RU2396452C1 - Gas-turbine installation - Google Patents

Gas-turbine installation Download PDF

Info

Publication number
RU2396452C1
RU2396452C1 RU2009108843/06A RU2009108843A RU2396452C1 RU 2396452 C1 RU2396452 C1 RU 2396452C1 RU 2009108843/06 A RU2009108843/06 A RU 2009108843/06A RU 2009108843 A RU2009108843 A RU 2009108843A RU 2396452 C1 RU2396452 C1 RU 2396452C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
external
stages
channel
turbine
power turbine
Prior art date
Application number
RU2009108843/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Валерий Алексеевич Кузнецов (RU)
Валерий Алексеевич Кузнецов
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
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 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" filed Critical Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority to RU2009108843/06A priority Critical patent/RU2396452C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2396452C1 publication Critical patent/RU2396452C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: machine building.
SUBSTANCE: gas-turbine installation consists of low pressure compressor at input, of power gas turbine for driving useful load at output, and of channels of external and internal circuits. Additionally a shaft of the gas turbine is connected to the low pressure compressor. A running part of the first stages of the power turbine at the input is connected with the channel of the internal circuit, while the running part of the following stages is connected with channels of external and internal circuits. The running part of the following stages is coupled with the channel of the external circuit along periphery at input into a nozzle blade by means of a circular channel, which is restricted at the output. The external case of the first stages of the power turbine is coupled with the external case of the internal circuit. The external case of the following stages is coupled with the external case of the external circuit channel. The external cases of the first and following stages are fixed between them in a radial direction and can perform radial travels. Number of the first stages of the power turbine equals to 1-2, while number of the following stages of the power turbine equals to 2-4.
EFFECT: raised reliability and efficiency of installation due to elimination of thermal deformations of nozzle and working blades, deformation of external cases of channels of external and internal circuits, also reduced cost due to reduced number of stages of power turbine.
2 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным установкам, выполненным на основе конвертированного авиационного двухконтурного двигателя.The invention relates to gas turbine units, made on the basis of a converted aircraft bypass engine.

Известна газотурбинная установка, включающая в себя газотурбинный двигатель с турбокомпрессором и каналом наружного контура с внешней стороны турбокомпрессора (Патент РФ №2204043, F02C 7/20, F04D 29/60, 2003 г.).A gas turbine installation is known, which includes a gas turbine engine with a turbocompressor and an external circuit channel on the outside of the turbocompressor (RF Patent No. 2204043, F02C 7/20, F04D 29/60, 2003).

Недостатком такой установки является ее невысокий к.п.д. из-за низкой степени сжатия однокаскадного компрессора.The disadvantage of this installation is its low efficiency due to the low compression ratio of a single stage compressor.

Наиболее близкой к заявляемой является газотурбинная установка с компрессором низкого и высокого давления на входе, каналом наружного контура, а также с общей для внутреннего и наружного контуров силовой свободной турбиной, которая служит для привода полезной нагрузки, причем для привода компрессора низкого давления служит турбина низкого давления, расположенная в канале наружного контура на выходе из турбины высокого давления (Патент РФ №2305789, F02K 3/02, 2005 г.).Closest to the claimed gas turbine installation with a low and high pressure compressor at the inlet, an external circuit channel, as well as a power free turbine common to the internal and external circuits, which serves to drive the payload, and the low pressure turbine is used to drive the low pressure compressor located in the channel of the external circuit at the outlet of the high pressure turbine (RF Patent No. 2305789, F02K 3/02, 2005).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее повышенная стоимость и низкая надежность из-за большого количества дорогостоящих турбин для привода компрессоров высокого и низкого давления, а также полезной нагрузки.A disadvantage of the known design adopted for the prototype is its increased cost and low reliability due to the large number of expensive turbines for driving high and low pressure compressors, as well as the payload.

Техническая задача заключается в повышении надежности и к.п.д. установки за счет исключения термических деформаций сопловых и рабочих лопаток, наружных корпусов каналов наружного и внутреннего контуров, а также снижение стоимости за счет уменьшения количества ступеней силовой турбины.The technical problem is to increase reliability and efficiency installations due to the exclusion of thermal deformations of nozzle and rotor blades, outer casings of the channels of the external and internal circuits, as well as cost reduction by reducing the number of stages of the power turbine.

Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинной установке с компрессором низкого давления на входе и силовой газовой турбиной для привода полезной нагрузки на выходе, а также каналами наружного и внутреннего контуров согласно изобретению силовая турбина дополнительно соединена валом с компрессором низкого давления. Проточная часть первых ступеней силовой турбины на входе соединена с каналом внутреннего контура, а последующих ступеней - с каналами наружного и внутреннего контуров проточная часть последующих ступеней соединена с каналом наружного контура по периферии на входе в сопловую лопатку с помощью кольцевого канала, на выходе выполненного сужающимся. Причем наружный корпус первых ступеней силовой турбины соединен с наружным корпусом внутреннего контура, наружный корпус последующих ступеней - с наружным корпусом канала наружного контура. Наружные корпусы первых и последующих ступеней зафиксированы между собой в радиальном направлении с возможностью взаимного осевого перемещения и Z1=1…2, Z2=2…4, гдеThe essence of the invention lies in the fact that in a gas turbine installation with a low-pressure compressor at the inlet and a power gas turbine for driving the payload at the outlet, as well as channels of the external and internal circuits according to the invention, the power turbine is additionally connected by a shaft to the low-pressure compressor. The flowing part of the first stages of the power turbine at the inlet is connected to the channel of the internal circuit, and the subsequent stages to the channels of the external and internal circuits. The flowing part of the subsequent stages is connected to the channel of the external circuit at the periphery at the entrance to the nozzle blade using an annular channel at the outlet made tapering. Moreover, the outer casing of the first stages of the power turbine is connected to the outer casing of the inner circuit, the outer casing of the subsequent stages is connected to the outer casing of the channel of the outer circuit. The outer casings of the first and subsequent stages are fixed to each other in the radial direction with the possibility of mutual axial movement and Z 1 = 1 ... 2, Z 2 = 2 ... 4, where

Z1 - количество первых ступеней силовой турбины;Z 1 - the number of first stages of the power turbine;

Z2 - количество последующих ступеней силовой турбины.Z 2 - the number of subsequent stages of the power turbine.

Дополнительное соединение силовой турбины валом с компрессором низкого давления позволяет передавать мощность турбины не только на привод полезной нагрузки, но и на привод компрессора низкого давления, что позволяет уменьшить количество турбин в газотурбинной установке с соответствующим снижением ее стоимости и повышением ее надежности.An additional connection of the power turbine with a shaft with a low-pressure compressor allows transmitting the turbine power not only to the payload drive, but also to the drive of the low-pressure compressor, which reduces the number of turbines in a gas turbine installation with a corresponding decrease in its cost and increase its reliability.

Соединение проточной части первых ступеней силовой турбины на входе с каналом внутреннего контура, а последующих ступеней - с каналами наружного и внутреннего контуров позволяет срабатывать в силовой турбине давление воздуха наружного контура совместно с утечками воздуха и газа, поступающими через стыки фланцев из канала внутреннего контура в канал наружного контура, повышая к.п.д. и мощность газотурбинной установки.The connection of the flowing part of the first stages of the power turbine at the inlet with the channel of the internal circuit, and the subsequent stages with the channels of the external and internal circuits, allows the air pressure of the external circuit to be triggered in the power turbine together with air and gas leaks coming through the flange joints from the channel of the internal circuit to the channel outer contour, increasing efficiency and gas turbine power.

Соединение проточной части последующих ступеней на входе в силовую лопатку с помощью кольцевого канала, на выходе выполненного сужающимся, позволяет с минимальными гидравлическими потерями осуществить подвод воздуха наружного контура в проточную часть силовой турбины с последующим заградительным воздушным охлаждением наружных полок сопловых и рабочих лопаток, а также наружного корпуса последующих ступеней силовой турбины.The connection of the flowing part of the subsequent stages at the entrance to the power blade using an annular channel at the outlet made tapering allows air supply of the external circuit to the flowing part of the power turbine with minimal hydraulic losses, followed by air cooling of the outer shelves of the nozzle and working blades, as well as the outer the housing of the subsequent stages of the power turbine.

