RU2573551C2 - Gas turbine plant blades cooling - Google Patents

Gas turbine plant blades cooling Download PDF

Info

Publication number
RU2573551C2
RU2573551C2 RU2014121444/06A RU2014121444A RU2573551C2 RU 2573551 C2 RU2573551 C2 RU 2573551C2 RU 2014121444/06 A RU2014121444/06 A RU 2014121444/06A RU 2014121444 A RU2014121444 A RU 2014121444A RU 2573551 C2 RU2573551 C2 RU 2573551C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine
blades
anode
cooling
electrons
Prior art date
Application number
RU2014121444/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2014121444A (en
Inventor
Владимир Андреевич Керножицкий
Алексей Васильевич Колычев
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ")
Владимир Андреевич Керножицкий
Алексей Васильевич Колычев
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 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ"), Владимир Андреевич Керножицкий, Алексей Васильевич Колычев filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ")
Priority to RU2014121444/06A priority Critical patent/RU2573551C2/en
Publication of RU2014121444A publication Critical patent/RU2014121444A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2573551C2 publication Critical patent/RU2573551C2/en

Links

Images

Landscapes

  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: turbine blades are cooled with the help of the cooling circuit. The cooling circuit consists of the electrically conducting circuit. The elements of the latter are arranged on the turbine structural elements to make the cathode by application of thermal emission ply on the blades of electrically conducting material emitting the electrons into working fluid at heating. Besides, the anode is fabricated and secured via the electric insulation ply inside the housing, for example, at the housing inner wall to take up the electrons of emission from the working fluid. Electrically conducting circuit is composed by serial connection of said anode with cathode via electric load, current pickup, shaft, rotor and turbine blade. Anode temperature is kept below the turbine blade emission ply temperature by anode cooling at its seat of the turbine structural element.
EFFECT: lower temperature of turbine blades, higher efficiency and reliability of the turbine.
1 dwg

Description

Изобретение относится к области энергетики и может быть использовано в силовых установках, работающих на продуктах сгорания, на тепловых электростанциях, в авиадвигателистроении и других отраслях промышленности, использующих газотурбинные установки (ГТУ).The invention relates to the field of energy and can be used in power plants operating on combustion products, thermal power plants, aircraft engines and other industries using gas turbine units (GTU).

В настоящий момент предусмотренная «Стратегическими направлениями развития материалов и технологий до 2030» разработка и применение лопаток турбин из жаропрочных естественно-композиционных (эвтектических) материалов позволит повысить рабочую температуру лопаток до 1800 K без дополнительного охлаждения и обеспечить снижение массы двигателя на 80-120 кг [http://viam.ru/public/files/2012/2012-206066.pdf]. Наиболее перспективными в настоящий момент считаются эвтектики на основе двойных диаграмм Nb-Si и Mo-Si.At the moment, the development and use of turbine blades from heat-resistant natural composite (eutectic) materials provided for in the “Strategic Directions for the Development of Materials and Technologies until 2030” will increase the working temperature of the blades to 1800 K without additional cooling and reduce engine weight by 80-120 kg [ http://viam.ru/public/files/2012/2012-206066.pdf]. The most promising at the moment are eutectics based on double Nb-Si and Mo-Si diagrams.

Одновременно существует необходимость повышения температуры газа перед турбиной в ГТУ, следствием чего является повышение КПД ГТУ и экономия на этой основе топлива. Поэтому актуальным является обеспечение функционирования лопаток турбины при высоких температурах (порядка 1800 K) и увеличение температуры газа перед турбиной.At the same time, there is a need to increase the temperature of the gas in front of the turbine in the gas turbine, which results in an increase in the efficiency of the gas turbine and fuel economy on this basis. Therefore, it is important to ensure the functioning of the turbine blades at high temperatures (about 1800 K) and to increase the gas temperature in front of the turbine.

