RU2622356C2 - Устройство и способ разблокировки газовой турбины после ее остановки - Google Patents

Устройство и способ разблокировки газовой турбины после ее остановки Download PDF

Info

Publication number
RU2622356C2
RU2622356C2 RU2014134637A RU2014134637A RU2622356C2 RU 2622356 C2 RU2622356 C2 RU 2622356C2 RU 2014134637 A RU2014134637 A RU 2014134637A RU 2014134637 A RU2014134637 A RU 2014134637A RU 2622356 C2 RU2622356 C2 RU 2622356C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
air
gas turbine
turbine according
generator
rotor
Prior art date
Application number
RU2014134637A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014134637A (ru
Inventor
Томмазо БЕТТИ
Антонио БАЛЬДАССАРРЕ
Филиппо Вити
Стефано МЕУЧЧИ
Марко Лаццери
Роберто Мерло
Даниэле Маркуччи
Original Assignee
Нуово Пиньоне СРЛ
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 Нуово Пиньоне СРЛ filed Critical Нуово Пиньоне СРЛ
Publication of RU2014134637A publication Critical patent/RU2014134637A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2622356C2 publication Critical patent/RU2622356C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/146—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by throttling the volute inlet of radial machines or engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/148—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of rotatable members, e.g. butterfly valves
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D19/00—Starting of machines or engines; Regulating, controlling, or safety means in connection therewith
    • F01D19/02—Starting of machines or engines; Regulating, controlling, or safety means in connection therewith dependent on temperature of component parts, e.g. of turbine-casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/34—Turning or inching gear
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/045—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for noise suppression
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D25/00—Pumping installations or systems
    • F04D25/02—Units comprising pumps and their driving means
    • F04D25/08—Units comprising pumps and their driving means the working fluid being air, e.g. for ventilation
    • F04D25/12—Units comprising pumps and their driving means the working fluid being air, e.g. for ventilation the unit being adapted for mounting in apertures
    • F04D25/14—Units comprising pumps and their driving means the working fluid being air, e.g. for ventilation the unit being adapted for mounting in apertures and having shutters, e.g. automatically closed when not in use
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/663—Sound attenuation
    • F04D29/664—Sound attenuation by means of sound absorbing material
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/663—Sound attenuation
    • F04D29/665—Sound attenuation by means of resonance chambers or interference
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
    • F02C7/27—Fluid drives
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • F05D2260/964—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise counteracting thermoacoustic noise
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Soundproofing, Sound Blocking, And Sound Damping (AREA)
  • Applications Or Details Of Rotary Compressors (AREA)