Соединение наружного корпуса первых ступеней силовой турбины с наружным корпусом внутреннего контура, а наружного корпуса последующих ступеней с наружным корпусом наружного контура с взаимной их фиксацией в радиальном направлении с возможностью их осевого перемещения позволяет исключить паразитные утечки газа из канала внутреннего контура и воздуха из канала наружного контура, помимо проточной части силовой турбины, повысить равномерность потоков газа и воздуха на входе в проточную часть последующих ступеней силовой турбины и исключить образование дополнительных напряжений из-за различных термических деформаций в осевом направлении наружных корпусов каналов наружного и внутреннего контуров, что также повышает надежность газотурбинной установки.The connection of the outer casing of the first stages of the power turbine with the outer casing of the inner circuit, and the outer casing of the subsequent stages with the outer casing of the outer contour with their mutual fixation in the radial direction with the possibility of their axial movement, eliminates spurious gas leaks from the channel of the internal circuit and air from the channel of the external circuit in addition to the flow part of the power turbine, to increase the uniformity of gas and air flows at the inlet to the flow part of subsequent stages of the power turbine and exclude chit formation of additional stresses due to different thermal deformations in the axial direction of the outer hull of the outer channel and the inner contour, which also increases the reliability of the gas turbine plant.

При Z1<1 излишне повышается давление в канале наружного контура, что приводит к снижению КПД газотурбинной установки; при Z1>2 излишне повышается количество ступеней силовой турбины с соответствующим повышением ее стоимости.When Z 1 <1, the pressure in the channel of the external circuit increases excessively, which leads to a decrease in the efficiency of the gas turbine installation; when Z 1 > 2, the number of stages of the power turbine unnecessarily increases with a corresponding increase in its cost.

При Z2<2 снижается КПД силовой турбины и газотурбинной установки; при Z2>4 снижается надежность и повышается стоимость газотурбинной установки из-за излишнего увеличения количества ступеней силовой турбины.When Z 2 <2, the efficiency of the power turbine and gas turbine decreases; at Z 2 > 4, reliability decreases and the cost of a gas turbine installation increases due to an excessive increase in the number of stages of a power turbine.

Изобретение проиллюстрировано следующим образом.The invention is illustrated as follows.

На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинной установки, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.Figure 1 shows a longitudinal section of a gas turbine installation, figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view.

Газотурбинная установка 1 состоит из расположенного на входе 2 компрессора низкого давления 3 и расположенной на выходе 4 силовой турбины 5 для привода полезной нагрузки 6 и компрессора низкого давления 3, с которым турбина 5 соединена валом 7.The gas turbine unit 1 consists of a low pressure compressor 3 located at the input 2 and a power turbine 5 located at the output 4 to drive the payload 6 and a low pressure compressor 3, to which the turbine 5 is connected by a shaft 7.

На выходе из компрессора низкого давления 3 расположен канал наружного контура 8, ограниченный с внешней стороны корпусом 9 канала наружного контура, а с внутренней стороны - наружным корпусом 10 канала внутреннего контура 11, в котором расположены компрессор высокого давления 12, камера сгорания 13 и турбина высокого давления 14.At the outlet of the low-pressure compressor 3, the channel of the external circuit 8 is located, bounded on the external side by the casing 9 of the channel of the external circuit, and on the inside by the external casing 10 of the channel of the internal circuit 11, in which the high-pressure compressor 12, the combustion chamber 13, and the high turbine are located pressure 14.