Известен патент №2387846 «Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации», который включает отбор охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку через воздухо-воздушный теплообменник, установленный в воздушном тракте второго контура, в аппарат закрутки. Последующий подвод охлаждающего воздуха осуществляют во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и регулируют его расход. Внутреннюю полость каждой рабочей лопатки, расположенную у входной кромки, отделяют от остальной полости перегородкой, направленной вдоль входной кромки. Образованную полость сообщают перфорационными отверстиями в турбины путем преобразования ее в другие виды энергии, например в электрическую энергию.Known patent No. 2387846 "A method of cooling the working blades of a turbine of a double-circuit gas turbine engine and a device for its implementation", which includes the selection of cooling air from the air cavity of the combustion chamber, its transportation through an air-air heat exchanger installed in the air duct of the second circuit, into the spin device. The subsequent supply of cooling air is carried out in the internal cavities of the working blades through the air channels in the impeller of the turbine and regulate its flow. The internal cavity of each working blade located at the inlet edge is separated from the rest of the cavity by a partition directed along the inlet edge. The formed cavity is informed by perforations in the turbines by converting it into other forms of energy, for example, into electrical energy.

Указанная техническая задача решается тем, что на лопатки турбины, выполненные из электропроводящего материала, например из ниобия, наносят тонкий эмиссионный слой из электропроводящего материала, характеризующегося низким значением работы выхода электронов, например гексаборидлантала LaB6 или диоксида тория TrO2. Лопатки турбины с эмиссионным слоем при этом становятся катодом. Внутри корпуса ГТУ, например, за турбиной на стенке корпуса ГТУ в тепловом контакте с ним через слой электроизоляции, располагают элемент - анод из электроновоспринимающего материала, воспринимающий электроны эмиссии, переносимые рабочим телом, в которое были эмитированы «горячие» электроны. При попадании на анод «горячие» электроны направляют на полезную электрическую нагрузку, где электроны совершают полезную работу. При этом происходит «охлаждение» электронов эмиссии (аналогично охлаждению хладагента в холодильнике жидкостного контура охлаждения). Таким образом, часть тепла, которая была получена электронами при нагреве лопаток и которая была унесена ими с покрывающего их термоэмиссионного слоя при термоэлектронной эмиссии, преобразуется в электрическую энергию. Далее «охлажденные» электроны через электрический токосъем, вал и ротор возвращают на лопатки турбины в эмиссионный слой, и цикл охлаждения повторяется заново. Таким образом, реализуется охлаждение лопаток турбины ГТУ посредством электронного контура охлаждения, выполненного в виде электропроводящей схемы.This technical problem is solved by the fact that on the turbine blades made of an electrically conductive material, for example, niobium, a thin emission layer is applied of an electrically conductive material characterized by a low electron work function, for example, LaB 6 hexaboridanthal or TrO 2 thorium dioxide. The blades of the turbine with the emission layer at the same time become the cathode. Inside the gas turbine housing, for example, behind a turbine on the wall of the gas turbine housing in thermal contact with it through an electrical insulation layer, an element is placed - an anode of electron-picking material, which receives emission electrons transferred by the working medium into which the hot electrons were emitted. When hit on the anode, “hot” electrons are directed to a useful electrical load, where the electrons do useful work. In this case, the “cooling” of the emission electrons occurs (similar to the cooling of the refrigerant in the refrigerator of the liquid cooling circuit). Thus, the part of the heat that was obtained by the electrons when the blades were heated and which was taken away by them from the thermionic emission layer covering them during thermionic emission is converted into electrical energy. Then the “cooled” electrons are returned through the electric current collector, the shaft and the rotor to the turbine blades in the emission layer, and the cooling cycle is repeated again. Thus, the cooling of the turbine turbine blades is realized through an electronic cooling circuit made in the form of an electrically conductive circuit.

