RU2406854C1 - Gas-turbine plant - Google Patents
Gas-turbine plant Download PDFInfo
- Publication number
- RU2406854C1 RU2406854C1 RU2009109841/06A RU2009109841A RU2406854C1 RU 2406854 C1 RU2406854 C1 RU 2406854C1 RU 2009109841/06 A RU2009109841/06 A RU 2009109841/06A RU 2009109841 A RU2009109841 A RU 2009109841A RU 2406854 C1 RU2406854 C1 RU 2406854C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pressure compressor
- low
- pressure
- turbine
- channel
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Supercharger (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода и для привода электрогенератора.The invention relates to gas turbine installations for a mechanical drive and for driving an electric generator.
Известна газотурбинная установка с однокаскадным турбокомпрессором, для раскрутки ротора которого при запуске установки используется центральный привод, включающий проходящий через стойки входного корпуса валик центрального привода, коническими шестернями соединенный с валом ротора компрессора (Патент РФ №2324063, F02C 7/06, F02C 7/047, 2008 г.).A gas turbine installation with a single-stage turbocharger is known, for the rotation of the rotor of which, when starting the installation, a central drive is used, including a central drive roller passing through the uprights of the inlet housing, connected by bevel gears to the compressor rotor shaft (RF Patent No. 2324063, F02C 7/06, F02C 7/047 , 2008).
Недостатком такой конструкции является низкая ее надежность и низкий кпд газотурбинной установки из-за низкой надежности шестерен центрального привода и низкой степени сжатия однокаскадного компрессора.The disadvantage of this design is its low reliability and low efficiency of the gas turbine plant due to the low reliability of the gears of the central drive and the low compression ratio of a single-stage compressor.
Наиболее близкой к заявляемой является газотурбинная установка, включающая в себя двухкаскадный турбокомпрессор, состоящий из компрессоров низкого и высокого давления, а также из турбин высокого и низкого давления и размещенного в разделительном корпусе центрального привода, который служит для раскрутки турбокомпрессора высокого давления при запуске газотурбинной установки (Патент РФ №2179646, F02C 3/10, F04D 29/38, 2002 г.).Closest to the claimed one is a gas turbine installation, which includes a two-stage turbocompressor, consisting of low and high pressure compressors, as well as high and low pressure turbines and a central drive located in the separation housing, which serves to unwind the high pressure turbocompressor when starting the gas turbine installation ( RF patent No. 2179646, F02C 3/10, F04D 29/38, 2002).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенной температуры наружных корпусов камеры сгорания и турбины, а также из-за низкой надежности шестерен центрального привода. Кроме того, конструкция известной установки является достаточно сложной.A disadvantage of the known design adopted as a prototype is its low reliability due to the increased temperature of the outer casings of the combustion chamber and the turbine, and also because of the low reliability of the gears of the central drive. In addition, the design of the known installation is quite complex.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности и кпд путем организации эффективного охлаждения наружных корпусов, снижения температуры газа перед турбиной высокого давления и минимизации времени запуска установки с одновременным упрощением ее конструкции.The technical problem solved by the invention is to increase reliability and efficiency by organizing effective cooling of the outer casings, lowering the gas temperature in front of the high-pressure turbine and minimizing the installation start-up time while simplifying its design.
Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинной установке, включающей в себя двухкаскадный турбокомпрессор с камерой сгорания и компрессорами низкого и высокого давлений, турбинами высокого и низкого давлений, а также силовую турбину и выхлопную систему, согласно изобретению, ротор компрессора низкого давления на входе валом соединен с пусковым двигателем, а проточная часть компрессора низкого давления на выходе соединена с компрессором высокого давления и с каналом наружного контура, охватывающим с внешней стороны наружные корпусы компрессора высокого давления, камеры сгорания, турбины высокого давления и турбины низкого давления, причем канал наружного контура над передними ступенями компрессора высокого давления разделен перегородкой, в радиальном направлении установленной жестко на наружном корпусе канала наружного контура, а наружный корпус компрессора высокого давления выполнен с возможностью перемещения относительно указанной перегородки в осевом направлении, при этом отверстия в перегородке выполнены с возможностью их перекрытия на режимах запуска установки клапанами, установленными с внешней стороны корпуса канала наружного контура.The essence of the invention lies in the fact that in a gas turbine installation comprising a two-stage turbocompressor with a combustion chamber and low and high pressure compressors, high and low pressure turbines, as well as a power turbine and exhaust system, according to the invention, a low pressure compressor rotor at the input shaft connected to the starting engine, and the flow part of the low-pressure compressor at the outlet is connected to the high-pressure compressor and to the channel of the external circuit, covering the outside of the external hulls of the high-pressure compressor, combustion chamber, high-pressure turbine and low-pressure turbine, and the channel of the external circuit above the front steps of the high-pressure compressor is separated by a partition in the radial direction mounted rigidly on the outer case of the channel of the external circuit, and the outer case of the high-pressure compressor is made with the ability to move relative to the specified partition in the axial direction, while the holes in the partition are made with the possibility of overlapping x start the installation with valves installed on the outside of the channel body of the external circuit.
Соединение ротора компрессора низкого давления на входе валом с пусковым двигателем позволяет производить запуск газотурбинной установки путем раскрутки ротора турбокомпрессора высокого давления воздухом, нагнетаемым компрессором низкого давления, что позволяет исключить из конструкции газотурбинной установки центральный привод с коническими шестернями, что повышает надежность газотурбинной установки в целом.The connection of the rotor of the low pressure compressor at the input shaft with the starting engine allows the gas turbine unit to be launched by spinning up the rotor of the high pressure turbocompressor with air pumped by the low pressure compressor, which allows the central drive with bevel gears to be excluded from the design of the gas turbine unit, which increases the reliability of the gas turbine unit as a whole.
Соединение проточной части компрессора низкого давления на ее выходе с компрессором высокого давления и с каналом наружного контура, охватывающим с внешней стороны наружные корпусы компрессора высокого давления, камеры сгорания, турбины высокого давления и турбины низкого давления, позволяет организовать эффективное охлаждение наружных корпусов с дальнейшим «срабатыванием» снятого тепла в свободной силовой турбине, что повышает кпд и надежность газовой установки.The connection of the flowing part of the low-pressure compressor at its outlet with the high-pressure compressor and the channel of the external circuit, covering the outer shells of the high-pressure compressor, combustion chamber, high-pressure turbine and low-pressure turbine from the outside, allows for efficient cooling of the outer casings with further “actuation” »Removed heat in a free power turbine, which increases the efficiency and reliability of the gas installation.
Разделение канала наружного контура радиальной перегородкой, отверстия в которой выполнены с возможностью их перекрытия клапанами на режимах запуска установки, позволяет пропустить на запуске весь воздух, нагнетаемый компрессором низкого давления, через турбину высокого давления, что способствует раскрутке ротора компрессора высокого давления и минимизирует время запуска установки, а также способствует снижению температуры газа перед турбиной высокого давления при запуске, что повышает надежность газотурбинной установки.Separation of the channel of the external circuit by a radial partition, the openings of which are blocked by valves in the start-up modes of the installation, allows all the air pumped by the low-pressure compressor to pass through the high-pressure turbine at start-up, which contributes to the spinning of the high-pressure compressor rotor and minimizes installation start-up time , and also helps to reduce the temperature of the gas in front of the high-pressure turbine at startup, which increases the reliability of the gas turbine installation.
Размещение перегородки над передними ступенями компрессора высокого давления позволяет обеспечить равномерное по окружности охлаждение расположенных ниже по потоку корпусов турбокомпрессора, так как истекающий из отверстий перегородки воздух успевает равномерно растечься в окружном направлении. Для первых же ступеней разница температур воздуха в канале наружного контура и воздуха в проточной части компрессора высокого давления мала.Placing the partition above the front stages of the high-pressure compressor makes it possible to provide uniform circumferential cooling of the downstream turbocharger bodies, since the air flowing from the openings of the partition has time to evenly flow in the circumferential direction. For the first stages, the difference in air temperature in the channel of the external circuit and air in the flow part of the high-pressure compressor is small.