Abstract

Изобретение относится к энергетике. Газовая турбина на базе авиационного двигателя содержит воздухозаборную камеру, компрессор, содержащий воздухозаборное устройство, сообщающееся с указанной камерой, камеру сгорания, турбину высокого давления и силовую турбину. С воздухозаборной камерой сообщается генератор принудительно подаваемого воздушного потока. В канале для поступающего в зону горения воздуха расположено перекрывающее устройство, расположенное и регулируемое с обеспечением перекрытия указанного канала и нагнетания давления в указанной воздухозаборной камере посредством генератора принудительно подаваемого воздушного потока до значения, достаточного для принудительного протекания находящегося под давлением воздуха через указанную турбину. Изобретение позволяет повысить эффективность повторного запуска газовой турбины. 2 н. и 22 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Настоящее изобретение в целом относится к газовым турбинам и в особенности к газовым турбинам на базе авиационного двигателя. Если говорить более конкретно, данное изобретение относится к устройствам и способам разблокирования газовой турбины, выполняемого после ее остановки и блокировки ротора вследствие температурных перепадов внутри турбомашины.
Газовые турбины на базе авиационного двигателя нашли широкое применение в качестве источников энергии для механических приводов, а также при производстве электроэнергии для промышленных установок, газопроводов, морских платформ, в областях применения сжиженного природного газа и т.п.
Газовая турбина может быть остановлена, например, в аварийных ситуациях, и вновь запущена по истечении непродолжительного периода времени. Если ротор турбины остается неподвижным в течение периода остановки, могут возникнуть термические деформации, характеризующиеся уменьшением или исчезновением зазоров между ротором и частями статора, приводящие в результате к задеванию указанных элементов друг о друга или усилению процесса блокировки ротора. Термические деформации связаны с неоднородными температурными полями, что обусловлено несколькими причинами. Когда турбина находится в состоянии покоя, охлаждение ротора происходит неравномерно, при этом верхняя часть ротора охлаждается с меньшей скоростью по сравнению с нижней частью вследствие явления естественной конвекции, что приводит к изгибу ротора и изгибающим деформациям. Уменьшение зазоров между статором и ротором также может возникать в результате разброса температуры, связанного с распределением вторичного потока в процессе остановки турбины. Повторный запуск турбины невозможно осуществить до тех пор, пока температурное поле, а также геометрические параметры ротора не придут в норму. В данном отношении самыми критичными частями газовой турбины на базе авиационного двигателя являются концевые части лопаток компрессорных ступеней, где между статором и ротором имеется ограниченный зазор.
При некоторых видах аварийного отключения газовой турбины процесс остывания занимает значительное количество времени, в течение которого невозможно осуществить повторный запуск турбины и нагрузки, приводимой в действие данной турбиной. Это может привести к существенным экономическим потерям и/или возникновению технических или управленческих проблем.
Данную проблему было предложено решать путем продолжения вращения ротора турбины на малых оборотах в процессе остановки турбины, тем самым исключая неравномерное остывание ротора и предотвращая его блокировку. Обычно данный процесс осуществляют путем приведения ротора турбины во вращение посредством пускового электродвигателя. Пусковой электродвигатель потребляет большое количество электроэнергии. Для некоторых конкретных установок невозможно обеспечить подачу переменного тока в режимах аварийного отключения, таким образом, невозможно использовать пусковой двигатель или любое другое оборудование с высоким энергопотреблением.
С целью уменьшения времени простоя, необходимого для остывания газовой турбины после ее остановки и блокировки, предложен генератор для принудительной подачи воздушного потока, который обеспечивает поток принудительно подаваемого охлаждающего воздуха, находящегося под давлением, достаточным для циркуляции указанного воздуха через газовую турбину, находящуюся в режиме блокировки. Поток принудительно подаваемого воздуха обеспечивает уменьшение времени, необходимого для разблокирования ротора турбины, так что газовая турбина может быть вновь запущена по прошествии значительно более короткого периода времени по сравнению с количеством времени, необходимым для повторного запуска турбины, когда принудительно подаваемый охлаждающий воздух не используется.
В патенте США №4003200 описана турбомашинная установка, в которой с линией подачи воздуха соединен вспомогательный вентилятор. Однако в данном случае вентилятор применяют для создания воздушного потока, который используют для поддержания вращения ротора турбомашины на малых оборотах. В то же время, данное известное устройство не решает проблему разблокирования газовой турбины после ее остановки.
Согласно одному варианту выполнения предложена газовая турбина на базе авиационного двигателя, содержащая воздухозаборную камеру, компрессор, содержащий воздухозаборное устройство, сообщающееся с воздухозаборной камерой, камеру сгорания, турбину высокого давления и силовую турбину. С воздухозаборной камерой преимущественно проточно сообщается генератор принудительно подаваемого воздушного потока. Более того, в проточном тракте для поступающего в зону горения воздуха, по которому этот воздух поступает в газовую турбину, выполнено перекрывающее устройство. Указанное устройство расположено и управляется с обеспечением перекрытия канала для потока поступающего в зону горения воздуха, так что давление внутри воздухозаборной камеры нагнетается посредством генератора принудительно подаваемого воздушного потока до значения, достаточного для обеспечения протекания находящегося под давлением воздуха через указанную турбину, когда турбина не работает, например, после блокировки, возникшей в результате остановки. Принудительно подаваемый поток охлаждающего воздуха, создаваемый указанным генератором, обеспечивает отведение тепла от турбомашины, так что эффект относительного термического расширения, которое вызывает блокировку ротора, будет компенсирован за более короткий промежуток времени по сравнению с количеством времени, необходимым для компенсации указанного эффекта в случае отсутствия принудительного охлаждения.
В некоторых вариантах выполнения в канале для поступающего в зону горения воздуха расположено устройство для глушения шума. В данном случае перекрывающее устройство может быть расположено за устройством для глушения шума относительно воздушного потока, протекающего в указанном канале.
Устройство для глушения шума может содержать параллельно расположенные панели, между которыми образованы проходы для воздуха, при этом каждый проход имеет отверстие для выпуска воздуха. В каждом отверстии для выпуска воздуха может быть расположена поворотная заслонка, предназначенная для выборочного открытия и закрытия воздушного прохода. Каждая поворотная заслонка может быть приведена в действие независимым исполнительным устройством. Однако в предпочтительном варианте выполнения заслонки соединены друг с другом с обеспечением возможности одновременного управления указанными заслонками посредством общего закрывающие и открывающего исполнительного устройства.
Каждая поворотная заслонка может быть расположена с возможностью поворота вокруг соответствующего поворотного вала. Поворотный вал может проходить параллельно соответствующей панели устройства для глушения шума и за выходной кромкой указанной панели по ходу потока воздуха. Выходная кромка представляет собой самую нижнюю кромку панели относительно направления воздушного потока.
В некоторых вариантах выполнения, параллельно каждому поворотному валу и за каждой панелью устройства для глушения шума расположена наклонная пластина, проходящая в направления воздушного потока. Когда заслонка находится в открытом положении, наклонная пластина и заслонка могут принимать такое взаимное положение, что они сходятся друг с другом в направлении воздушного потока и могут быть выполнены и расположены с образованием профиля низкого перепада давления за соответствующей панелью устройства для глушения шума, поперечное сечение которого уменьшается в направления воздушного потока.
Согласно некоторым вариантам выполнения каждая панель устройства для глушения шума имеет плоские поверхности, при этом противолежащие плоские поверхности каждой пары смежных панелей указанного устройства образуют соответствующий проход для воздуха. Каждый проход для воздуха может иметь по существу прямоугольное поперечное сечение, один размер которого параллелен плоским поверхностям панелей устройства для глушения шума, а другой размер ортогонален указанным поверхностям. Первый размер превышает второй размер, например, в десять раз, то есть, воздушные проходы имеют прямоугольное поперечное сечение с длинной и короткой сторонами, при этом короткая сторона в десять раз короче или меньше длинной стороны.
Для улучшенного закрытия воздухозаборной камеры и, следовательно, более эффективного принудительного охлаждения газовой турбины, по меньшей мере некоторые, а предпочтительно все отверстия для выпуска воздуха по меньшей мере частично окружены уплотнительной прокладкой, взаимодействующей с соответствующей заслонкой. В некоторых вариантах выполнения каждое отверстие для выпуска воздуха полностью окружено уплотнительной прокладкой. Уплотнительная прокладка может иметь самоуплотняющийся профиль. Самоуплотняющийся профиль обеспечивает усиление уплотнительного эффекта при повышении давления воздуха в воздухозаборной камере.
