RU2625391C1 - Газовая турбина, содержащая первичный и вторичный охладители смазочного масла - Google Patents

Газовая турбина, содержащая первичный и вторичный охладители смазочного масла Download PDF

Info

Publication number
RU2625391C1
RU2625391C1 RU2014134635A RU2014134635A RU2625391C1 RU 2625391 C1 RU2625391 C1 RU 2625391C1 RU 2014134635 A RU2014134635 A RU 2014134635A RU 2014134635 A RU2014134635 A RU 2014134635A RU 2625391 C1 RU2625391 C1 RU 2625391C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
lubricating oil
gas turbine
cooler
air
oil cooler
Prior art date
Application number
RU2014134635A
Other languages
English (en)
Inventor
Симоне БЕЙ
Филиппо Вити
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
Application granted granted Critical
Publication of RU2625391C1 publication Critical patent/RU2625391C1/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F01D25/125—Cooling of bearings
    • 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
    • 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
    • F01D25/18—Lubricating arrangements
    • F01D25/20—Lubricating arrangements using lubrication pumps
    • 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
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • 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
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • 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
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Lubrication Details And Ventilation Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Изобретение относится к газотурбинной установке, содержащей турбинный кожух, в котором расположены компрессор, турбина высокого давления и силовая турбина. Газовая турбина содержит систему вентиляции, предназначенную для охлаждения внутреннего пространства турбинного кожуха, а также контур подачи смазочного масла. Контур подачи смазочного масла включает насос для смазочного масла, резервуар для смазочного масла, первичный охладитель смазочного масла. В турбинном кожухе расположен вторичный охладитель смазочного масла, размещенный в положении ниже вращающегося вала газовой турбины. Система вентиляции расположена и выполнена с обеспечением контактированая по меньшей мере части воздушного потока, предназначенного для охлаждения турбинного кожуха, с вторичным охладителем смазочного масла для отвода тепла от смазочного масла, циркулирующего в указанном охладителе. Технический результат - повышение надежности путем предотвращения заливки маслом машины в случае отключения турбины и перебоя в работе маслоотсасывающего насоса. 2 н. и 15 з.п .ф-лы, 5 ил.