Установка перегородки жестко на наружном корпусе канала наружного контура и выполнение наружного корпуса компрессора высокого давления с возможностью перемещения относительно указанной перегородки в осевом направлении позволяет исключить появление в перегородке дополнительных напряжений из-за взаимных осевых температурных деформаций корпусов, что также повышает надежность газотурбинной установки.The installation of the partition rigidly on the outer casing of the channel of the outer circuit and the execution of the outer casing of the high pressure compressor with the possibility of movement relative to the specified partition in the axial direction eliminates the appearance of additional stresses in the partition due to mutual axial temperature deformations of the casings, which also increases the reliability of the gas turbine installation.
На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинной установки; на фиг.2 показан элемент I на фиг.1 в увеличенном виде; на фиг.3 показан элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.Figure 1 shows a longitudinal section of a gas turbine installation; figure 2 shows the element I in figure 1 in an enlarged view; figure 3 shows the element II in figure 1 in an enlarged view.
Газотурбинная установка 1 состоит из газотурбинного двигателя 2, входного устройства 3, пускового двигателя 4 с редуктором 5 и выхлопной системой 6.Gas turbine unit 1 consists of a
Газотурбинный двигатель 2 состоит из турбокомпрессора низкого давления 7, состоящего из компрессора низкого давления 8 и турбины низкого давления 9, а также из турбокомпрессора высокого давления 10, состоящего из компрессора высокого давления 11 и турбины высокого давления 12, между которыми размещена камера сгорания 13. На выходе из турбины низкого давления 9 расположена силовая свободная турбина 14, которая служит для привода полезной нагрузки (не показано).The
Ротор 15 компрессора низкого давления 8 на входе валом 16 через редуктор 5 соединен с пусковым двигателем 4; на выходе проточная часть 17 компрессора низкого давления 8 соединена с компрессором высокого давления 11 и с каналом наружного контура 18, охватывающим с внешней стороны наружные корпусы 19 компрессора высокого давления 11, камеры сгорания 13, турбины высокого давления 12 и турбины низкого давления 9.The
Над передними ступенями 20 компрессора высокого давления 11 в канале наружного контура 18 размещена перегородка 21, отверстия 22 в которой выполнены с возможностью их перекрытия клапанами 23 на режимах запуска газотурбинной установки 1. Перегородка 21 жестко соединена с внешним корпусом 24 канала наружного контура 18 и с помощью телескопического соединения 25 - с наружным корпусом 26 компрессора высокого давления 11, что позволяет свободно перемещаться корпусу 11 в осевом направлении относительно перегородки 21 при его температурных деформациях.Above the front steps 20 of the high-pressure compressor 11, a baffle 21 is placed in the channel of the
Клапаны 23 размещены с внешней стороны от корпуса 24 канала наружного контура 18, что снижает их температуру. В канале 18 размещено лишь седло 27 клапана 23, которое в положении 28 перекрывает отверстия 22 в перегородке 21.Valves 23 are placed on the outside of the housing 24 of the channel of the
Работает данное устройство следующим образом.This device works as follows.