Например, уплотнительная прокладка может содержать основную часть и выступающую из указанной основной части уплотнительную кромку. Уплотнительная кромка может входить в контакт с соответствующей заслонкой, если указанная заслонка находится в закрытом положении, при этом давление в воздухозаборной камере прижимает уплотнительную кромку к заслонке.
Каждое отверстие для выпуска воздуха по меньшей мере частично может быть окружено профилем, обеспечивающим удерживание прокладки, для закрепления уплотнительной прокладки и удерживания ее по месту.
В некоторых вариантах выполнения для каждого отверстия для выпуска воздуха может быть предусмотрен концевой упор, определяющий закрытое положение соответствующей заслонки, так чтобы внутреннее давление воздухозаборной камеры не сдавливало уплотнительную прокладку, тем самым, предотвращая ее механическое повреждение.
В некоторых вариантах выполнения генератор принудительно подаваемого воздушного потока выполнен и расположен с предотвращением протекания через него воздушного потока, когда генератор находится в неработающем состоянии. Данное решение может быть преимущественно достигнуто, например, путем использования компрессора объемного типа, например, роторного компрессора, такого как компрессор типа «Roots», либо винтовой компрессор или т.п.
Согласно дополнительному аспекту, данное изобретение относится к способу разблокирования ротора газовой турбины на базе авиационного двигателя, которое имеет место после ее остановки, при этом способ включает следующие этапы:
использование воздухозаборной камеры, проточно сообщающейся с каналом для поступающего в зону горения воздуха, воздухозаборным устройством компрессора указанной турбины и генератором принудительно подаваемого воздушного потока,
использование перекрывающего устройства, расположенного и управляемого с обеспечением перекрытия канала для поступающего в зону горения воздуха,
охлаждение ротора указанной турбины, заблокированного после остановки указанной турбины, путем закрытия перекрывающего устройства и образования избыточного давления в воздухозаборной камере посредством генератора принудительно подаваемого воздушного потока, при этом значение избыточного давления достаточно для принудительной подачи воздуха, находящегося под давлением, через заблокированный ротор турбины.
Далее описаны признаки и варианты выполнения изобретения, детально сформулированные в прилагаемой формуле изобретения, которая составляет неотъемлемую часть данного описания. В вышеизложенном кратком описании приведены характерные особенности разных вариантов выполнения данного изобретения, с целью лучшего понимания приведенного ниже подробного описания и оценки усовершенствований существующей техники. Разумеется, существуют и другие особенности изобретения, которые будут описаны далее в данном документе и изложены в прилагаемой формуле изобретения. В связи с этим, прежде чем перейти к подробному объяснению некоторых вариантов выполнения следует уяснить, что разные варианты выполнения изобретения не ограничены в их применении деталями конструкции и расположением компонентов, как описано в приведенном ниже описании или изображено на чертежах. Изобретение может предполагать другие варианты выполнения и может быть реализовано на практике и осуществлено разными способами. Кроме того, следует понимать, что используемая в данном документе фразеология и терминология является описательной и не должна считаться ограничивающей.
С учетом изложенного специалисты должны понимать, что концепция, на которой построено изобретение, может быть легко использована в качестве базы для разработки других конструкций, способов и/или систем, обеспечивающих реализацию некоторых целей данного изобретения. Таким образом, важно отметить, что формула изобретения включает такие эквивалентные конструкции, если они не выходят за рамки сущности и объема изобретения.
Более полное понимание описанных вариантов выполнения изобретения и его многочисленные соответствующие преимущества следует из приведенного ниже подробного описания, выполненного со ссылкой на прилагаемые чертежами, на которых:
Фиг. 1А и Фиг. 1В изображают схематические виды сбоку газотурбинной установки на базе авиационного двигателя, содержащей систему обеспечения принудительно подаваемого воздушного потока, предназначенную для разблокирования ротора турбины, в двух разных рабочих режимах;
Фиг. 1С изображает схематический продольный разрез типичного варианта выполнения газовой турбины на базе авиационного двигателя;
Фиг. 2 изображает вид в изометрии одного варианта выполнения перекрывающего устройства, входящего в систему обеспечения принудительно подаваемого воздушного потока;
Фиг. 3 изображает вид сверху перекрывающего устройства, изображенного на Фиг. 2;
Фиг. 4 изображает перекрывающее устройство, изображенное на Фиг. 3, в разрезе по линии IV-IV;
Фиг. 4А изображает увеличенный вид фрагмента А, изображенного на Фиг. 4, при нахождении перекрывающего устройства закрытом положении;
Фиг. 5 изображает вид сбоку в разрезе по линии V-V, изображенной на Фиг. 3;
Фиг. 6 изображает разрез по линии VI-VI, изображенной на Фиг. 5;
Фиг. 7 изображает другой вариант выполнения верхней части воздухозаборной камеры, в вертикальном разрезе.
Приведенное ниже подробное описание типичных вариантов выполнения выполнено со ссылкой на прилагаемые чертежи. Одинаковыми номерами позиций на разных чертежах обозначены одинаковые или подобные элементы. Кроме того, чертежи не обязательно выполнены в масштабе. Более того, приведенное ниже подробное описание не ограничивает изобретение. Фактически, объем изобретения ограничен формулой изобретения.
Используемая на протяжении данного описания ссылка на выражение «один вариант выполнения» или «вариант выполнения», либо «некоторые варианты выполнения» означает, что конкретный признак, конструкция или характеристика, описанные применительно к какому-либо варианту выполнения, относятся по меньшей мере к одному варианту выполнения описанного предмета изобретения. Таким образом, фраза «в одном варианте выполнения» или «в варианте выполнения», либо «в некоторых вариантах выполнения», используемая в разных местах описания, не обязательно относится к одному и тому же варианту (вариантам) выполнения. Более того, конкретные признаки, конструкции или характеристики могут сочетаться любым соответствующим образом в одном или нескольких вариантах выполнения.
На Фиг. 1А и Фиг. 1В схематически изображен вид сбоку и частичный разрез газотурбинной установки на базе авиационного двигателя. На Фиг. 1А газовая турбина изображена в рабочем режиме, а на Фиг. 1В газовая турбина находится в неработающем состоянии, при этом устройство для разблокирования находится в работающем состоянии.
Установка в целом обозначена номером 100 позиции. Установка содержит кожух 101 и расположенную в указанном кожухе газовую турбину 102, выполненную на базе авиационного двигателя. Перед газовой турбиной 102 расположена воздухозаборная камера 103, которая проточно сообщается с каналом 105 для поступающего в зону горения воздуха, проходящим над указанной камерой. На впускной стороне канала 105 расположены фильтры 107. Внутри канала 105 выполнено устройство 109 для глушения шума, обеспечивающее уменьшение шума, создаваемого воздухом на впуске.
Как описано далее более подробно со ссылкой на Фиг. 1А, газовая турбина 102, выполненная на базе авиационного двигателя, содержит несколько секций, включая компрессорную секцию, камеру сгорания, турбину высокого давления и силовую турбину. Газовая турбина 102 дополнительно содержит наружный корпус 102С, в котором заключен компрессор и турбины, а также камера сгорания. Корпус 102С турбины 102 окружен кожухом 101, ограничивающим внутренний объем 101А. Охлаждающий воздух циркулирует вокруг корпуса 102С и выходит через выпускной канал 115. Отработавшие газообразные продукты сгорания, выпускаемые из силовой турбины, выходят из кожуха через эксгаустер 117. На схематических изображениях, представленных на Фиг. 1А и Фиг. 1В, на горячей стороне газовой турбины 102 расположен приводной вал 119, обеспечивающий приведение в действие общей нагрузки 121, например, электрогенератора, компрессора или компрессорной линии, обеспечивающей сжижение природного газа, либо другой соответствующей нагрузки.
В некоторых вариантах выполнения на стороне воздухозаборной камеры 103, противолежащей газовой турбине 102, расположен отсек 106, проточно сообщающийся с воздухозаборным каналом 113 и внутренним пространством 101А кожуха 101. В канале 113 может быть расположен воздушный вентилятор 110. В альтернативном варианте воздушный вентилятор 110 может быть расположен в выпускном канале 115. Возможно совместное использование нескольких вентиляторов. Воздушный вентилятор (вентиляторы) 110 и/или 112 создают поток охлаждающего воздуха, который поступает во внутреннее пространство 101А кожуха 101, протекая по каналу 113, отсеку 106 и вокруг камеры 103, с целью охлаждения корпуса 102С газовой турбины.
Согласно варианту выполнения, изображенному на Фиг. 1А и Фиг. 1В, в отсеке 106 расположен генератор 111 принудительно подаваемого воздушного потока. В некоторых вариантах выполнения генератор 111 содержит компрессор объемного типа, такой как роторный объемный компрессор. К соответствующим роторным компрессорам относятся компрессоры с кулачковыми роторами, такие как компрессоры типа «Roots», винтовые компрессоры или лопастные компрессоры. Если говорить в общих чертах, генератор 111, обеспечивающий принудительно подаваемый воздушный поток, содержит средства, препятствующие протеканию воздуха через указанный генератор, если он находится в неработающем состоянии. При использовании компрессора объемного типа, такого как компрессор типа «Roots», исключено протекание воздуха через указанный компрессор, если он находится в неработающем состоянии, при этом не нужно использовать дополнительное устройство из обратных клапанов или подобное устройство, что упрощает и удешевляет конструкцию.