Электрический токосъем между вращающимся электродом, например, валом турбины с установленным на нем и находящимся с ним в электрическом контакте ротором и лопатками турбины и участком электрической цепи, располагающейся последовательно после полезной нагрузки, может быть механическим (Суханов Л.А. и др. Электрические униполярные машины. - М.: ВНИЭМ, 1964, 136 с., с. 14), жидкометаллическим (Суханов Л.А. и др. Электрические униполярные машины. - М.: ВНИЭМ, 1964, 136 с., с. 36) или плазменным (патент СССР №246644).The electric current collector between a rotating electrode, for example, a turbine shaft with a rotor and turbine blades mounted on it and in electrical contact with it and a section of the electric circuit located in series after the payload, can be mechanical (L. Sukhanov et al. Electric unipolar machines. - M.: VNIEM, 1964, 136 p., p. 14), liquid metal (Sukhanov L.A. et al. Electric unipolar machines. - M .: VNIEM, 1964, 136 p., p. 36) or plasma (USSR patent No. 246644).

Таким образом, происходит охлаждение лопаток турбины с помощью контура охлаждения, который выполняется в виде электропроводящей схемы, элементы которой располагают на элементах конструкции ГТУ и в которую включают эмиссионный слой, который наносят на лопатки турбины из электропроводящего материала, и анод из электроновоспринимающего материала, а на участке электропроводящей схемы контура охлаждения между анодом и катодом последовательно включают электрическую нагрузку, токосъем, вал, ротор и лопатки турбины.Thus, the turbine blades are cooled using a cooling circuit, which is in the form of an electrically conductive circuit, the elements of which are located on the structural elements of the gas turbine and which includes an emission layer, which is applied to the turbine blades of an electrically conductive material, and an anode of electron-picking material, and plot of the conductive circuit of the cooling circuit between the anode and cathode consistently include an electrical load, current collector, shaft, rotor and turbine blades.

Единым техническим результатом, достигаемым при реализации заявляемого способа, является повышение теплоотвода от лопаток турбин за счет эмиссии электронов с эмиссионного слоя с одновременным понижением рабочей температуры лопаток турбин, поскольку тепловые потоки электронного охлаждения при термоэлектронной эмиссии могут достигать величин, превышающих 1,5 МВт/м2, при температурах лопаток от 1600 до 2100 К. Это приводит к повышению надежности лопаток и ГТУ в целом. Одновременно на данной основе обеспечивается повышение температуры рабочего тела перед турбиной, и часть тепловой энергии рабочего тела, идущего на нагрев лопаток турбины, преобразуется в электрическую энергию. Все это одновременно приводит к повышению КПД ГТУ любого типа.A single technical result achieved by the implementation of the proposed method is to increase the heat sink from the turbine blades due to the emission of electrons from the emission layer while lowering the working temperature of the turbine blades, since the heat fluxes of electron cooling during thermionic emission can reach values exceeding 1.5 MW / m 2 , at blade temperatures from 1600 to 2100 K. This leads to an increase in the reliability of the blades and GTU as a whole. At the same time, on this basis, an increase in the temperature of the working fluid in front of the turbine is provided, and part of the thermal energy of the working fluid used to heat the turbine blades is converted into electrical energy. All this simultaneously leads to an increase in the efficiency of gas turbines of any type.

На фиг. 1 представлена типовая ГТУ с реализацией заявляемого способа.In FIG. 1 presents a typical gas turbine with the implementation of the proposed method.

Схема ГТУ, представленная на фиг. 1, содержит стартер 1, компрессор 2, источник тепловой энергии 3, лопатки 4, ротор 5, термоэмиссионный слой 6, вал 7 с выходом на механическую нагрузку, анод 8, слой электроизоляции 9, корпус ГТУ 10, система охлаждения анода 11 с каналами 12, электрическая нагрузка 13, электрический токосъем 14, холодильник 15.The gas turbine circuit shown in FIG. 1, contains a starter 1, compressor 2, heat source 3, blades 4, rotor 5, thermionic layer 6, shaft 7 with mechanical stress, anode 8, electrical insulation layer 9, gas turbine engine housing 10, anode 11 cooling system with channels 12 , electric load 13, electric current collector 14, refrigerator 15.

Способ реализуется следующим образом.The method is implemented as follows.

