101204078B1 (en) | Cooling apparatus of variable turbine vane driving system | |
FR2968034A1 (en) | PURGE SYSTEM FOR ROTATING MACHINE | |
RU2319024C1 (en) | Gas turbine locomotive |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130407 |