Генератор 111 может быть приведен в действие таким движителем, как, например, электродвигатель 114. Впускная сторона генератора 111 изображена под номером 111А позиции, а выпускная сторона обозначена номером 111В. Впускная сторона 111А проточно сообщается с отсеком 106, тогда как выпускная сторона 111В проточно сообщается с камерой 103, так что когда генератор принудительно подаваемого воздушного потока работает, воздух всасывается через канал 113 и принудительно подается через камеру 103 в целях, которые будут изложены далее.
Обратимся к Фиг. 1С. В некоторых вариантах выполнения газовая турбина 102 содержит компрессорную секцию 9, включающую переднюю раму или раструб 11, образующий впуск компрессора, а также корпус 13 и ротор 14, поддерживаемый с возможностью вращения валом 16 и расположенный в указанном корпусе 13. Вращающиеся лопатки, установленные на роторе 14, и неподвижные лопатки, расположенные в корпусе 13, обеспечивают всасывание воздуха через раструб 11, сжатие и подачу к выпускному отверстию 15 компрессорной секции 9. Выпускное отверстие 15 проточно сообщается с камерой 17 сгорания. Сжатый воздух, выходящий из компрессорной секции 9, поступает в камеру 17 сгорания вместе с газообразным или жидким топливом.
Камера 17 сгорания проточно сообщается с турбиной 19 высокого давления. Турбина 19 приводится во вращение посредством протекающих через нее газообразных продуктов сгорания и обеспечивает мощность для приведения в действие компрессорной секции 9. Для приведения в действие компрессора турбина 19 использует только часть полезной мощности. Горячие газы, выходящие из турбины 19, все еще находятся под давлением и используются в расположенной ниже по потоку секции газовой турбины, выполненной на базе авиационного двигателя, с целью образования механической мощности. Комбинацию компрессорной секции 9, камеры 17 сгорания и турбины 19 высокого давления обычно называют газовым генератором, который на чертежах в целом обозначен номером 20 позиции.
В варианте выполнения, изображенном на чертежах, ротор 14 компрессорной секции 9 и ротор турбины 19 высокого давления поддерживаются общим валом 16 и в совокупности образуют ротор газогенератора.
Газ, образованный газогенератором 20 и выходящий из турбины 19, протекает через секцию силовой турбины, расположенной ниже по потоку, причем энергия газа частично преобразуется в механическую энергию.
В типичном варианте выполнения, изображенном на чертежах, секция силовой турбины содержит силовую турбину 21 низкого давления, которая включает статор 21S и ротор 21R. В варианте выполнения, изображенном на чертежах, ротор 21R турбины 21 поддерживается турбинным валом 22 и соединен с ним торсионным образом, при этом вал 22 механически отделен от вала 16 газового генератора.
Силовая турбина 21 может иметь разное количество ступеней. Типичный вариант выполнения, изображенный на Фиг. 1А, включает шестиступенчатую силовую турбину, работающую на малых оборотах. Другие варианты выполнения могут включать турбину, работающую на высоких оборотах, например, высокоскоростную двухступенчатую силовую турбину. Выхлопные газы, выходящие из силовой турбины в местоположении 23, могут использоваться для комплексной выработки энергии или просто выпускаться в атмосферу.
Газовая турбина на базе авиационного двигателя, изображенная на Фиг. 1С, представлена исключительно в качестве примера. В данной заявке могут быть использованы разнообразные серийно выпускаемые газовые турбины, выполненные на базе авиационного двигателя. В разных турбинах может различаться общая конструкция и компоновка, включая количество компрессоров, турбин, валов и ступеней сжатия и расширения. Соответствующими газовыми турбинами, выполненными на базе авиационного двигателя, являются газовые турбины LM2500 Plus G4 HSPT или LM2500 Plus 6-Stage (обе указанные турбины поставляет компания GE Aviation; Эвендейл, штат Огайо, США). К другим соответствующим газовым турбинам, выполненным на базе авиационного двигателя, относится газовая турбина PGT25+, серийно выпускаемая компанией GE Oil and Gas; Флоренция, Италия, или турбина марки Dresser-Rand Vectra® 40G4, выпускаемая компанией Dresser-Rand Company, Хьюстон, штат Техас, США. В других вариантах выполнения можно применять газовые турбины PGT16, PGT20 или PGT25, выполненные на базе авиационного двигателя; при этом все из указанных турбин серийно выпускаются компанией GE Oil and Gas; Флоренция, Италия. Кроме того, можно применить газовую турбину LM6000 на базе авиационного двигателя, серийно выпускаемую компанией GE Aviation; Эвендейл, штат Огайо, США.
В некоторых вариантах выполнения вал газовой турбины, выполненной на базе авиационного двигателя, может непосредственно приводить в действие нагрузку 121, то есть, при прямом механическом соединении, так что нагрузка 121 вращается по существу с той же скоростью, что и силовая турбина турбины 102. В других вариантах выполнения между валом силовой турбины и валом нагрузки 121 может быть расположен редуктор. Конкретное устройство выбирают их конструктивных соображений, с учетом типа применяемой силовой турбины (быстроходной или тихоходной) и/или в зависимости от угловой скорости нагрузки 121.
В канале 105 для поступающего в зону горения воздуха, расположенном ниже по потоку относительно устройства 109 для глушения шума, расположено перекрывающее устройство 123. Далее подробно описана работа и конструкция устройства 123. Перекрывающее устройство 123 закрывают, и генератор 111 запускают в любой момент после остановки газовой турбины на базе авиационного двигателя, при этом ротор указанной турбины, а именно, ротор газогенератора заблокирован и требует охлаждения и разблокирования, чтобы обеспечить повторный запуск данной турбины, как описано ниже более подробно.
Ниже со ссылкой, в частности, на Фиг. 2 - Фиг. 6 описан первый вариант выполнения перекрывающего устройства 123.
В преимущественных вариантах выполнения устройство 123 расположено ниже устройства 109 для глушения шума, как изображено на Фиг. 1, то есть, за указанным устройством относительно направления протекания воздушного потока. Устройство 109 может включать ряд параллельно расположенных шумоглушительных панелей 131. Панели 131 предпочтительно являются плоскими или пленарными. Между каждой парой смежных панелей 131 образован соответствующий проход для воздуха. Как пояснено в приведенном ниже описании, перекрывающее устройство 123 содержит поворотную заслонку для каждого воздушного прохода, для обеспечения эффективного перекрытия канала 105 ниже по потоку относительно устройства 109 для глушения шума.
В варианте выполнения, изображенном на Фиг. 2 - Фиг. 6, перекрывающее устройство 123 содержит раму 135. Предпочтительно, рама 135 содержит боковые профили 137, 138, 139 и 140, соединенные вместе с образованием прямоугольной или квадратной рамы 135. В предпочтительных вариантах выполнения наружный размер рамы 135 соответствует поперечному сечению канала 105 для поступающего в зону горения воздуха.
В примерном варианте выполнения, изображенном на чертежах, внутри рамы 135 расположены поперечины 143, каждая из которых проходит по ширине рамы 135 от профиля 137 к профилю 139. Поперечины 143 отстоят друг от друга, образуя между каждой парой смежных поперечин воздушный проход 145.
Как можно понять из схематического изображения, представленного на Фиг. 4, каждая поперечина 143 расположена ниже нижней кромки одной из панелей 131, которые образуют устройство 109 для глушения шума. В некоторых вариантах выполнения поперечины 143 имеют квадратное или прямоугольное поперечное сечение. Тем не менее, следует понимать, что можно применять и другие формы поперечного сечения.
Воздушные проходы 145, образованные между смежными и параллельными поперечинами 143, образуют продолжение соответствующих проходов 147, образованных между соответствующими параллельными панелями 131. При этом в области устройства 109 и перекрывающего устройства 123 внутреннее пространство канала 105 разделено на несколько расположенных бок о бок воздушных проходов 145, 147. Каждый проход имеет прямоугольное поперечное сечение. В частности, поперечное сечение каждого воздушного прохода 145, 147 имеет первый размер D1 и второй размер D2. Первый размер D1 соответствует ширине панелей 131 и длине поперечин 143, тогда как второй размер D2 соответствует расстоянию между смежными поперечинами 143. В предпочтительных вариантах выполнения размер D1 в несколько раз превышает размер D2. В некоторых вариантах выполнения размер D1 по меньшей мере в 10 раз или более превышает размер D2.
Каждый воздушный проход 145, 147 имеет отверстие для выпуска воздуха, образованное двумя соответствующими параллельными поперечинами 143 и двумя противолежащими профилями 137 и 139. Отверстие для впуска воздуха, обозначенное номером 145А позиции на Фиг. 4 и Фиг. 4А, окружено уплотнительной прокладкой, взаимодействующей с поворотной заслонкой, как будет дополнительно объяснено ниже.
В некоторых вариантах выполнения от нижней боковой стенки каждой поперечины 143 и по направлению к воздухозаборной камере 103 проходит наклонная пластина 149. Каждая наклонная пластина 149 проходит вдоль всей длины соответствующей поперечины 143 и расположена так, что приближается в направлении вниз по потоку к вертикальной срединной плоскости соответствующей поперечины 143, а также соответствующей панели 131.
В некоторых вариантах выполнения ниже каждой поперечины 143, то есть, за каждой поперечиной 143 по направлению воздушного потока, протекающего по каналу 105 по направлению к камере 103, расположена заслонка 151, с возможностью поворота поддерживаемая соответствующим поворотным валом 153. Каждый поворотный вал 153 (см., в частности, Фиг. 6) на обоих концах опирается на подшипники 155 и 157. В примерном варианте выполнения, изображенном на Фиг. 6, подшипник 155 каждого поворотного вала 153 опирается на профиль 137, а каждый подшипник 157 опирается на противолежащий профиль 139. Таким образом, каждый поворотный вал 153 может поворачиваться вокруг оси А-А.