Посредством стартера 1 в движение приводят компрессор 2, и на него начинают подавать рабочее тело. От компрессора 2 рабочее тело подают в источник тепловой энергии 3, например ядерный реактор или камеру сгорания. Нагретое до высоких температур рабочее тело от источника тепловой энергии 3 подают на лопатки 4 ротора 5 турбины с нанесенным на их поверхность термоэмиссионным слоем 6. Одновременно ротор 5 турбины начинает вращаться от вала 7, а установленные на роторе 5 лопатки 4 с термоэмиссионным слоем 6 нагреваются до температур, при которых с их поверхности начинают эмитировать «горячие» электроны, забирая с собой часть тепловой энергии нагрева. Лопатки 4 с термоэмиссионным слоем 6 представляют собой катод.By means of the starter 1, the compressor 2 is set in motion, and a working fluid is started to be supplied to it. From the compressor 2, the working fluid is supplied to a heat source 3, for example, a nuclear reactor or a combustion chamber. The working fluid heated to high temperatures from the heat energy source 3 is fed to the blades 4 of the turbine rotor 5 with the thermionic layer 6 deposited on their surface. At the same time, the turbine rotor 5 starts to rotate from the shaft 7, and the blades 4 with the thermionic layer 6 mounted on the rotor 5 are heated to temperatures at which “hot” electrons begin to emit from their surface, taking with them part of the heating thermal energy. The blades 4 with the thermionic layer 6 are a cathode.

Эмитируемые с эмиссионного слоя 6 лопаток 4 электроны попадают в поток рабочего тела, движущегося от источника тепловой энергии 3. Далее электроны захватываются потоком рабочего тела и начинают перемещаться вместе с рабочим телом. Таким образом, ликвидируется пространственный заряд электронов, препятствующий дальнейшей эмиссии электронов с эмиссионного слоя 6 лопаток 4. Место размещения и форму анода 8 выбирают таким образом, чтобы обеспечить восприятие из рабочего тела всех электронов эмиссии, например, над ротором 5 или за ротором 5. При этом слой электроизоляции 9 располагают, например, на внутренней стенке корпуса ГТУ 10 в тепловом контакте с ней. Анод, например, также может быть выполнен в любой конфигурации, например в виде сетки.Electrons emitted from the emission layer 6 of the blades 4 fall into the flow of the working fluid moving from the heat energy source 3. Further, the electrons are captured by the flow of the working fluid and begin to move together with the working fluid. Thus, the spatial charge of the electrons is eliminated, which prevents further electron emission from the emission layer 6 of the blades 4. The location and shape of the anode 8 is chosen so as to ensure that all emission electrons are perceived from the working fluid, for example, above rotor 5 or behind rotor 5. When this layer of electrical insulation 9 is located, for example, on the inner wall of the housing of the gas turbine 10 in thermal contact with it. The anode, for example, can also be made in any configuration, for example in the form of a grid.

Часть тепловой энергии электронов эмиссии, полученной ими при нагреве лопаток 4 ротора 5 и эмиссионного слоя 6, идет на нагрев анода 8, а за счет другой части тепловой энергии электроны совершают полезную работу в электрической нагрузке 13. Для поддержания направленного возвратного направленного движения электронов от анода 8 к катоду по электрической цепи, образованной лопатками 4, ротором 5 и эмиссионным слоем 6, температуру анода 8 поддерживают на уровне ниже температуры катода, для чего используют, например, проточную систему охлаждения 11 анода 8 с каналами 12, через которые пропускают охладитель, а саму систему охлаждения 11 располагают в тепловом контакте с анодом 8 в месте его установки через слой электроизоляции 9.Part of the thermal energy of the emission electrons obtained by heating the blades 4 of the rotor 5 and the emission layer 6 is used to heat the anode 8, and due to the other part of the thermal energy, the electrons do useful work in the electrical load 13. To maintain the directional return directional movement of electrons from the anode 8 to the cathode through an electric circuit formed by the blades 4, the rotor 5 and the emission layer 6, the temperature of the anode 8 is maintained below the temperature of the cathode, for which use, for example, a flow cooling system 11 node 8 with channels 12 through which coolant is passed, and disposed in thermal contact with the anode 8 at the point of installation through the insulation layer 9, the cooling system 11 itself.

