RU2631472C2 - Газовая турбина, содержащая корпус компрессора с впускным отверстием для охлаждения корпуса компрессора, и использование указанной газовой турбины - Google Patents

Газовая турбина, содержащая корпус компрессора с впускным отверстием для охлаждения корпуса компрессора, и использование указанной газовой турбины Download PDF

Info

Publication number
RU2631472C2
RU2631472C2 RU2016102745A RU2016102745A RU2631472C2 RU 2631472 C2 RU2631472 C2 RU 2631472C2 RU 2016102745 A RU2016102745 A RU 2016102745A RU 2016102745 A RU2016102745 A RU 2016102745A RU 2631472 C2 RU2631472 C2 RU 2631472C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
compressor
housing
gas
compressor housing
Prior art date
Application number
RU2016102745A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2016102745A (ru
Inventor
Томас АНДЕРССОН
Аллан ПЕРССОН
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
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 Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2016102745A publication Critical patent/RU2016102745A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2631472C2 publication Critical patent/RU2631472C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F04D29/58—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer
    • F04D29/582—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/584—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps cooling or heating the machine
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
    • 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
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/26—Double casings; Measures against temperature strain in casings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D19/00—Axial-flow pumps
    • 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
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Изобретение относится к энергетике. Газовая турбина, содержащая ротор в сборе и корпус компрессора. При этом корпус компрессора содержит внутреннюю камеру корпуса компрессора для размещения ротора в сборе и внешнюю камеру для охлаждения корпуса компрессора. Внутренняя камера корпуса компрессора и внешняя камера корпуса компрессора отделены друг от друга с помощью разделительной стенки корпуса, а внешняя камера корпуса компрессора содержит граничную стенку корпуса. Граничная стенка корпуса содержит впускное отверстие для подачи входящего потока охлаждающего газа с охлаждающим газом во внешнюю камеру корпуса компрессора для охлаждения корпуса компрессора таким образом, что градиенты температур материала в тангенциальном направлении в корпусе компрессора уменьшаются по сравнению с неохлаждаемым корпусом компрессора. Также представлен способ эксплуатации газовой турбины. Изобретение позволяет уменьшить вероятность возникновения механического повреждения газовой турбины, связанного с температурным воздействием на ротор в сборе на внутренней поверхности корпуса компрессора. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к газовой турбине, содержащей корпус компрессора, а также к использованию такой газовой турбины.
Уровень техники
Газовая турбина содержит ротор в сборе (по меньшей мере, одну подвижную часть) и корпус компрессора (по меньшей мере одну неподвижную часть). Ротор в сборе, который приводится во вращение с помощью рабочего тела, проходящего через газовую турбину, размещен внутри корпуса компрессора. В промышленных газовых турбинах во внутренних камерах (внутренних полостях) корпуса компрессора обычно наблюдается температурная неравномерность. Этот эффект можно наблюдать во многих случаях вскоре после остановки газовой турбины. В корпусе по результатам измерений могут быть выявлены градиенты температуры. Указанные градиенты температур приводят к поперечной деформации корпуса компрессора относительно ротора в сборе газовой турбины. Поэтому может происходить повреждение внутренней поверхности корпуса.
Сущность изобретения
Задача настоящего изобретения заключается в создании газовой турбины, для которой вероятность возникновения механического повреждения ротора в сборе на внутренней поверхности корпуса компрессора, связанного с температурным воздействием, уменьшена по сравнению с известными в уровне техники решениями.
Другая задача заключается в обеспечении использования газовой турбины.
Эти задачи решаются с помощью настоящего изобретения, охарактеризованного в пунктах формулы изобретения. Изобретением обеспечивается газовая турбина, содержащая по меньшей мере один ротор в сборе; и по меньшей мере один корпус компрессора; при этом корпус компрессора содержит по меньшей мере одну внутреннюю камеру корпуса компрессора для размещения ротора в сборе и по меньшей мере одну внешнюю камеру корпуса компрессора для охлаждения корпуса компрессора; внутренняя камера корпуса компрессора и внешняя камера корпуса компрессора отделены друг от друга разделительной стенкой корпуса; внешняя камера корпуса компрессора содержит по меньшей мере одну граничную (ограничивающую) стенку корпуса; указанные разделительная стенка корпуса и граничная стенка корпуса расположены на определенном расстоянии напротив друг друга с образованием внешней камеры корпуса компрессора; граничная стенка корпуса содержит по меньшей мере одно входное отверстие для ввода охлаждающего потока газа с охлаждающим газом во внешнюю камеру корпуса компрессора, в результате чего изменение температуры материала корпуса компрессора в тангенциальном направлении уменьшается по сравнению с корпусом компрессора при отсутствии охлаждения корпуса. Поток охлаждающего газа представляет собой струю охлаждающего газа. Это газовая струя охлаждающего газа направлена вдоль поверхности корпуса компрессора, например, вдоль поверхности граничной стенки корпуса или вдоль поверхности стенки внутренней камеры компрессора. В результате вдоль поверхности граничной стенки корпуса или вдоль поверхности стенки внутренней камеры компрессора градиенты температуры скомпенсированы.