Description

Данное изобретение относится к газовым турбинам, в частности газовым турбинам на базе авиационного двигателя. Если говорить более конкретно, данное изобретение относится к усовершенствованиям контура подачи смазочного масла в газовых турбинах и к теплообменникам, расположенным в указанном контуре.
В частности, смазочное масло или масло для смазки применяют в газовых турбинах для смазки и охлаждения подшипников, образующих опору для вращающихся валов газовой турбины. Газовая турбина может включать один или несколько вращающихся валов в зависимости от устройства и конструкции указанной турбины.
Кроме того, в некоторых известных газовых турбинах смазочное масло применяют для изменения геометрии неподвижных или вращающихся лопаток и лопастей газовой турбины, например, для согласования геометрических параметров с конкретными рабочими режимами. В данном случае контур подачи смазочного масла будет обеспечивать смазочное масло не только для подшипников, но и для гидравлической системы, содержащей гидравлические приводы, обеспечивающие регулирование геометрических параметров турбомашины, как, например, предложено в патенте США №3418485.
В результате, большое количество тепла передается смазочному маслу. Возникает необходимость в отведении тепла от смазочного масла для поддержания его допустимой температуры и, следовательно, температуры механических компонентов, через которые оно циркулирует.
На Фиг. 1 изображен схематический вид газовой турбины с системой циркуляции смазочного масла. Газовая турбина в целом обозначена номером 1 позиции. В варианте выполнения, изображенном на Фиг. 1, газовая турбина содержит компрессор 3, турбину 5 высокого давления, силовую турбину 7, также называемую турбиной низкого давления, и камеру 9 сгорания. Газовая турбина расположена в кожухе, не показанном на Фиг. 1. Ротор компрессора 3 и ротор турбины 5 высокого давления торсионным образом соединены с общим валом 11. Общий вал 11 опирается на подшипники 13 и 15 в корпусе установки. Компрессор 3 и турбина 5 высокого давления вращаются с одинаковой скоростью вращения. Ротор силовой турбины 7 торсионным образом соединен с вращающимся валом 17, который опирается на подшипники 19 и 21 в корпусе установки.
Воздух, сжатый в компрессоре 3, поступает в камеру 9 сгорания, где смешивается с газообразным или жидким топливом. Топливо воспламеняется, при этом в результате горения образуются высокотемпературные газообразные продукты сгорания, находящиеся под высоким давлением. Газообразные продукты сгорания расширяются в турбине 5 высокого давления с созданием мощности для приведения в действие компрессора 3 посредством вала 11. Затем газообразные продукты сгорания, подвергшиеся частичному расширению, подвергаются дальнейшему расширению в силовой турбине 7. Мощность, полученную в результате дальнейшего расширения в силовой турбине, используют для приведения в действие нагрузки, например, компрессора или группы компрессоров, электрогенератора или подобного устройства. На схематическом изображении, представленном на Фиг. 1, нагрузка в целом обозначена номером 23 позиции.
Смазочное масло циркулирует через подшипники 13, 15, 19 и 21, обеспечивая смазывание указанных подшипников и отведение от них тепла. Для этой цели выполнен контур 23 подачи смазочного масла. Контур подачи смазочного масла содержит резервуар 25 с маслом, из которого смазочное масло отсасывают масляным насосом 27, обеспечивающим подачу масла по масляному трубопроводу 29. Затем смазочное масло распределяется по подшипникам турбины 1. Смазочное масло, вытекающее из подшипников 13, 15, 19 и 21, накапливается в сборном канале 31 и возвращается в резервуар 25 посредством маслоотсасывающего насоса 33, за которым по направлению хода масла расположен обратный клапан 35. Насос 33 поддерживает небольшое пониженное давление в подшипниках 13, 15, 19 и 21 для предотвращения утечки масла из подшипников и заливки турбины 1 маслом. Между насосом 33 и резервуаром 25 расположен первичный охладитель 37 смазочного масла, протекая через который указанное масло отдает тепло прежде, чем вернуться в резервуар 25. Первичный охладитель 37 может содержать воздушно-масляный теплообменник. Номером 39 позиции схематически обозначена воздуходувка, образующая воздушный поток, предназначенный для отведения тепла от смазочного масла, протекающего через первичный охладитель 37. Кроме того, охладитель 37 может представлять собой не воздушно-масляный, а водно-масляный теплообменник.
В некоторых вариантах выполнения, известных специалистам в данной области техники, газовая турбина содержит гидравлическую систему 40 с изменяемой геометрией. В данной системе смазочное масло, циркулирующее в контуре 23 подачи смазочного масла, используют для перемещения подвижных лопаток газовой турбины 1, для того чтобы согласовать геометрические параметры газовой турбины с рабочими режимами. Для повышения давления смазочного масла и подачи находящегося под давлением смазочного масла к силовым приводам гидравлической системы 40 с изменяемой геометрией имеется насос 41 высокого давления, обеспечивающий перекачку смазочного масла. Смазочное масло возвращается из системы 40 в трубопровод 29 подачи смазочного масла нагретым с повышенной температурой. В некоторых ситуациях возникает необходимость использования вторичного охладителя 43 смазочного масла для удаления лишнего тепла, переданного смазочному маслу при его циркуляции в системе 40. Охладитель 43 может представлять собой, например, воздушно-масляный или водно-масляный теплообменник.
При остановке газовой турбины 1 маслоотсасывающий насос 33 прекращает работу, и протекание смазочного масла из сборного канала 31 по направлению к резервуару 25 предотвращено. Это может вызвать заливку подшипников турбомашины маслом.