Рабочее тело после прохождения анода 8 подают в холодильник 15 и далее в компрессор 1, после чего цикл работы ГТУ по заявляемому способу охлаждения лопаток 4 турбины повторяется заново.The working fluid after passing the anode 8 is fed to the refrigerator 15 and then to the compressor 1, after which the cycle of the gas turbine according to the claimed method of cooling the turbine blades 4 is repeated again.

Путь рабочего тела на фиг. 1 показан сплошными темными стрелками. В электрической нагрузке 13 электроны совершают полезную работу за счет той части тепла, которая получена ими при нагреве катода (эмиссионного слоя 6 лопаток 4). При этом электроны «охлаждаются». Таким образом, часть тепловой энергии, которая при нагреве лопаток 4 турбины была передана электронами, унесена ими с эмиссионного слоя 6 лопаток 4 при термоэлектронной эмиссии, преобразуется в электрическую энергию. Электрическая нагрузка в данном случае является аналогом холодильника в контуре охлаждения с жидким хладагентом. После электрической нагрузки 13 электроны направляют к электрическому токосъему 14, через который они направляются на вал 7 турбины, который выполняют из электропроводящего материала.The path of the working fluid in FIG. 1 is shown by solid dark arrows. In the electric load 13, the electrons do a useful job due to the part of the heat that they received when the cathode was heated (emission layer 6 of the blades 4). In this case, the electrons are "cooled." Thus, part of the thermal energy that was transferred by electrons when heating the turbine blades 4, is carried away by them from the emission layer 6 of the blades 4 during thermionic emission, is converted into electrical energy. The electric load in this case is analogous to a refrigerator in a cooling circuit with liquid refrigerant. After the electric load 13, the electrons are directed to an electric current collector 14, through which they are sent to the turbine shaft 7, which is made of electrically conductive material.

При попадании на вал 7 турбины электроны направляют к ротору 5, находящемуся в электрическом контакте с валом 7, и далее к лопаткам 4 и эмиссионному слою 6. В дальнейшем описанный выше цикл охлаждения лопаток 4 ротора 5 повторяется заново. Таким образом, замыкается электронный контур охлаждения лопаток турбины 4.When the turbine hits the shaft 7, the electrons are directed to the rotor 5, which is in electrical contact with the shaft 7, and then to the blades 4 and the emission layer 6. In the future, the cooling cycle of the blades 4 of the rotor 5 described above is repeated again. Thus, the electronic cooling circuit of the blades of the turbine 4 is closed.

Путь электронов эмиссии через электрическую нагрузку 13 показан сплошными светлыми стрелками.The path of the emission electrons through the electrical load 13 is shown by solid light arrows.

Электрический токосъем 14 может быть механическим, жидкометаллическим или плазменным. В первом случае могут быть использованы токосъемные щетки. Во втором случае в области электрического токосъема обеспечивают циркуляцию жидкого проводящего металла, например лития. В третьем случае переход электронов на ротор турбины осуществляют через слабо ионизированную плазму в зазоре между подвижным электродом (валом турбины 9) и неподвижным электродом, находящимся в электрическом контакте с участком цепи, ведущим от полезной нагрузки 11.The electric current collector 14 may be mechanical, liquid metal, or plasma. In the first case, collector brushes can be used. In the second case, in the field of electric current collection, a liquid conducting metal, for example lithium, is circulated. In the third case, the transition of electrons to the turbine rotor is carried out through a weakly ionized plasma in the gap between the movable electrode (turbine shaft 9) and the stationary electrode in electrical contact with the portion of the circuit leading from the payload 11.