За счет этого вероятность возникновения «горячих пятен» в корпусе компрессора уменьшается. Таким образом, отмеченная выше проблема, связанная с температурной неравномерностью в газовых турбинах, смягчается. Указанное повреждение поверхности не происходит.
Предпочтительно для эффективного уменьшения проблемы температурной неравномерности вдоль внутренней поверхности граничной стенки корпуса распределено некоторое количество впускных отверстий.
Ротор в сборе может приводиться во вращение с помощью рабочего тела. Рабочим телом является газ. Предпочтительно этот газ представляет собой продукты сгорания процесса сжигания топлива.
Камера, образованная внутри корпуса компрессора, пространственно ограничена внутренней разделительной стенкой корпуса и внешней граничной стенкой корпуса. С помощью впускного отверстия входящий поток охлаждающего газа может быть направлен в камеру внутри корпуса компрессора. Охлаждающий газ, в частности воздух, может быть инжектирован в камеру внутри корпуса компрессора. С помощью входящего потока охлаждающего газа происходит охлаждение корпуса компрессора. Указанное охлаждение предпочтительно является отводом тепла от корпуса компрессора. Благодаря циркуляции возникновения температурной неравномерности уменьшается. Кроме того, достигаемым результатом будет поглощение тепловой энергии молекулами газа, содержащимися во входящем потоке охлаждающего потока охлаждающего газа вероятность газа, и распределение этой поглощаемой тепловой энергии вдоль стенки корпуса компрессора. Градиенты температуры в пределах корпуса компрессора, которые, в особенности, могут появляться при нахождении газовой турбины в положении остановки, уменьшаются, что приводит к снижению вероятности возникновения температурных деформаций корпуса компрессора. Ротор в сборе может быть надлежащим образом установлен во внутренней камере корпуса компрессора с возможностью вращения в указанной внутренней камере корпуса компрессора и приводится во вращение с помощью рабочего газа. Повреждение поверхности, обусловленное температурной деформацией корпуса компрессора, происходить не будет.
При этом конструкция обеспечивает полное разделение охлаждающего газа и рабочего газа. Охлаждающая текучая среда, например охлаждающий газ, и рабочий газ турбины не перемешиваются. Полное разделение обеспечивается с помощью разделительной стенки корпуса.
Охлаждающий газовый поток может содержать различные газы или смеси газов. В предпочтительном воплощении охлаждающим газом служит воздух. Воздух является весьма эффективным и неограниченным по доступности охлаждающим газом. В качестве альтернативы возможно использование других газов или газовых смесей. Например, охлаждающим газом может быть азот.
Граничная стенка корпуса может содержать по меньшей мере одно выпускное отверстие для отвода выходящего потока охлаждающего газа из внешней камеры корпуса компрессора. Но это не является необходимым. Поток охлаждающего газа может поступать в газовый тракт компрессора через щель отбора воздуха из компрессора, а не через внешнюю камеру корпуса компрессора.
Предпочтительно, чтобы охлаждение не было неконтролируемым процессом. Поэтому предпочтительно используется по меньшей мере одно устройство для регулирования потока входящего охлаждающего газа. При наличии выпускных отверстий предпочтительно также регулировать выходящий поток охлаждающего газа. Поэтому имеются устройства для регулирования выходящего потока охлаждающего газа.