Каждый поворотный вал 153 выполнен с рычагом 154 (см., в частности, Фиг. 5). Все рычаги 154 валов 153 соединены друг с другом посредством штоков 159. Штоки 159 образуют такой вид составного вала, проходящего от первого до последнего рычага 154, что посредством единого исполнительного устройства (например, цилиндро-поршневого исполнительного механизма, схематически изображенного на Фиг. 5 под номером 160 позиции) все поворотные валы 153 могут одновременно поворачиваться вокруг собственных осей А-А, обеспечивая синхронное открытие и закрытие заслонок 151. Поворотное движение является возвратно-качательным поворотным движением на 90°.
В некоторых вариантах выполнениях каждая заслонка 151 состоит из плоской панели, которая торсионным образом закреплена в соответствующем поворотном валу 153, так что возвратно-качательный поворот каждого поворотного вала 153 приводит к соответствующему возвратно-качательному повороту соответствующей заслонки 151, согласно двойной стрелке f151 (Фиг. 4А).
Путем регулирования поворотного движения вокруг оси А-А соответствующего поворотного вала 153, каждая заслонка 151 может быть перемещена из открытого положения (Фиг. 4) в закрытое положение (Фиг. 4А) и обратно.
В открытом положении (Фиг. 4) каждая заслонка 151 расположена ниже соответствующей поперечины 143. В предпочтительном варианте выполнения каждая заслонка 151 и соответствующая наклонная пластина 149 образуют подобие выходной кромки, выходящей за пределы панели 131 и соответствующей поперечины 143 в направлении протекания воздуха к воздухозаборной камере 103, когда заслонки 151 находятся в открытом положении. Данное устройство значительно уменьшает как перепад давления воздуха, так и уровень шума.
Путем одновременного поворота всех валов 153 вокруг собственных осей А-А, выполняемого с помощью исполнительного устройства 160, все заслонки 151 одновременно приводят в закрытое положение, проиллюстрированное на Фиг. 4А. В данном положении каждая заслонка 151 полностью перекрывает соответствующее отверстие 145А для впуска воздуха.
В предпочтительных вариантах выполнения каждое отверстие 145А окружено уплотнительной прокладкой 163. Отверстие 145А имеет узкое прямоугольное сечение с размерами D1-D2. Поэтому прокладка 163 соответствующим образом образована прямолинейными частями, проходящими вокруг прямолинейных краев отверстия 145А для впуска воздуха. Уплотнительная прокладка 163 может быть выполнена из частей экструдированного профиля, вырезанных под углом 45° и склеенных или спаянных вместе с приданием уплотнительной прокладке узкой и вытянутой прямоугольной формы.
В некоторых вариантах выполнения закрытое положение каждой заслонки 151 определяется концевым упором 150, который препятствует чрезмерному сдавливанию или защемлению уплотнительной прокладки 163 заслонкой, когда заслонка находится в закрытом положении (Фиг. 4А).
В некоторых вариантах выполнения уплотнительная прокладка 163 удерживается по месту путем ее удержания в профиле 165, выполненном с канавкой и из металлической секции, имеющей соответствующее поперечное сечение, как изображено, в частности на Фиг. 4А. Профиль 165 проходит вокруг всего отверстия 145А для впуска воздуха и удерживает уплотнительную прокладку 163 по месту.
Для более эффективного уплотнения в некоторых вариантах выполнения уплотнительная прокладка 163 содержит основную часть 163В, которая закреплена в соответствующем профиле 165, выполненном с канавкой, а также первую кромку 163Х и вторую кромку 163Y. Обе кромки 163Х и 163Y расходятся с образованием клиновидного пространства 163S. В закрытом положении (Фиг. 4А) заслонка 151 прижимается к нижней кромке 163Y. Уплотнительное воздействие кромки 163Y на верхнюю поверхность заслонки 151 усилено давлением воздуха в воздухозаборной камере 103, что обусловлено упругостью указанной кромки и клиновидной формой пространства 163S, образованного между двумя кромками 163Х и 163Y. При этом добиваются эффективного уплотнения даже в случае приложения к поворотному валу 153 небольшого крутящего момента.
Если после остановки турбины возникает блокировка ротора газогенератора газовой турбины 102, например, вследствие задевания лопаток компрессора о внутренние поверхности корпуса компрессора, то для уменьшения времени простоя, необходимого для остывания ротора и разблокирования газовой турбины, закрывают перекрывающее устройство 123 и запускают генератор 111. Воздух всасывается через воздухозаборный канал 113 и посредством генератора 111 нагнетается в камеру 103 до такого значения давления, чтобы обеспечить его протекание через заблокированный ротор газовой турбины 102. В некоторых вариантах выполнения давление воздуха внутри камеры 103 превышает атмосферное давление на 0,05-0,3 Бар, а предпочтительно на 0,1-0,15 Бар. При указанных параметрах давления образуется воздушный поток, протекающий через газовую турбину 102. Воздушный поток охлаждает ротор газогенератора, ротор турбины и корпус и не прекращается до тех пор, пока ротор не будет разблокирован.
Остывание и разблокирование занимает меньшее количество времени, что обеспечивает возможность быстрого повторного запуска турбины 102.
Описанное выше специальное устройство с уплотнительной прокладкой особенно эффективно при перекрытии канала 105 и предотвращении обратного потока, вытекающего из камеры 103 в окружающую среду при работе генератора 111.
На Фиг. 7 схематически изображена воздухозаборная камера 103, выполненная с другим перекрывающим устройством, в разрезе по вертикальной плоскости. В данном варианте выполнения перекрывающее устройство, тоже в целом обозначенное номером 123 позиции, содержит только одну дверцу или люк 170, шарнирно прикрепленный в местоположении 171 к боковой стенке камеры 103, с возможностью поворота вокруг горизонтальной оси с обеспечением выборочного открытия или закрытия канала 105. Цилиндро-поршневое исполнительное устройство 173 обеспечивает управление поворотным перемещением дверцы или люка в соответствии с двойной стрелкой fl70 перемещая дверцу или люк 170 из открытого положения (в котором люк изображен сплошными линиями на Фиг. 7) в закрытое положение (в котором люк изображен пунктирными линиями на Фиг. 7), в котором дверца 170 перекрывает канал 105 ниже по потоку относительно устройства 109.
Далее описана работа вышеописанной газотурбинной установки. Когда газовая турбина работает (Фиг. 1А), воздух, протекающий (согласно стрелке А на Фиг. 1А) по каналу 105, устройство 109 для глушения шума и перекрывающее устройство 123, поступает в камеру 103 и турбину 102. Газообразные продукты сгорания, создаваемые газогенератором, расширяются в силовой турбине и выпускаются через эксгаустер 117. Охлаждающий воздух (стрелка С) протекает по каналу 113, внутреннему пространству 101А кожуха 101 и выходит через выпускной канал 115. Протеканию воздуха из камеры 103 через генератор 111, расположенный в отсеке 106, препятствует очень простое устройство, а именно, поршневой компрессор.
Через небольшой промежуток времени после остановки газовой турбины возникает блокировка ротора газогенератора вследствие затирания. Газовая турбина должна остыть, пока не будет достигнуто по существу равномерное температурное распределение (температурное поле), так чтобы ротор газового генератора снова мог свободно вращаться.
Для уменьшения времени простоя, необходимого для повторного запуска газовой турбины, применяют генератор 111, обеспечивающий принудительно подаваемый поток охлаждающего воздуха через газовую турбину. Для соответствующей работы генератора 111 закрывают устройство 123, препятствуя выходу воздуха, выпускаемого из генератора, по каналу 105.
Генератор 111 запускают путем активации двигателя 114. Таким образом, воздух всасывается через канал 113, при достаточном избыточном давлении подается в камеру 103 и принудительно прогоняется через газовую турбину к выходу из эксгаустера 117, см. стрелки D на Фиг. 1В.
Охлаждающий воздух принудительно протекает через неподвижную (не работающую) газовую турбину 102, обеспечивая охлаждение ее ротора и корпуса и отвод тепла путем принудительной конвекции. Ротор оказывается разблокированным за гораздо более короткий промежуток времени по сравнению со временем, необходимым для разблокирования, когда принудительное охлаждение не используется. Время, требуемое для разблокирования ротора, может меняться в зависимости от конструкции турбины или других факторов. Результаты испытаний, выполненных на газовой турбине типа PGT25+, показали, что общее время разблокирования составляет примерно 40 минут. Как правило, время, необходимое для остывания с использованием описанной выше системы форсирования воздуха, как правило, составляет от 30 до 90 минут. Следует понимать, что указанные цифровые значения приведены в качестве примера и не должны считаться ограничивающими объем изобретения, поскольку на общее фактическое время, требуемое для разблокирования ротора, могут влиять несколько параметров.
Хотя варианты выполнения представленного в данном документе изобретения изображены на чертежах и в полной мере конкретно и подробно описаны выше применительно к нескольким примерным вариантам выполнения, специалистам понятно, что возможны многочисленные модификации, изменения и удаления, по существу не выходящие за рамки новаторских идей, принципов и концепций, описанных в данном документе, а также преимуществ изобретения, изложенного в формуле изобретения. Следовательно, соответствующий объем описанных усовершенствований определяется только самым широким толкованием формулы изобретения, включая все такие модификации, изменения и удаления. Кроме того, порядок или последовательность любых процессов или этапов способа могут быть изменены согласно альтернативным вариантам выполнения.