Проточная часть 15 первых ступеней 16 силовой турбины 5 на входе 17 соединена с каналом внутреннего контура 11, а проточная часть 18 последующих ступеней 19 - с каналами наружного 8 и внутреннего 11 контуров, причем с каналом наружного контура 8 - с помощью сужающегося кольцевого канала 20 по периферии 21 на входе в сопловую лопатку 22. Наружный корпус 23 первых ступеней 16 силовой турбины 5 зафиксирован неподвижным соединением 24 с наружным корпусом 10 канала внутреннего корпуса 11, а наружный корпус 25 последующих ступеней 19 зафиксирован неподвижным соединением 26 с наружным корпусом 9 канала наружного контура 8. Между собой корпусы 23 и 25 зафиксированы неподвижным в радиальном направлении соединением 27 с возможностью взаимного осевого перемещения.The flowing part 15 of the first stages 16 of the power turbine 5 at the inlet 17 is connected to the channel of the internal circuit 11, and the flowing part 18 of the subsequent stages 19 is connected to the channels of the external 8 and internal 11 circuits, and with the channel of the external circuit 8 using a tapering annular channel 20 along the periphery 21 at the entrance to the nozzle blade 22. The outer casing 23 of the first stages 16 of the power turbine 5 is fixed by a fixed connection 24 with the outer casing 10 of the channel of the inner casing 11, and the outer casing 25 of the subsequent stages 19 is fixed by a fixed connection 26 with the outer casing 9 of the channel of the outer contour 8. Between themselves, the housings 23 and 25 are fixed stationary in the radial direction by the connection 27 with the possibility of mutual axial movement.

Каждая сопловая лопатка 28 турбины 5 совместно с последующей рабочей лопаткой 29 образует ступень 30; расположенное над рабочей лопаткой 29 разрезное кольцо 31 выполнено за одно целое с козырьком 32, отделяющим воздушную кольцевую полость канала 20 от канала внутреннего корпуса 11 на входе в сопловую лопатку 22 последующих ступеней 19.Each nozzle blade 28 of the turbine 5 together with the subsequent working blade 29 forms a stage 30; located above the working blade 29, the split ring 31 is made in one piece with a visor 32 separating the air annular cavity of the channel 20 from the channel of the inner housing 11 at the entrance to the nozzle blade 22 of the subsequent stages 19.

Работает данное устройство следующим образом.This device works as follows.

При работе газотурбинной установки 1 силовая турбина 5 приводит во вращение полезную нагрузку 6, а с помощью вала 7 - компрессор низкого давления 3. Часть воздуха из компрессора 3 поступает на вход в компрессор высокого давления 12 и далее по каналу внутреннего контура 11 уже в виде газа на первую ступень 16 силовой турбины 5, а оставшаяся меньшая часть воздуха после охлаждения наружных корпусов 10 канала внутреннего контура 11 поступает на вход в сопловую лопатку 22 последующих ступеней 19 турбины 5, в результате чего на турбине 5 срабатывается тепло, полученное при охлаждении корпусов 10, что повышает к.п.д. газотурбинной установки 1, а за счет заградительного охлаждения корпуса 25 силовой турбины 5 повышается надежность и снижается стоимость установки 1.When the gas turbine unit 1 is operating, the power turbine 5 drives the payload 6, and with the help of the shaft 7, the low-pressure compressor 3. Part of the air from the compressor 3 enters the inlet of the high-pressure compressor 12 and then through the channel of the internal circuit 11 in the form of gas to the first stage 16 of the power turbine 5, and the remaining smaller part of the air after cooling the outer bodies 10 of the channel of the inner circuit 11 enters the nozzle blade 22 of the subsequent stages 19 of the turbine 5, as a result of which heat is generated on the turbine 5, obtained by cooling the housings 10, which increases the efficiency gas turbine installation 1, and due to the barrage cooling of the housing 25 of the power turbine 5, reliability is increased and the cost of installation 1 is reduced.

Claims (1)