Согласно некоторым вариантам выполнения вторичный охладитель смазочного масла расположен внутри кожуха турбины. Преимущественно вторичный охладитель смазочного масла расположен внутри кожуха турбины таким образом, что часть охлаждающего воздушного потока, циркулирующего в указанном кожухе и предназначенного для охлаждения корпуса газовой турбины, протекает через вторичный охладитель и отводит от него тепло. Вторичный охладитель смазочного масла расположен в таком положении, что заливка турбины маслом в случае ее остановки предотвращена. Например, этого добиваются путем расположения вторичного охладителя в месте, расположенном ниже оси вращения газовой турбины, то есть ниже вала газовой турбины. С учетом этого, если газовая турбина имеет несколько валов, например два или более вала, расположенных коаксиальным образом один внутри другого, как обычно выполняют в газовых турбинах на базе авиационного двигателя, имеющих два или более вала, выражение «ниже вала газовой турбины» следует понимать как указание на местоположение или позицию, расположенную ниже комбинации одного или нескольких валов газовой турбины. В частности, выражение «ниже вала газовой турбины», означает позицию, расположенную ниже вала (валов) и соответствующих подшипников.
В некоторых вариантах выполнения предложена газовая турбина, содержащая турбинный кожух, в котором расположены по меньшей мере один компрессор, одна турбина высокого давления и одна силовая турбина. Газовая турбина может дополнительно содержать систему вентиляции, предназначенную для охлаждения внутреннего пространства турбинного кожуха. Может быть также предусмотрен контур подачи смазочного масла, который может содержать по меньшей мере насос для смазочного масла, резервуар для смазочного масла и первичный охладитель смазочного масла. В дополнение к первичному охладителю смазочного масла контур подачи смазочного масла содержит вторичный охладитель смазочного масла. Вторичный охладитель смазочного масла преимущественно расположен в турбинном кожухе, в позиции, расположенной ниже вращающегося вала или валов газовой турбины. Система вентиляции выполнена и расположена таким образом, что по меньшей мере часть воздушного потока, предназначенного для охлаждения турбинного кожуха, контактирует с вторичным охладителем смазочного масла для отведения тепла от смазочного масла, циркулирующего в указанном вторичном охладителе.
В некоторых вариантах выполнения контур подачи смазочного масла содержит маслоотсасывающий насос, расположенный между маслосборником отстойного резервуара газовой турбины или любым другим соответствующим коллекторным устройством, предназначенным для сбора указанного смазочного масла, и первичным охладителем смазочного масла. Между маслоотсасывающим насосом и первичным охладителем смазочного масла могут быть расположены другие дополнительные компоненты. Например, между указанными насосом и охладителем может быть расположен невозвратный, то есть обратный, клапан. В некоторых вариантах выполнения первичный охладитель смазочного масла расположен перед резервуаром для смазочного масла. Тем не менее в других вариантах выполнения первичный охладитель смазочного масла может быть расположен за резервуаром для смазочного масла. При такой компоновке резервуар для смазочного масла должен быть расположен между маслоотсасывающим насосом и первичным охладителем смазочного масла.
В некоторых вариантах выполнения может быть предусмотрена воздухозаборная камера для поступающего в зону горения воздуха, сообщающаяся с компрессором или компрессорами газовой турбины. Указанная воздухозаборная камера преимущественно расположена в турбинном кожухе, между главным отсеком кожуха, в котором расположена газовая турбина, и отсеком для впуска охлаждающего воздуха. Между боковыми стенками турбинного кожуха и указанной воздухозаборной камерой могут быть образованы боковые проходы для воздуха. В некоторых вариантах выполнения между указанной воздухозаборной камерой и нижней стенкой турбинного кожуха образован по меньшей мере один нижний проход для воздуха. Кроме того, в некоторых вариантах выполнения вторичный охладитель смазочного масла расположен по всей ширине воздушных каналов, проточно сообщаясь с нижним проходом для воздуха, проходящим под указанной воздухозаборной камерой.
В некоторых вариантах выполнения вторичный охладитель смазочного масла расположен под воздухопроницаемой нижней панелью отсека для впуска охлаждающего воздуха.
Вторичный охладитель смазочного масла имеет отверстие для выпуска масла, непосредственно или опосредованно проточно сообщающееся с подшипниками газовой турбины.
В некоторых примерных вариантах выполнения газовая турбина содержит гидравлическую систему с изменяемой геометрией, составляющую часть контура подачи смазочного масла.
Согласно следующему аспекту данное изобретение также относится к способу эксплуатации газовой турбины, включающему:
обеспечение турбинного кожуха и газовой турбины, расположенной в указанном кожухе,
создание воздушного потока, предназначенного для охлаждения турбинного кожуха,
отделение части указанного воздушного потока, предназначенного для охлаждения турбинного кожуха и циркуляции указанной части этого потока через вторичный охладитель смазочного масла, расположенный внутри турбинного кожуха с отведением тем самым тепла от смазочного масла, циркулирующего в указанном охладителе,
обеспечение циркуляции воздушного потока, предназначенного для охлаждения турбинного кожуха, по указанному кожуху для отведения тепла от корпуса газовой турбины.
Кроме того, в дополнение к вторичному охладителю смазочного масла обеспечено проточное соединение между указанным охладителем и подшипниками газовой турбины, предпочтительно расположенное внутри кожуха турбины, что обеспечивает более компактную и надежную конструкцию путем предотвращения распространения смазочного масла из контура подачи указанного масла в окружающую среду.