При запуске газотурбинной установки 1 пусковой двигатель 4 через редуктор 5 с помощью вала 16 раскручивает ротор 15 компрессора низкого давления 8, нагнетая таким образом воздух на вход в компрессор высокого давления 11 и на вход в канал наружного контура 18.When starting a gas turbine installation 1, the
В связи с тем, что проточная часть компрессора высокого давления 11, камеры сгорания 13, турбины высокого давления 12 и турбины низкого давления 9 представляют повышенное гидравлическое сопротивление для нагнетаемого воздуха, основная часть этого воздуха протекала бы по каналу наружного контура 18, что привело бы к незапуску газотурбинной установки 1, однако этого не происходит, так как на запуске установки 1 седло 27 канала 23 устанавливается в положение 28, перекрывая таким образом проход нагнетаемого воздуха через отверстия 22 перегородки 21, что исключает течение воздуха по каналу наружного контура 18. Поэтому нагнетаемый воздух на запуске протекает по проточной части компрессора высокого давления 11 и далее - по проточной части турбины высокого давления 12, где совершает полезную работу, вызывая раскрутку ротора турбокомпрессора высокого давления 10, что, в свою очередь, способствует повышению давления воздуха перед камерой сгорания 13, в которую подается топливо и газотурбинная установка запускается.Due to the fact that the flow part of the high-pressure compressor 11, the
После осуществления запуска клапан 23 открывается, седло канала 23 устанавливается в положение 27 и воздух протекает по каналу наружного контура 18, охлаждая таким образом наружные корпусы турбокомпрессоров 7 и 10.After starting, the valve 23 opens, the seat of the channel 23 is set to position 27, and air flows through the channel of the
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009109841/06A RU2406854C1 (en) | 2009-03-18 | 2009-03-18 | Gas-turbine plant |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009109841/06A RU2406854C1 (en) | 2009-03-18 | 2009-03-18 | Gas-turbine plant |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2406854C1 true RU2406854C1 (en) | 2010-12-20 |
Family
ID=44056650
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009109841/06A RU2406854C1 (en) | 2009-03-18 | 2009-03-18 | Gas-turbine plant |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2406854C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2642991C1 (en) * | 2017-04-19 | 2018-01-29 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Valve assembly of compressor bypass channel |
-
2009
- 2009-03-18 RU RU2009109841/06A patent/RU2406854C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2642991C1 (en) * | 2017-04-19 | 2018-01-29 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Valve assembly of compressor bypass channel |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN101153546B (en) | Doppelwellen-gasturbine | |
US8596965B2 (en) | Gas turbine engine compressor case mounting arrangement | |
US8172512B2 (en) | Accessory gearbox system with compressor driven seal air supply | |
RU2647287C2 (en) | Gas-turbine engine compressor design | |
US20230148411A1 (en) | Power assisted engine start bleed system | |
CN107532517A (en) | Hybrid engine component with cantilever compressor and turbine | |
RU2013111982A (en) | COMPRESSOR RECIRCULATION IN THE RING VOLUME | |
RU2494287C2 (en) | Gas turbine engine air manifold | |
CN107532506A (en) | Engine pack with modularization compressor and turbine | |
CN107532519A (en) | Hybrid engine component with skew turbine shaft, engine shaft and entry conductor | |
CN104775900B (en) | Compound cycle engine | |
RU2012125617A (en) | MULTI-STAGE SUPPLY UNIT, SUPPLY SYSTEM AND INTERNAL COMBUSTION ENGINE, EQUIPPED WITH EACH MULTI-STAGE SUPPLY UNIT | |
RU2324063C1 (en) | Gas-turbine engine | |
RU2406854C1 (en) | Gas-turbine plant | |
CN107429614A (en) | Hybrid engine component with installation cage portion | |
RU129996U1 (en) | TURBO COMPRESSOR REGULATED FOR SUPPLYING THE INTERNAL COMBUSTION ENGINES | |
CN103477050B (en) | Turbocharger | |
US20140096507A1 (en) | Bi-Directional Compression Fan Rotor for a Gas Turbine Engine | |
RU2396452C1 (en) | Gas-turbine installation | |
RU2305789C2 (en) | Gas-turbine plant | |
RU2396448C1 (en) | Gas-turbine installation | |
RU83101U1 (en) | TURBOCHARGER UNIT FOR COMPRESSING AIR AND GIVING IT TO A TECHNOLOGICAL PROCESS OF PRODUCTION OF NITRIC ACID | |
RU2007141862A (en) | METHOD FOR STARTING A GAS-TURBINE INSTALLATION | |
US20150007548A1 (en) | Rotary Pulse Detonation Engine | |
RU2346166C1 (en) | Gas turbine plant |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20120319 |