Claims (27)

1. Газовая турбина на базе авиационного двигателя, содержащая воздухозаборную камеру, компрессор, содержащий воздухозаборное устройство, проточно сообщающееся с указанной камерой, камеру сгорания, турбину высокого давления и силовую турбину, причем с воздухозаборной камерой проточно сообщается генератор принудительно подаваемого воздушного потока, и в канале для поступающего в зону горения воздуха, по которому воздух поступает в воздухозаборную камеру, расположено перекрывающее устройство, которое выполнено и управляется с обеспечением перекрытия указанного канала для поступающего в зону горения воздуха так, что давление внутри воздухозаборной камеры нагнетается посредством указанного генератора, когда ротор заблокирован вследствие температурных перепадов, возникающих после остановки турбины, до избыточного давления, значение которого достаточно для обеспечения принудительного протекания находящегося под давлением воздуха через заблокированный ротор указанной турбины, с обеспечением охлаждения и компенсацией эффекта относительного термического расширения, вызывающего блокировку ротора, причем указанное значение избыточного давления превышает атмосферное давление на 0,05-0,3 бар (5-30 кПа).
2. Газовая турбина по п. 1, содержащая устройство для глушения шума, расположенное в указанном канале для поступающего в зону горения воздуха, причем перекрывающее устройство расположено за устройством для глушения шума относительно воздушного потока, протекающего по указанному каналу.
3. Газовая турбина по п. 2, в которой устройство для глушения шума содержит параллельно расположенные панели, причем между каждой парой смежных панелей образован проход для воздуха, при этом каждый проход имеет отверстие для выпуска воздуха и в каждом отверстии для выпуска воздуха расположена заслонка, выполненная с возможностью перемещения и предназначенная для выборочного открытия и закрытия указанного прохода.
4. Газовая турбина по п. 3, в которой заслонки представляют собой поворотные заслонки, расположенные с возможностью возвратно-качательного поворота вокруг соответствующих осей для выборочного открытия и закрытия проходов для воздуха.
5. Газовая турбина по п. 3, в которой заслонки одновременно управляются посредством открывающего и закрывающего исполнительного устройства.
6. Газовая турбина по п. 3, в которой каждая поворотная заслонка расположена с возможностью поворота вокруг соответствующего поворотного вала, проходящего параллельно соответствующей панели устройства для глушения шума ниже по потоку относительно задней кромки указанной панели.
7. Газовая турбина по п. 6, в которой параллельно каждому поворотному валу расположена наклонная пластина, проходящая за каждой панелью устройства для глушения шума в направлении воздушного потока, причем наклонная пластина и заслонка сходятся друг к другу в направлении воздушного потока и выполнены и расположены с образованием выходного профиля, расположенного ниже по потоку относительно соответствующей панели устройства для глушения шума.
8. Газовая турбина по п. 3, в которой каждая панель устройства для глушения шума имеет плоские поверхности, при этом противолежащие плоские поверхности каждой пары смежных панелей образуют соответствующий проход для воздуха, имеющий по существу прямоугольное поперечное сечение, при этом первый размер сечения параллелен плоским поверхностям панелей устройства для глушения шума, а второй размер ортогонален указанным поверхностям, причем первый размер превышает второй размер.
9. Газовая турбина по п. 8, в которой первый указанный размер по меньшей мере в десять раз превышает второй указанный размер.
10. Газовая турбина по п. 7, содержащая поперечину, расположенную за каждой панелью устройства для глушения шума относительно воздушного потока в канале для поступающего в зону горения воздуха, причем каждая заслонка установлена с возможностью поворота ниже по потоку относительно указанной поперечины.
11. Газовая турбина по п. 10, в которой каждая наклонная пластина поддерживается соответствующей поперечиной и проходит параллельно ей.
12. Газовая турбина по п. 3, в которой каждое отверстие для выпуска воздуха по меньшей мере частично окружено уплотнительной прокладкой, взаимодействующей с соответствующей заслонкой.
13. Газовая турбина по п. 12, в которой каждое отверстие для выпуска воздуха полностью окружено уплотнительной прокладкой.
14. Газовая турбина по п. 12, в которой уплотнительная прокладка имеет самоуплотняющуюся форму с обеспечением усиления уплотняющего действия указанной прокладки под влиянием давления воздуха в воздухозаборной камере.
15. Газовая турбина по п. 12, в которой уплотнительная прокладка содержит основную часть и уплотнительную кромку, выступающую от указанной основной части, причем уплотнительная кромка взаимодействует с соответствующей заслонкой, когда заслонка находится в закрытом положении, при этом давление в воздухозаборной камере прижимает уплотнительную кромку к заслонке.
16. Газовая турбина по п. 12, в которой отверстие для выпуска воздуха по меньшей мере частично окружено профилем для удержания уплотнительной прокладки, при этом указанная прокладка закреплена в указанном профиле.
17. Газовая турбина по п. 3, в которой для каждого отверстия для выпуска воздуха предусмотрен концевой упор, определяющий закрытое положение соответствующей заслонки.
18. Газовая турбина по п. 1, в которой генератор принудительно подаваемого воздушного потока и воздухозаборное устройство компрессора обращены друг к другу в воздухозаборной камере.
19. Газовая турбина по п. 1, в которой генератор принудительно подаваемого воздушного потока расположен внутри отсека газовой турбины под входом для вентиляционного воздуха.
20. Газовая турбина по любому из пп. 1-19, в которой генератор принудительно подаваемого воздушного потока выполнен и расположен с предотвращением протекания через него воздуха при нахождении указанного генератора в неработающем состоянии.
21. Газовая турбина по п. 20, в которой генератор принудительно подаваемого воздушного потока содержит компрессор объемного типа.
22. Газовая турбина по п. 20, в которой генератор принудительно подаваемого воздушного потока содержит роторный компрессор.
23. Способ разблокирования ротора газовой турбины на базе авиационного двигателя после остановки указанной турбины, включающий следующие этапы:
использование воздухозаборной камеры, проточно сообщающейся с каналом для поступающего в зону горения воздуха, воздухозаборным устройством компрессора указанной турбины и генератором принудительно подаваемого воздушного потока,
обеспечение перекрывающего устройства, расположенного и управляемого с обеспечением перекрытия указанного канала,
охлаждение ротора указанной турбины, заблокированного вследствие температурных перепадов после ее остановки, путем закрытия указанного перекрывающего устройства и создания избыточного давления в воздухозаборной камере посредством генератора принудительно подаваемого воздушного потока, при этом значение избыточного давления превышает атмосферное давление на 0,05-0,3 бар и достаточно для принудительного протекания воздуха, находящегося под давлением, через заблокированный ротор указанной турбины с обеспечением указанного охлаждения и компенсацией эффекта относительного термического расширения, вызвавшего блокировку ротора.
24. Способ по п. 23, в котором избыточное давление воздуха превышает атмосферное давление на 0,1-0,15 бар.
RU2014134637A 2012-03-08 2013-03-06 Устройство и способ разблокировки газовой турбины после ее остановки RU2622356C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
IT000046A ITFI20120046A1 (it) 2012-03-08 2012-03-08 "device and method for gas turbine unlocking"
ITFI2012A000046 2012-03-08
PCT/EP2013/054525 WO2013131968A1 (en) 2012-03-08 2013-03-06 Device and method for gas turbine unlocking after shut down