Расположение вторичного охладителя смазочного масла ниже положения оси газовой турбины предотвращает заливку маслом машины в случае отключения турбины и перебоя в работе маслоотсасывающего насоса. Указанный насос будет затруднять протекание смазочного масла к резервуару для смазочного масла. Однако, поскольку вторичный охладитель смазочного масла находится в положении ниже подшипников, которые расположены вокруг оси газовой турбины, смазочное масло, находящееся во вторичном охладителе, не будет заливать подшипники и турбомашину.
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 для лучшего понимания приведенного ниже подробного описания и оценки усовершенствований существующей техники. Разумеется, существуют и другие особенности изобретения, которые описаны далее и сформулированы 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 указано 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 поймут, что принцип, на котором построено изобретение, может быть легко использован в качестве базы для разработки других конструкций, способов и/или систем, обеспечивающих реализацию некоторых назначений данного изобретения. Таким образом, важно отметить, что формула изобретения включает указанные эквивалентные конструкции, если они не выходят за рамки сущности и объема данного изобретения.
Более глубокую оценку и понимание описанных вариантов выполнения изобретения и его многочисленных преимуществ можно получить из приведенного ниже подробного описания, выполненного со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 схематически изображает газовую турбину и контур подачи смазочного масла согласно известному уровню техники;
Фиг. 2 изображает газотурбинный блок на виде сбоку;
Фиг. 3 изображает схему газовой турбины, которая является предметом описанного в данном документе изобретения;
Фиг. 4 изображает вид в перспективе и в частичном разрезе газотурбинного блока и расположенного в нем соответствующего механизма; и
Фиг. 5 изображает схему гидравлического контура подачи смазочного масла согласно данному изобретению.
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 определен формулой изобретения.
Используемая в данном описании ссылка на выражение «один вариант выполнения» или «вариант выполнения», либо «некоторые варианты выполнения» означает, что конкретный признак, конструкция или характеристика, описанные применительно к 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 приложенных чертежах компоновка блока газовой турбины в целом обозначена номером 100 позиции. Компоновка включает кожух 101 газовой турбины, далее называемый просто кожухом или турбинным кожухом, в котором расположена газовая турбина 103. В некоторых вариантах выполнения газовая турбина 103 может представлять собой двухвальную газовую турбину на базе авиационного двигателя, например, такую как турбина LM6000, серийно выпускаемая компанией GE Aviation, Эвендейл, штат Огайо, США. Могут использоваться и другие газовые турбины на базе авиационного двигателя.
Конструкция газовой турбины 103 схематически изображена на Фиг. 3. Газовая турбина 103 содержит компрессор 105 низкого давления, компрессор 107 высокого давления, турбину 109 высокого давления и силовую турбину, то есть турбину 111 низкого давления. Воздух окружающей среды сначала сжимают при первом значении давления посредством компрессора 105 низкого давления, а затем компрессором 107 высокого давления. Сжатый воздух смешивается с топливом, и топливно-воздушная смесь поджигается в камере 113 сгорания для образования высокотемпературных газов, находящихся при высоком давлении, которые последовательно расширяются в турбине 109 высокого давления и силовой турбине 111. Первый вал 115 обеспечивает опору для ротора компрессора 107 высокого давления и ротора турбины 109 высокого давления. Второй вал 117 проходит коаксиально относительно первого вала 115. Второй вал 117 механически соединяет ротор компрессора 105 низкого давления и ротор силовой турбины 111.
Номерами 121 и 123 позиций обозначены соответственно привод с холодного конца и привод с горячего конца газовой турбины 103. Нагрузка может быть соединена либо с приводом 121, либо с приводом 123, или с обоими приводами. В типичном варианте выполнения, изображенном на Фиг. 2, нагрузка 125 соединена с приводом с горячего конца газовой турбины 103.
Газовая турбина 103 расположена в кожухе 101, как изображено на Фиг. 4. Кожух 101 может включать верхнюю стенку 131, нижнюю стенку 133, боковые стенки 135 и торцевые стенки 137.
В некоторых вариантах выполнения турбинный кожух 101 содержит первый отсек 139 и второй отсек 143, в котором фактически расположена газовая турбина 103. Второй отсек 143 выполнен с отверстием 143А для выпуска воздуха, причем из данного отверстия охлаждающий воздух выходит в турбинный кожух 101.
В первом отсеке 139 расположена воздухозаборная камера 145 для поступающего в зону горения воздуха. Воздухозаборная камера 145 содержит впускное отверстие 145А, проточно сообщающееся с всасывающим трубопроводом 147 (Фиг. 2). Воздух отсасывается по трубопроводу 147 с помощью всасывающего действия расположенных последовательно компрессоров 105 и 107.
Первый отсек 139 образует часть вентиляционной системы, обеспечивающей циркуляцию охлаждающего воздуха во втором отсеке 143, в котором расположена газовая турбина 103. Первый отсек 139 проточно сообщается с трубопроводом 149 для всасывания охлаждающего воздуха, в котором может быть установлена воздуходувка 151. Воздух, поступающий в трубопровод 149, циркулирует по первому отсеку 139 и поступает во второй отсек 143, частично протекая по боковым воздушным проходам, обозначенным стрелками fL и образованным между боковыми стенками 135 турбинного кожуха 101 и воздухозаборной камерой 145. Фракция или часть воздуха, поступающего в трубопровод 149, протекает сквозь нижнюю панель 161, расположенную в нижней части отсека 139 и выполненную с системой вентиляционных проходов. Нижняя панель 161 расположена ниже положения оси А-А вращения газовой турбины 103 и, следовательно, ниже положения валов 115 и 117 указанной турбины и соответствующих подшипников.