Экспериментально установлено, что тепловые потоки электронного охлаждения могут превышать величину 1,5 МВт/м2 (50А/см2) (Аскеров Ф.А., Атамасов В.Д., Полетаев Б.И. Космонавтика XXI века и ядерные термоэмиссионные энергетические установки, глава 4. - М.: Наука, 2001, 380 с.). Это обуславливает снижение и стабилизацию температуры лопаток турбины 3 и эмиссионного слоя 6 на уровне 1600-2100 К. С учетом тепловых потоков излучения с лопаток лопатки могут работать в условиях подводимых тепловых потоков порядка 3 МВт/м2, что существенно повысит КПД ГТУ. Это соответствует температуре рабочего тела перед турбиной на уровне 2400°C, что существенно превосходит температуру рабочего тела перед турбиной у существующих типов ГТУ. Для сравнения одна из самых совершенных ГТУ, произведенная компанией MitsubishiHeavyIndustries, имеет температуру рабочего тела перед турбиной на уровне 1600°C (http://www.mhi.co.jp/en/news/story/1105261435.html).It was experimentally established that the heat fluxes of electron cooling can exceed 1.5 MW / m 2 (50 A / cm 2 ) (Askerov F.A., Atamasov V.D., Poletaev B.I. 21st Century Cosmonautics and Nuclear Thermionic Power Plants , Chapter 4. - M .: Nauka, 2001, 380 p.). This leads to a decrease and stabilization of the temperature of the blades of the turbine 3 and the emission layer 6 at the level of 1600-2100 K. Given the heat fluxes from the blades of the blades, the blades can operate in the conditions of supplied heat fluxes of the order of 3 MW / m 2 , which will significantly increase the efficiency of the gas turbine. This corresponds to the temperature of the working fluid in front of the turbine at 2400 ° C, which significantly exceeds the temperature of the working fluid in front of the turbine for existing types of gas turbines. For comparison, one of the most advanced gas turbines manufactured by MitsubishiHeavyIndustries has a working fluid temperature in front of the turbine at 1600 ° C (http://www.mhi.co.jp/en/news/story/1105261435.html).

В общем случае эмиссионный слой наносят на роторные и статорные лопатки всех ступеней турбины. При этом неподвижные лопатки турбины через электрическую нагрузку электрически связывают с анодом.In the general case, the emission layer is applied to the rotor and stator blades of all stages of the turbine. In this case, the stationary blades of the turbine are electrically connected through the electric load to the anode.

Одновременно по заявляемому способу осуществляют охлаждение любых элементов ГТУ, подвергающихся интенсивному тепловому воздействию и нагреву высокотемпературным рабочим телом, движущимся от источника тепловой энергии, например от стенки корпуса ГТУ.At the same time, according to the claimed method, any GTU elements are subjected to intense heat exposure and heated by a high-temperature working fluid moving from a thermal energy source, for example, from a GTU case wall.

Технический эффект, получаемый при реализации заявляемого способа, заключается в снижении температуры лопаток турбины ГТУ за счет дополнительного отвода тепла электронами эмиссии, эмитированными с эмиссионного слоя, который наносят на лопатки 4 ротора 5 турбины. При этом отсутствует необходимость создания каналов циркуляции воздуха в лопатках турбины, что приводит к снижению сложности и стоимости создания турбины и ГТУ в целом. При этом повышается надежность ГТУ и снижается ее стоимость, а также появляется возможность существенно повысить температуру рабочего тела перед турбиной до уровня 2400°C и выше и одновременно преобразовать часть тепловой энергии нагрева лопаток турбины высокотемпературным рабочим телом в полезную электрическую энергию. Повышение температуры рабочего тела перед турбиной и преобразование части тепловой энергии нагрева лопаток в электрическую энергию обеспечивают существенное повышение КПД ГТУ в целом.The technical effect obtained by the implementation of the proposed method is to reduce the temperature of the turbine turbine blades due to the additional heat removal by emission electrons emitted from the emission layer, which is applied to the blades 4 of the turbine rotor 5. At the same time, there is no need to create air circulation channels in the turbine blades, which reduces the complexity and cost of creating a turbine and gas turbine in general. At the same time, the reliability of the gas turbine increases and its cost decreases, and it also becomes possible to significantly increase the temperature of the working fluid in front of the turbine to 2400 ° C and higher and at the same time convert part of the thermal energy of heating the turbine blades by a high-temperature working fluid into useful electrical energy. An increase in the temperature of the working fluid in front of the turbine and the conversion of part of the thermal energy of heating the blades to electrical energy provide a significant increase in the efficiency of the gas turbine as a whole.