Газотурбинная установка с компрессором низкого давления на входе и силовой газовой турбиной для привода полезной нагрузки на выходе, а также каналами наружного и внутреннего контуров, отличающаяся тем, что силовая турбина дополнительно соединена валом с компрессором низкого давления, а проточная часть первых ступеней силовой турбины на входе соединена с каналом внутреннего контура, а последующих ступеней - с каналами наружного и внутреннего контуров, проточная часть последующих ступеней соединена с каналом наружного контура по периферии на входе в сопловую лопатку с помощью кольцевого канала, на выходе выполненного сужающимся, причем наружный корпус первых ступеней силовой турбины соединен с наружным корпусом внутреннего контура, наружный корпус последующих ступеней - с наружным корпусом канала наружного контура, при этом наружные корпусы первых и последующих ступеней зафиксированы между собой в радиальном направлении с возможностью взаимного осевого перемещения и Z1=1…2, Z2=2…4, где
Z1 - количество первых ступеней силовой турбины;
Z2 - количество последующих ступеней силовой турбины. Gas turbine installation with a low-pressure compressor at the inlet and a power gas turbine to drive the payload at the output, as well as channels of the external and internal circuits, characterized in that the power turbine is additionally connected by a shaft to the low-pressure compressor, and the flow part of the first stages of the power turbine is at the input connected to the channel of the inner circuit, and subsequent stages to the channels of the external and internal circuits, the flow part of the subsequent stages is connected to the channel of the external circuit on the periphery At the entrance to the nozzle blade using an annular channel at the outlet made tapering, and the outer casing of the first stages of the power turbine is connected to the outer casing of the inner circuit, the outer casing of the subsequent steps is connected to the outer casing of the channel of the outer contour, while the outer casing of the first and subsequent stages fixed to each other in the radial direction with the possibility of mutual axial movement and Z 1 = 1 ... 2, Z 2 = 2 ... 4, where
Z 1 - the number of first stages of the power turbine;
Z 2 - the number of subsequent stages of the power turbine.
RU2009108843/06A 2009-03-10 2009-03-10 Gas-turbine installation RU2396452C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009108843/06A RU2396452C1 (en) 2009-03-10 2009-03-10 Gas-turbine installation

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009108843/06A RU2396452C1 (en) 2009-03-10 2009-03-10 Gas-turbine installation

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2396452C1 true RU2396452C1 (en) 2010-08-10

Family

ID=42699088

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009108843/06A RU2396452C1 (en) 2009-03-10 2009-03-10 Gas-turbine installation

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2396452C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2579526C2 (en) * 2014-07-02 2016-04-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Method of converting turbo shaft engine into ground-based gas-turbine plant
RU2703844C1 (en) * 2018-10-04 2019-10-22 Акционерное общество "РОТЕК" (АО "РОТЕК") Method for evaluation of residual life of the first stage of gas turbine plant

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2579526C2 (en) * 2014-07-02 2016-04-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Method of converting turbo shaft engine into ground-based gas-turbine plant
RU2703844C1 (en) * 2018-10-04 2019-10-22 Акционерное общество "РОТЕК" (АО "РОТЕК") Method for evaluation of residual life of the first stage of gas turbine plant

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2453710C2 (en) Gas turbine engine and method of cooling nozzle vanes
US20070204615A1 (en) Two-shaft turbocharger
US20090324396A1 (en) Accessory gearbox system with compressor driven seal air supply
JP2016040448A (en) Compressor stator vane, axial compressor, and gas turbine
GB720436A (en) Improvements in gas turbines, especially for vehicles
CN202645736U (en) APU core machine
RU2396452C1 (en) Gas-turbine installation
RU2347091C1 (en) Gas-turbine engine
US20100293963A1 (en) Two-Shaft Gas Turbine
RU2324063C1 (en) Gas-turbine engine
CN108087149B (en) Turbojet engine with high thrust-weight ratio and low oil consumption
JP5665602B2 (en) Multistage turbocharger structure
RU2707105C2 (en) Turbojet double-flow engine
RU82778U1 (en) GAS-TURBINE DRIVE WITH EXHAUST GAS HEAT REGENERATION
RU2305789C2 (en) Gas-turbine plant
RU2261350C2 (en) Turbine of gas-turbine engine
RU2396448C1 (en) Gas-turbine installation
RU2614909C1 (en) Cooled high-pressure turbine
CN110761844B (en) High-efficiency steam turbine
EP3524795B1 (en) Axial compressor with inter-stage centrifugal compressor
KR20110082356A (en) Centrifugal compressor and fabricating method thereof
CN112334640A (en) Multistage turbocharger device
RU2550224C1 (en) Gas turbine engine
RU2507401C1 (en) Gas turbine engine low-pressure turbine
RU2406854C1 (en) Gas-turbine plant

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20120311