В некоторых вариантах выполнения нижняя панель 161 может быть выполнена в виде решетки или в виде сплошной панели с отверстиями, либо подобной конфигурации. Охлаждающий воздух может протекать сквозь нижнюю панель 161 и вторичный охладитель 163 смазочного масла, расположенный под указанной панелью по ширине системы 164 воздушных каналов, которая устанавливает проточное соединение между первым отсеком 139 и нижним проходом 165 для воздуха, расположенным по меньшей мере частично под вторым отсеком 143. Охлаждающий воздух, протекающий через вторичный охладитель 163, отводит тепло от смазочного масла, циркулирующего в указанном охладителе, и далее протекает по нижнему проходу 165 (см. стрелки f165) по направлению ко второму отсеку 143 и в указанный отсек турбинного кожуха 101, в котором расположена турбина 103. В некоторых вариантах выполнения нижний проход 165 выполнен под центральной частью второго отсека 143, а в верхней части прохода расположена панель 167 с отверстиями, через которые охлаждающий воздух может вытекать из указанного прохода и поступать во второй отсек 143.
Вторичный охладитель 163 смазочного масла образует часть контура подачи смазочного масла, который схематически представлен на Фиг. 5. На данном чертеже контур подачи смазочного масла в целом обозначен номером 171 позиции. Вторичный охладитель смазочного масла также обозначен номером 163 позиции.
В примерном варианте выполнения, изображенном на Фиг. 5, контур 171 подачи смазочного масла дополнительно содержит резервуар 173 для смазочного масла, из которого масло откачивают по трубопроводу 175 посредством насоса 177 для смазочного масла. Смазочное масло, нагнетаемое насосом 177, распределяется по трубопроводу 179 в гидравлическую систему с изменяемой геометрией, в целом обозначенную номером 181 позиции. Как известно специалистам, по меньшей мере часть смазочного масла, циркулирующего в трубопроводе 179, может нагнетаться в систему 181 и возвращаться обратно в главный контур подачи смазочного масла по трубопроводу 183. Указанный трубопровод сообщается с вторичным охладителем 163. Охлажденное смазочное масло, выходящее из вторичного охладителя 163, поступает к компонентам газовой турбины, нуждающимся в смазывании и/или охлаждении, таким как подшипники валов 115, 117. Указанные элементы не выделены отдельно на схеме Фиг. 5, но расположены в зоне, обозначенной пунктирной линией DL на Фиг. 5. Вниз по потоку относительно охладителя 163 может быть расположен напорный фильтр 185, как изображено в типичной гидравлической схеме, изображенной на Фиг. 5.
Смазочное масло, выходящее из подшипников, собирается, например, из маслосборника посредством маслоотсасывающего насоса 187, который подает собранное смазочное масло в первичный охладитель 189 смазочного масла. Маслопровод 190 соединяет насос 187 с первичным охладителем 189. В некоторых вариантах выполнения вдоль маслопровода может быть установлен очистной фильтр 191, например, между выпускной стороной первичного охладителя 189 и резервуаром 173, в котором собирается смазочное масло.
Расположение разных компонентов контура подачи смазочного масла может отличаться от изображенного на чертежах. Например, первичный охладитель 189 смазочного масла может быть расположен вдоль трубопровода 175, то есть ниже по потоку относительно резервуара 173.
На схеме, изображенной на Фиг. 5, обозначена температура смазочного масла в разных местах контура 171. Т1 обозначает температуру смазочного масла в резервуаре 173. Смазочное масло имеет по существу такую же температуру Т1 на впуске гидравлической системы 181. После протекания смазочного масла через систему 181 его температура увеличивается от Т1 до Т2, причем
Т2=Т1+ΔT1°C.
Обычно температура Т2 выше допустимой температуры для подшипников газовой турбины и, следовательно, тепло отводится из смазочного масла во вторичный охладитель 163. Т3 является температурой на выходной стороне охладителя 163, причем
Т3=Т2-ΔТ2°C.
Смазочное масло поступает в подшипники турбины 103 при температуре Т3 и после отдачи тепла в процессе циркуляции в подшипниках смазочное масло, выходящее из турбины, имеет температуру Т4, которая обычно выше температуры Т3 примерно на 60°C, то есть:
Т4=Т3+ΔТ3°C=Т3+60°С.
Протекая через первичный охладитель 189, масло остывает, и его температура уменьшается от значения Т4 до значения Т1, например: Т1=Т4-60°C.
На схеме Фиг. 3 изображен распределительный маслопровод 184, из которого смазочное масло поступает в подшипники турбины 103. Указанные подшипники схематически представлены номерами позиций 192, 194, 196. Смазочное масло, выходящее из подшипников 192, 194, 196, собирается по трубопроводам 190А, 190В, 190С в коллекторный трубопровод или отстойный резервуар 190D турбины для подачи в маслоотсасывающий насос 187.
Хотя варианты выполнения представленного в данном документе изобретения изображены на чертежах и в полной мере конкретно и подробно описаны выше применительно к нескольким типичным вариантам выполнения, специалистам понятно, что возможны многочисленные модификации, изменения и исключения, по существу не выходящие за рамки новаторских идей, принципов и концепций, описанных в данном документе, а также преимуществ предмета изобретения, изложенного в формуле изобретения. Следовательно, соответствующий объем описанных усовершенствований должен быть определен только самым широким толкованием формулы изобретения, включая все такие модификации, изменения и опущения.