Таким образом, благодаря новой совокупности отличительных признаков решаются поставленные задачи и достигается указанный выше технический результат.Thus, thanks to a new set of distinctive features, the tasks are solved and the above technical result is achieved.

При этом следует отметить, что технологически предлагаемый способ легко реализуем и практически не приводит к каким-нибудь существенным конструктивным внесениям в существующие типы лопаток ГТУ, что позволяет легко модернизировать существующие производства лопаток турбин, а также лопаток ГТУ, находящихся в эксплуатации.It should be noted that the technologically proposed method is easily implemented and practically does not lead to any significant structural contributions to the existing types of gas turbine blades, which makes it possible to easily modernize the existing production of turbine blades, as well as gas turbine blades in operation.

Предлагаемый способ отражает более высокий уровень науки и техники, а реализованные его ГТУ можно использовать в течение длительного времени в различных отраслях народного хозяйства при создании авиационной и ракетно-космической техники, на объектах судостроения и энергетики, в том числе на ядерных электростанциях.The proposed method reflects a higher level of science and technology, and its gas turbines can be used for a long time in various sectors of the national economy when creating aviation and rocket and space technology, at shipbuilding and energy facilities, including nuclear power plants.

Claims (1)

Способ охлаждения лопаток турбин газотурбинной установки с помощью контура охлаждения, отличающийся тем, что контур охлаждения выполнен в виде электропроводящей схемы, элементы которой размещают на конструктивных элементах турбины с образованием катода путем нанесения термоэмиссионного слоя на лопатки из электропроводящего материала, эмитирующего электроны в рабочее тело при нагреве, и анода, который укрепляют через слой электроизоляции внутри корпуса, например, на внутренней стенке корпуса, и воспринимающего электроны эмиссии из рабочего тела, причем электропроводящую схему образуют последовательным соединением анода и катода через электрическую нагрузку, токосъем, вал, ротор и лопатки турбины, причем температуру анода поддерживают ниже температуры эмиссионного слоя лопаток турбины путем охлаждения анода в месте его установки на конструктивных элементах турбины. A method of cooling turbine blades of a gas turbine plant using a cooling circuit, characterized in that the cooling circuit is made in the form of an electrically conductive circuit, the elements of which are placed on the structural elements of the turbine with the formation of a cathode by applying a thermionic layer on the blades of an electrically conductive material emitting electrons into the working fluid when heated , and the anode, which is strengthened through a layer of electrical insulation inside the housing, for example, on the inner wall of the housing, and which receives emission electrons from p the body, and the electrically conductive circuit is formed by connecting the anode and cathode in series through an electric load, current collector, shaft, rotor and turbine blades, the temperature of the anode being kept below the temperature of the emission layer of the turbine blades by cooling the anode in the place of its installation on the turbine structural elements.
RU2014121444/06A 2014-05-27 2014-05-27 Gas turbine plant blades cooling RU2573551C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014121444/06A RU2573551C2 (en) 2014-05-27 2014-05-27 Gas turbine plant blades cooling

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014121444/06A RU2573551C2 (en) 2014-05-27 2014-05-27 Gas turbine plant blades cooling

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014121444A RU2014121444A (en) 2015-12-10
RU2573551C2 true RU2573551C2 (en) 2016-01-20

Family

ID=54843043

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014121444/06A RU2573551C2 (en) 2014-05-27 2014-05-27 Gas turbine plant blades cooling

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2573551C2 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2744433C1 (en) * 2018-01-18 2021-03-09 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") Electromagnetic mass accelerator
RU2749147C1 (en) * 2020-04-03 2021-06-07 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") Coolable gas turbine blade
RU2769546C1 (en) * 2021-02-05 2022-04-04 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") Gas turbine engine blade temperature measuring device