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014134637A RU2014134637A (ru) 2016-04-27
RU2622356C2 true RU2622356C2 (ru) 2017-06-14

Family

ID=46028048

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014134637A RU2622356C2 (ru) 2012-03-08 2013-03-06 Устройство и способ разблокировки газовой турбины после ее остановки

Country Status (11)

Country Link
US (2) US9845730B2 (ru)
EP (1) EP2823155B1 (ru)
JP (1) JP2015512478A (ru)
KR (1) KR102121883B1 (ru)
CN (1) CN104302874B (ru)
AU (1) AU2013229539B2 (ru)
BR (1) BR112014022049B8 (ru)
CA (1) CA2866610C (ru)
IT (1) ITFI20120046A1 (ru)
RU (1) RU2622356C2 (ru)
WO (1) WO2013131968A1 (ru)

Families Citing this family (51)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ITFI20120046A1 (it) * 2012-03-08 2013-09-09 Nuovo Pignone Srl "device and method for gas turbine unlocking"
US10316696B2 (en) * 2015-05-08 2019-06-11 General Electric Company System and method for improving exhaust energy recovery
US10508601B2 (en) 2016-02-12 2019-12-17 United Technologies Corporation Auxiliary drive bowed rotor prevention system for a gas turbine engine
US9664070B1 (en) 2016-02-12 2017-05-30 United Technologies Corporation Bowed rotor prevention system
US10539079B2 (en) 2016-02-12 2020-01-21 United Technologies Corporation Bowed rotor start mitigation in a gas turbine engine using aircraft-derived parameters
US10040577B2 (en) 2016-02-12 2018-08-07 United Technologies Corporation Modified start sequence of a gas turbine engine
US10443507B2 (en) 2016-02-12 2019-10-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine bowed rotor avoidance system
US10443505B2 (en) 2016-02-12 2019-10-15 United Technologies Corporation Bowed rotor start mitigation in a gas turbine engine
US10436064B2 (en) 2016-02-12 2019-10-08 United Technologies Corporation Bowed rotor start response damping system
US10508567B2 (en) 2016-02-12 2019-12-17 United Technologies Corporation Auxiliary drive bowed rotor prevention system for a gas turbine engine through an engine accessory
US10358936B2 (en) * 2016-07-05 2019-07-23 United Technologies Corporation Bowed rotor sensor system
US10480417B2 (en) 2016-07-14 2019-11-19 Hamilton Sundstrand Corporation Air turbine start system
US10641179B2 (en) * 2016-11-07 2020-05-05 General Electric Company System and method for starting gas turbine engines
US10669945B2 (en) 2017-02-06 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Starter air valve system with dual electromechanical controls
US20180306112A1 (en) * 2017-04-20 2018-10-25 General Electric Company System and Method for Regulating Flow in Turbomachines
US11624326B2 (en) 2017-05-21 2023-04-11 Bj Energy Solutions, Llc Methods and systems for supplying fuel to gas turbine engines
US10697637B2 (en) * 2017-11-22 2020-06-30 General Electric Company System for oxidant intake
NO344034B1 (en) * 2017-12-13 2019-08-19 Covent As Gasket assembly
IT201800003136A1 (it) 2018-02-28 2019-08-28 Nuovo Pignone Tecnologie Srl Turbina a gas aero-derivata con gestione termica migliorata
WO2019204394A2 (en) 2018-04-17 2019-10-24 Kayara Sammy Wind-funneling for gas turbines
US11560845B2 (en) 2019-05-15 2023-01-24 Bj Energy Solutions, Llc Mobile gas turbine inlet air conditioning system and associated methods
US10961914B1 (en) 2019-09-13 2021-03-30 BJ Energy Solutions, LLC Houston Turbine engine exhaust duct system and methods for noise dampening and attenuation
CA3092859A1 (en) 2019-09-13 2021-03-13 Bj Energy Solutions, Llc Fuel, communications, and power connection systems and related methods
CA3092829C (en) 2019-09-13 2023-08-15 Bj Energy Solutions, Llc Methods and systems for supplying fuel to gas turbine engines
US11555756B2 (en) 2019-09-13 2023-01-17 Bj Energy Solutions, Llc Fuel, communications, and power connection systems and related methods
US11002189B2 (en) 2019-09-13 2021-05-11 Bj Energy Solutions, Llc Mobile gas turbine inlet air conditioning system and associated methods
US10895202B1 (en) 2019-09-13 2021-01-19 Bj Energy Solutions, Llc Direct drive unit removal system and associated methods
US12065968B2 (en) 2019-09-13 2024-08-20 BJ Energy Solutions, Inc. Systems and methods for hydraulic fracturing
US10815764B1 (en) 2019-09-13 2020-10-27 Bj Energy Solutions, Llc Methods and systems for operating a fleet of pumps
CA3092865C (en) 2019-09-13 2023-07-04 Bj Energy Solutions, Llc Power sources and transmission networks for auxiliary equipment onboard hydraulic fracturing units and associated methods
US11015594B2 (en) 2019-09-13 2021-05-25 Bj Energy Solutions, Llc Systems and method for use of single mass flywheel alongside torsional vibration damper assembly for single acting reciprocating pump
US11708829B2 (en) 2020-05-12 2023-07-25 Bj Energy Solutions, Llc Cover for fluid systems and related methods
US10968837B1 (en) 2020-05-14 2021-04-06 Bj Energy Solutions, Llc Systems and methods utilizing turbine compressor discharge for hydrostatic manifold purge
US11428165B2 (en) 2020-05-15 2022-08-30 Bj Energy Solutions, Llc Onboard heater of auxiliary systems using exhaust gases and associated methods
US11208880B2 (en) 2020-05-28 2021-12-28 Bj Energy Solutions, Llc Bi-fuel reciprocating engine to power direct drive turbine fracturing pumps onboard auxiliary systems and related methods
US11208953B1 (en) * 2020-06-05 2021-12-28 Bj Energy Solutions, Llc Systems and methods to enhance intake air flow to a gas turbine engine of a hydraulic fracturing unit
US11109508B1 (en) 2020-06-05 2021-08-31 Bj Energy Solutions, Llc Enclosure assembly for enhanced cooling of direct drive unit and related methods
US11066915B1 (en) 2020-06-09 2021-07-20 Bj Energy Solutions, Llc Methods for detection and mitigation of well screen out
US11111768B1 (en) 2020-06-09 2021-09-07 Bj Energy Solutions, Llc Drive equipment and methods for mobile fracturing transportation platforms
US10954770B1 (en) 2020-06-09 2021-03-23 Bj Energy Solutions, Llc Systems and methods for exchanging fracturing components of a hydraulic fracturing unit
US11933153B2 (en) 2020-06-22 2024-03-19 Bj Energy Solutions, Llc Systems and methods to operate hydraulic fracturing units using automatic flow rate and/or pressure control
US11028677B1 (en) 2020-06-22 2021-06-08 Bj Energy Solutions, Llc Stage profiles for operations of hydraulic systems and associated methods
US11125066B1 (en) 2020-06-22 2021-09-21 Bj Energy Solutions, Llc Systems and methods to operate a dual-shaft gas turbine engine for hydraulic fracturing
US11939853B2 (en) 2020-06-22 2024-03-26 Bj Energy Solutions, Llc Systems and methods providing a configurable staged rate increase function to operate hydraulic fracturing units
US11473413B2 (en) 2020-06-23 2022-10-18 Bj Energy Solutions, Llc Systems and methods to autonomously operate hydraulic fracturing units
US11466680B2 (en) 2020-06-23 2022-10-11 Bj Energy Solutions, Llc Systems and methods of utilization of a hydraulic fracturing unit profile to operate hydraulic fracturing units
US11220895B1 (en) 2020-06-24 2022-01-11 Bj Energy Solutions, Llc Automated diagnostics of electronic instrumentation in a system for fracturing a well and associated methods
US11149533B1 (en) 2020-06-24 2021-10-19 Bj Energy Solutions, Llc Systems to monitor, detect, and/or intervene relative to cavitation and pulsation events during a hydraulic fracturing operation
US11193361B1 (en) 2020-07-17 2021-12-07 Bj Energy Solutions, Llc Methods, systems, and devices to enhance fracturing fluid delivery to subsurface formations during high-pressure fracturing operations
US20220063826A1 (en) * 2020-08-31 2022-03-03 General Electric Company In-flight hybrid electric engine shutdown
US11639654B2 (en) 2021-05-24 2023-05-02 Bj Energy Solutions, Llc Hydraulic fracturing pumps to enhance flow of fracturing fluid into wellheads and related methods