Claims (25)

1. Газотурбинная установка, содержащая:
турбинный кожух (101),
газовую турбину, расположенную в турбинном кожухе,
систему вентиляции, предназначенную для охлаждения внутреннего пространства турбинного кожуха,
контур подачи смазочного масла, включающий по меньшей мере: насос (177) для смазочного масла, резервуар (173) для смазочного масла, первичный охладитель (189) смазочного масла и вторичный охладитель (163) смазочного масла, расположенный в турбинном кожухе в положении ниже вращающегося вала (115) газовой турбины,
причем система вентиляции расположена с обеспечением контактирования по меньшей мере части охлаждающего воздушного потока, циркулирующего в турбинном кожухе, с вторичным охладителем (163) смазочного масла для отвода тепла от смазочного масла, циркулирующего в указанном охладителе.
2. Газотурбинная установка по п. 1, в которой контур подачи смазочного масла включает маслоотсасывающий насос, расположенный перед первичным охладителем смазочного масла по ходу потока масла.
3. Газотурбинная установка по п. 1, в которой маслоотсасывающий насос расположен между первичным охладителем смазочного масла и подшипниками газовой турбины, при этом вторичный охладитель смазочного масла расположен в месте ниже указанных подшипников.
4. Газотурбинная установка по п. 1, содержащая компрессор и воздухозаборную камеру для поступающего в зону горения воздуха, проточно сообщающуюся с указанным компрессором, причем между боковыми стенками турбинного кожуха и указанной камерой образованы боковые проходы для воздуха, а между указанной камерой и нижней стенкой турбинного кожуха проходит по меньшей мере один нижний проход для воздуха, при этом вторичный охладитель смазочного масла расположен в воздушном канале и проточно сообщается с указанным по меньшей мере одним нижним воздушным проходом.
5. Газотурбинная установка по п. 1, в которой вторичный охладитель смазочного масла расположен под воздухопроницаемой панелью отсека для впуска охлаждающего воздуха.
6. Газотурбинная установка по п. 1, в которой вторичный охладитель смазочного масла имеет отверстие для выпуска смазочного масла, проточно сообщающееся с подшипниками газовой турбины.
7. Газотурбинная установка по любому из пп. 1-6, в которой контур подачи смазочного масла включает гидравлическую систему с изменяемой геометрией.
8. Газотурбинная установка по п. 2, содержащая компрессор и воздухозаборную камеру для поступающего в зону горения воздуха, проточно сообщающуюся с указанным компрессором, причем между боковыми стенками турбинного кожуха и указанной камерой образованы боковые проходы для воздуха, а между указанной камерой и нижней стенкой турбинного кожуха проходит по меньшей мере один нижний проход для воздуха, при этом вторичный охладитель смазочного масла расположен в воздушном канале и проточно сообщается с нижним воздушным проходом.
9. Газотурбинная установка по п. 3, содержащая компрессор и воздухозаборную камеру для поступающего в зону горения воздуха, проточно сообщающуюся с указанным компрессором, причем между боковыми стенками турбинного кожуха и указанной камерой образованы боковые проходы для воздуха, а между указанной камерой и нижней стенкой турбинного кожуха проходит по меньшей мере один нижний проход для воздуха, при этом вторичный охладитель смазочного масла расположен в воздушном канале и проточно сообщается с указанным по меньшей мере одним нижним воздушным проходом.
10. Газотурбинная установка по п. 2, в которой вторичный охладитель смазочного масла расположен под воздухопроницаемой панелью отсека для впуска охлаждающего воздуха.
11. Газотурбинная установка по п. 3, в которой вторичный охладитель смазочного масла расположен под воздухопроницаемой панелью отсека для впуска охлаждающего воздуха.
12. Газотурбинная установка по п. 4, в которой вторичный охладитель смазочного масла расположен под воздухопроницаемой панелью отсека для впуска охлаждающего воздуха.
13. Газотурбинная установка по п. 2, в которой вторичный охладитель смазочного масла имеет отверстие для выпуска смазочного масла, проточно сообщающееся с подшипниками газовой турбины.
14. Газотурбинная установка по п. 3, в которой вторичный охладитель смазочного масла имеет отверстие для выпуска смазочного масла, проточно сообщающееся с подшипниками газовой турбины.
15. Газотурбинная установка по п. 4, в которой вторичный охладитель смазочного масла имеет отверстие для выпуска смазочного масла, проточно сообщающееся с подшипниками газовой турбины.
16. Газотурбинная установка по п. 5, в которой вторичный охладитель смазочного масла имеет отверстие для выпуска смазочного масла, проточно сообщающееся с подшипниками газовой турбины.
17. Способ эксплуатации газотурбинной установки, содержащей турбинный кожух (101), в котором расположена газовая турбина, систему вентиляции, предназначенную для охлаждения внутреннего пространства указанного турбинного кожуха, и контур подачи смазочного масла, содержащий по меньшей мере первичный охладитель (189) смазочного масла и вторичный охладитель (163) смазочного масла, который расположен в турбинном кожухе в положении ниже вращающегося вала (115) газовой турбины, при этом способ включает:
создание воздушного потока, предназначенного для охлаждения турбинного кожуха,
обеспечение циркуляции по меньшей мере части указанного воздушного потока, предназначенного для охлаждения турбинного кожуха через вторичный охладитель смазочного масла с обеспечением отвода тепла от смазочного масла, циркулирующего в указанном вторичном охладителе смазочного масла, и
обеспечение циркуляции указанного воздушного потока, предназначенного для охлаждения турбинного кожуха, через указанный кожух.
RU2014134635A 2012-03-08 2013-03-06 Газовая турбина, содержащая первичный и вторичный охладители смазочного масла RU2625391C1 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ITFI2012A000047 2012-03-08
IT000047A ITFI20120047A1 (it) 2012-03-08 2012-03-08 "gas turbine with primary and secondary lubricating oil cooler"
PCT/EP2013/054528 WO2013131970A1 (en) 2012-03-08 2013-03-06 Gas turbine with primary and secondary lubricating oil cooler