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1034093A1 (en) * 1982-04-09 1983-08-07 Ордена Трудового Красного Знамени Институт Радиотехники И Электроники Ан Ссср Method of producing thermal electron emission
RU2072058C1 (en) * 1993-06-18 1997-01-20 Геннадий Алексеевич Швеев Gas-turbine engine
RU2185002C2 (en) * 2000-06-26 2002-07-10 Общество с ограниченной ответственностью "Прикладные научные разработки" Thermionic power generating cell
RU2347291C1 (en) * 2007-07-19 2009-02-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный научный центр Российской Федерации - Физико-энергетический институт имени А.И. Лейпунского" Thermoemission electrogenerating module of nuclear reactor core with direct energy conversion
RU2390872C1 (en) * 2009-04-16 2010-05-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный научный центр Российской Федерации - Физико-энергетический институт имени А.И. Лейпунского" Thermionic generator

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1034093A1 (en) * 1982-04-09 1983-08-07 Ордена Трудового Красного Знамени Институт Радиотехники И Электроники Ан Ссср Method of producing thermal electron emission
RU2072058C1 (en) * 1993-06-18 1997-01-20 Геннадий Алексеевич Швеев Gas-turbine engine
RU2185002C2 (en) * 2000-06-26 2002-07-10 Общество с ограниченной ответственностью "Прикладные научные разработки" Thermionic power generating cell
RU2347291C1 (en) * 2007-07-19 2009-02-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный научный центр Российской Федерации - Физико-энергетический институт имени А.И. Лейпунского" Thermoemission electrogenerating module of nuclear reactor core with direct energy conversion
RU2390872C1 (en) * 2009-04-16 2010-05-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный научный центр Российской Федерации - Физико-энергетический институт имени А.И. Лейпунского" Thermionic generator

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2744433C1 (en) * 2018-01-18 2021-03-09 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") Electromagnetic mass accelerator
RU2749147C1 (en) * 2020-04-03 2021-06-07 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") Coolable gas turbine blade
RU2769546C1 (en) * 2021-02-05 2022-04-04 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") Gas turbine engine blade temperature measuring device

Also Published As

Publication number Publication date
RU2014121444A (en) 2015-12-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5898880B2 (en) Turbulent arrangement of thermoelectric elements using waste heat generated from a turbine engine
RU2573551C2 (en) Gas turbine plant blades cooling
US8695342B2 (en) Heating system for a turbine
JP2011094626A (en) Device and method for cooling turbine engine
RU2631847C2 (en) Turbojet engine comprising thermoelectric generators
JP2011094615A (en) Clearance control of turbine rotor blade tip and shroud
JP2007500307A (en) Thermoelectric generator for gas turbine engine
US20140294560A1 (en) Gas Turbine Shroud Assemblies
US10344613B2 (en) Hyperjet superconducting turbine blisk propulsion and power generation
US20160290232A1 (en) Heat pipe cooling system for a turbomachine
US10626746B2 (en) Controllable two-spool gas turbine arrangement
JP2019044761A (en) Gas turbine engine with engine rotor element turning device
EP3075986A1 (en) Heat pipe temperature management system for wheels and buckets in a turbomachine
US7304396B2 (en) Turbo-machine and method for operating the same
JP2009167934A (en) Gas turbine moving blade and gas turbine
JP2009293390A (en) Gas turbine engine
CN204552947U (en) A kind of aeroengine afterheat generating system
US20190222079A1 (en) Method and apparatus for cooling an rotor assembly
CN104202898B (en) The zero energy consumption zero mass synthesizing jet-flow device utilizing based on hypersonic stream energy
RU2578387C2 (en) Gas turbine plant blades cooling device
RU2686815C1 (en) Nuclear turbojet
RU151082U1 (en) GAS-TURBINE UNIT TURBINE COOLING COOLING DEVICE
CN107425754B (en) Thermal power source device of aeroengine
RU185328U1 (en) Rocket engine cooling device
RU2611596C1 (en) Thermionic converter

Legal Events

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

Effective date: 20170528