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3903691A (en) * 1972-05-26 1975-09-09 Joseph Szydlowski Method and devices for avoiding the formation of thermal imbalances in turbine engines
US4003200A (en) * 1972-11-14 1977-01-18 Brown Boveri-Sulzer Turbomachinery, Ltd. Method and apparatus for cooling turbomachines
US4249371A (en) * 1977-06-24 1981-02-10 Bbc Brown Boveri & Company Limited Method and apparatus for dissipating heat in gas turbines during shut-down
RU2105177C1 (ru) * 1994-07-12 1998-02-20 Акционерное общество открытого типа "Самарский научно-технический комплекс "Двигатели НК" Способ предотвращения коксования масла в опоре турбины газотурбинного двигателя, работающего в составе газоперекачивающего агрегата, либо энергоустановки для привода электрогенератора

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH558471A (de) * 1972-11-17 1975-01-31 Bbc Sulzer Turbomaschinen Verfahren zum abstellen einer thermischen turbomaschine und turbomaschine zur ausfuehrung des verfahrens.
JPS598122Y2 (ja) * 1979-11-01 1984-03-13 クリフ株式会社 ギヤ−連結した重力形ダンパ
JPH0326276Y2 (ru) 1985-04-08 1991-06-06
US4951460A (en) 1989-01-11 1990-08-28 Stewart & Stevenson Services, Inc. Apparatus and method for optimizing the air inlet temperature of gas turbines
JPH02118181U (ru) * 1989-03-09 1990-09-21
JPH0642368A (ja) 1992-07-24 1994-02-15 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン圧縮機の制御方法
US5323604A (en) * 1992-11-16 1994-06-28 General Electric Company Triple annular combustor for gas turbine engine
JPH06241065A (ja) * 1993-02-17 1994-08-30 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン設備
JP2729916B2 (ja) 1994-04-28 1998-03-18 大明金属工業株式会社 平板栓
US5671597A (en) * 1994-12-22 1997-09-30 United Technologies Corporation Low nox fuel nozzle assembly
JPH08338264A (ja) 1995-06-14 1996-12-24 Toshiba Corp ガスタービン吸気冷却装置
US6082094A (en) * 1997-06-23 2000-07-04 Longardner; Robert L. Ventilation system for acoustic enclosures for combustion turbines and air breathing heat engines
US6027304A (en) 1998-05-27 2000-02-22 General Electric Co. High pressure inlet bleed heat system for the compressor of a turbine
JP4359792B2 (ja) 1998-08-04 2009-11-04 株式会社Ｉｈｉ 換気ダンパの開閉装置
US6530224B1 (en) 2001-03-28 2003-03-11 General Electric Company Gas turbine compressor inlet pressurization system and method for power augmentation
CA2351272C (en) * 2001-06-22 2009-09-15 Petro Sep International Ltd. Membrane-assisted fluid separation apparatus and method
US6626637B2 (en) * 2001-08-17 2003-09-30 Alstom (Switzerland) Ltd Cooling method for turbines
JP2003097292A (ja) 2001-09-21 2003-04-03 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 吸気消音器
JP2003206749A (ja) 2002-01-17 2003-07-25 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン設備及びその運転方法
EP1630356A1 (de) * 2004-08-25 2006-03-01 Siemens Aktiengesellschaft Flüssigkeitseinspritzung in einer Gasturbine während einer Abkühlphase
DE102005004551A1 (de) 2005-01-31 2006-08-10 Kautex Textron Gmbh & Co. Kg Auslaufstutzen
US8345646B2 (en) 2006-08-09 2013-01-01 Qualcomm Incorporated Access terminal conditionally opening a data session
EP2192289B1 (en) * 2007-09-13 2012-04-25 Alphatech CO., LTD. Intake silencer for gas turbine
JP2011506895A (ja) * 2007-12-07 2011-03-03 ドレッサー ランド カンパニー ガス液化システム用のコンプレッサ装置及びその方法
US8266910B2 (en) 2008-10-24 2012-09-18 General Electric Company System and method for changing the efficiency of a combustion turbine
GB201005416D0 (en) * 2010-03-31 2010-05-19 Bladon Jets Holdings Ltd Gas turbines
ITFI20120046A1 (it) * 2012-03-08 2013-09-09 Nuovo Pignone Srl "device and method for gas turbine unlocking"

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3903691A (en) * 1972-05-26 1975-09-09 Joseph Szydlowski Method and devices for avoiding the formation of thermal imbalances in turbine engines
US4003200A (en) * 1972-11-14 1977-01-18 Brown Boveri-Sulzer Turbomachinery, Ltd. Method and apparatus for cooling turbomachines
US4249371A (en) * 1977-06-24 1981-02-10 Bbc Brown Boveri & Company Limited Method and apparatus for dissipating heat in gas turbines during shut-down
RU2105177C1 (ru) * 1994-07-12 1998-02-20 Акционерное общество открытого типа "Самарский научно-технический комплекс "Двигатели НК" Способ предотвращения коксования масла в опоре турбины газотурбинного двигателя, работающего в составе газоперекачивающего агрегата, либо энергоустановки для привода электрогенератора

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
АРСЕНЬЕВ Л.В. и др. Газотурбинные установки. Л.: Машиностроение, 1978, с.194, рис. IX 3г. *

Also Published As

Publication number Publication date
BR112014022049B1 (pt) 2021-11-30
CN104302874B (zh) 2016-04-27
CA2866610A1 (en) 2013-09-12
WO2013131968A1 (en) 2013-09-12
CA2866610C (en) 2020-02-25
BR112014022049A2 (pt) 2020-10-27
AU2013229539A1 (en) 2014-09-18
JP2015512478A (ja) 2015-04-27
US20150040578A1 (en) 2015-02-12
EP2823155A1 (en) 2015-01-14
RU2014134637A (ru) 2016-04-27
ITFI20120046A1 (it) 2013-09-09
US10724442B2 (en) 2020-07-28
EP2823155B1 (en) 2019-10-16
BR112014022049B8 (pt) 2022-06-28
KR20140133899A (ko) 2014-11-20
US9845730B2 (en) 2017-12-19
KR102121883B1 (ko) 2020-06-12
US20180094585A1 (en) 2018-04-05
AU2013229539B2 (en) 2017-02-09
CN104302874A (zh) 2015-01-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2622356C2 (ru) Устройство и способ разблокировки газовой турбины после ее остановки
US9399951B2 (en) Modular louver system
US20160032825A1 (en) Gas turbine engine with supersonic compressor
US11208913B2 (en) Gas turbine engine having minimum cooling airflow
US11286859B2 (en) Acoustic panel and method for making the same
US20140020394A1 (en) System and method for turbomachine housing ventilation
EP2956627A2 (en) Gas turbine engine component with combined mate face and platform cooling
EP3246524B1 (en) Impingement manifold
EP3483411A1 (en) Cooled cooling air system having shutoff valve and propulsor
US20150159560A1 (en) System and method for extracting foreign matter in gas turbine
US11668206B1 (en) Temperature gradient control system for a compressor casing
EP3418494B1 (en) Secondary flow control
WO2018110476A1 (ja) ガスタービンエンジンおよびその制御方法
JP4349314B2 (ja) 推力調整装置
RU2777405C2 (ru) Газовая турбина авиационного типа с улучшенным терморегулированием
EP3533975B1 (en) Aeroderivative gas turbine with improved thermal management