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2625391C1 true RU2625391C1 (ru) 2017-07-13

Family

ID=46028049

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014134635A RU2625391C1 (ru) 2012-03-08 2013-03-06 Газовая турбина, содержащая первичный и вторичный охладители смазочного масла

Country Status (11)

Country Link
US (1) US20150033756A1 (ru)
EP (1) EP2823169B1 (ru)
JP (1) JP6216337B2 (ru)
KR (1) KR20140133914A (ru)
CN (1) CN104302894B (ru)
AU (1) AU2013229541A1 (ru)
CA (1) CA2866709A1 (ru)
HU (1) HUE042092T2 (ru)
IT (1) ITFI20120047A1 (ru)
RU (1) RU2625391C1 (ru)
WO (1) WO2013131970A1 (ru)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2775249T3 (es) * 2014-07-01 2020-07-24 Fpt Motorenforschung Ag Sistema de aceite lubricante para un motor de combustión, en particular para vehículos industriales y comerciales
GB2533132A (en) * 2014-12-11 2016-06-15 Rolls Royce Plc A liquid cooling apparatus and method for a gas tubine engine
KR102383343B1 (ko) * 2014-12-12 2022-04-07 누보 피그노네 에스알엘 커플링 부하 측정 방법 및 장치
JP6552907B2 (ja) * 2015-08-07 2019-07-31 株式会社東芝 潤滑油系統
CN108252806A (zh) * 2018-02-26 2018-07-06 西安空天能源动力智能制造研究院有限公司 一种通过涡扇发动机改型的燃气轮机及改型方法
CN110107404A (zh) * 2019-05-09 2019-08-09 成都航天科工微电子系统研究院有限公司 一种车载燃机发电系统多介质复合散热装置
JP7352590B2 (ja) * 2021-04-02 2023-09-28 三菱重工業株式会社 ガスタービン
CN113266756B (zh) * 2021-04-29 2022-04-12 华能国际电力股份有限公司上安电厂 一种机组停机再循环冷却系统及方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3418485A (en) * 1965-09-13 1968-12-24 Caterpillar Tractor Co Enclosure for gas turbine engine electric generator set
US3976165A (en) * 1974-05-03 1976-08-24 Norwalk-Turbo, Inc. Lubricating and oil seal system for a high speed compressor
US4773212A (en) * 1981-04-01 1988-09-27 United Technologies Corporation Balancing the heat flow between components associated with a gas turbine engine
RU2128802C1 (ru) * 1997-05-15 1999-04-10 Закрытое акционерное общество "Газовая и холодильная техника" Способ регулируемого охлаждения масла и аппарат воздушного охлаждения для осуществления этого способа
US20050160740A1 (en) * 2004-01-15 2005-07-28 Susumu Nakano Gas turbine power generator plant and silencer for the same
RU2315880C2 (ru) * 2006-02-16 2008-01-27 Открытое акционерное общество "Самарское конструкторское бюро машиностроения" Система воздушного охлаждения масла газотурбинного двигателя наземного применения

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB441990A (en) * 1934-08-31 1936-01-30 British Thomson Houston Co Ltd Improvements in and relating to lubricating apparatus and control systems for power plants
US3080716A (en) * 1956-03-08 1963-03-12 Thompson Ramo Wooldridge Inc Engine lubricating oil cooling systems for turbojets or the like
US3451214A (en) * 1967-03-15 1969-06-24 Garrett Corp Cold engine start facilitating apparatus
BE759344A (fr) * 1969-11-28 1971-05-24 Westinghouse Electric Corp Systeme de lubrification pour turbine
JPS598653B2 (ja) * 1975-10-11 1984-02-25 三菱重工業株式会社 ジドウシヤヨウ ２ ジクガスタ−ビンノセイギヨソウチ
JPS5981742U (ja) * 1982-11-22 1984-06-02 川崎重工業株式会社 ガスタ−ビン装置
JPS60135629U (ja) * 1984-02-20 1985-09-09 東芝テック株式会社 計量装置
JP2003083005A (ja) * 2001-09-13 2003-03-19 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 潤滑オイル供給装置
JP2006177219A (ja) * 2004-12-21 2006-07-06 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン設備
US9151180B2 (en) * 2010-06-15 2015-10-06 Hamilton Sundstrand Corporation Lubrication driven gas turbine engine actuation system

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3418485A (en) * 1965-09-13 1968-12-24 Caterpillar Tractor Co Enclosure for gas turbine engine electric generator set
US3976165A (en) * 1974-05-03 1976-08-24 Norwalk-Turbo, Inc. Lubricating and oil seal system for a high speed compressor
US4773212A (en) * 1981-04-01 1988-09-27 United Technologies Corporation Balancing the heat flow between components associated with a gas turbine engine
RU2128802C1 (ru) * 1997-05-15 1999-04-10 Закрытое акционерное общество "Газовая и холодильная техника" Способ регулируемого охлаждения масла и аппарат воздушного охлаждения для осуществления этого способа
US20050160740A1 (en) * 2004-01-15 2005-07-28 Susumu Nakano Gas turbine power generator plant and silencer for the same
RU2315880C2 (ru) * 2006-02-16 2008-01-27 Открытое акционерное общество "Самарское конструкторское бюро машиностроения" Система воздушного охлаждения масла газотурбинного двигателя наземного применения

Also Published As

Publication number Publication date
HUE042092T2 (hu) 2019-06-28
EP2823169B1 (en) 2019-02-20
EP2823169A1 (en) 2015-01-14
CN104302894B (zh) 2016-10-12
AU2013229541A1 (en) 2014-09-11
JP6216337B2 (ja) 2017-10-18
CA2866709A1 (en) 2013-09-12
KR20140133914A (ko) 2014-11-20
ITFI20120047A1 (it) 2013-09-09
WO2013131970A1 (en) 2013-09-12
CN104302894A (zh) 2015-01-21
JP2015509570A (ja) 2015-03-30
US20150033756A1 (en) 2015-02-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2625391C1 (ru) Газовая турбина, содержащая первичный и вторичный охладители смазочного масла
US11035250B2 (en) Gas turbine engine fluid cooling systems and methods of assembling the same
EP2954212B1 (en) Multi-circuit lubrication system for a turbine engine
CN106996335A (zh) 用于管理发动机中的热流动的方法和系统
EP2954185B1 (en) Multi-circuit lubrication system for a turbine engine
US8495857B2 (en) Gas turbine engine thermal management system
EP3121417B1 (en) Integral oiltank heat exchanger
JP2010048251A (ja) ガスタービンエンジンファン抽気熱交換器システム
KR101907228B1 (ko) 윤활유를 공급하기 위한 방법 및 장치
WO2014143282A1 (en) Air-oil heat exchangers with minimum bypass flow pressure loss
US11795878B2 (en) High-temperature fuel thermal transport bus architecture
GB2555379A (en) Gas turbine engine heat exchanger
US11788469B2 (en) Thermal management system for a gas turbine engine