Предпочтительно устройство регулирования потока охлаждающего газа содержит, по меньшей мере, один клапан и/или, по меньшей мере, одно сопло. Например, устройство регулирования потока охлаждающего газа представляет собой сопло, которое встроено в граничную стенку корпуса. Предпочтительно это сопло встроено с тангенциальным расположением в продольном направлении. Сопло ориентировано тангенциально. При этом ориентация канала сопла и направление камеры образуют между собой угол в интервале от 45° до 85°. Например, этот угол составляет приблизительно 50°. В результате охлаждающий газ инжектируют во внешнюю камеру в тангенциальном направлении. Кроме того, могут быть использованы дополнительные устройства, подобные вентилятору и/или воздуходувке.
В предпочтительном воплощении охлаждающий газ может быть инжектирован во внешнюю камеру корпуса компрессора так, что молекулы охлаждающего газа движутся по окружности и/или в тангенциальном направлении вдоль внутренней поверхности граничной стенки корпуса и/или вдоль внутренней поверхности внутренней разделительной стенки. Благодаря этому весьма эффективно достигается выравнивание температуры. В этом случае не наблюдаются пики температуры. Внешний воздух инжектируется, например, через стенку корпуса таким образом, что достигается круговое движение воздуха внутри полости (внешней камеры корпуса компрессора). При этом тангенциальное расположение используемого сопла (см. выше: сопло с тангенциальным расположением) и угол струи инжектируемого воздуха выбирают так, что струя воздуха будет ударять и тем самым охлаждать стенку корпуса в центре зоны с самой высокой температурой материала, т.е. в верхней по вертикали координате камеры корпуса компрессора. В результате температурная неравномерность внутри камеры корпуса компрессора эффективно уменьшается.
Впускное отверстие используется в газотурбинном двигателе. При этом молекулы охлаждающего газа инжектируют в камеру внутри корпуса компрессора через входное сопло во время, по меньшей мере, при нахождении газотурбинного двигателя в одном рабочем положении. Рабочее положение выбирают из группы, включающей запуск газотурбинного двигателя и остановку газотурбинного двигателя. Предпочтительно для формирования струи охлаждающего газа используют воздух.
Краткое описание чертежа
Другие особенности и преимущества изобретения следуют из описания примера воплощения со ссылкой на чертеж. На чертеже схематически показано поперечное сечение газовой турбины.
Подробное описание изобретения
Объектом настоящего изобретения является турбина 1, которая содержит по меньшей мере один ротор в сборе 10 и по меньшей мере один корпус 11 компрессора. Турбина представляет собой газовую турбину. В качестве рабочего тела газовой турбины, приводящего во вращение ротор в сборе 10 турбины 1, используются газообразные продукты сгорания.
Корпус компрессора содержит по меньшей мере одну внутреннюю камеру 1112 корпуса компрессора для размещения ротора в сборе и по меньшей мере одну внешнюю камеру 1113 для отбора воздуха из компрессора. Ротор в сборе размещен во внутренней камере корпуса компрессора таким образом, что ротор в сборе и корпус компрессора расположены соосно друг другу. Эти элементы имеют общую ось 12 вращения.
Внутренняя камера 1112 корпуса компрессора и внешняя камера 1113 корпуса компрессора отделены друг от друга с помощью разделительной стенки 1101 корпуса. Внешняя камера 1113 корпуса компрессор содержит, по меньшей мере, одну граничную стенку корпуса 110. Граничная стенка 110 корпуса и разделительная стенка 1101 корпуса находятся напротив друг друга на определенном расстоянии с образованием внешней камеры 1113 корпуса компрессора.
Граничная стенка 110 корпуса содержит по меньшей мере одно впускное отверстие 1100 для ввода охлаждающего газового потока 1115 с охлаждающим газом во внешнюю камеру 1113 корпуса компрессора для охлаждения корпуса компрессора. Используется по меньшей мере одно регулирующее устройство для регулирования потока входящего охлаждающего газа. Устройство для регулирования потока входящего охлаждающего газа представляет собой сопло 11001.
Сопло 11001 ориентировано тангенциально, при этом направление 11003 канала 11002 сопла 11001 и радиальное направление 112 камеры 11 образуют угол 113 приблизительно равный 45°.
Посредством входного отверстия и сопла соответственно струя охлаждающего газа с молекулами газа может быть инжектирована во внешнюю камеру корпуса компрессора. Указанная струя охлаждающего газа содержит воздух с азотом и кислородом в качестве молекул охлаждающего газа.
Струя охлаждающего газа может быть инжектирована таким образом, что обуславливает движение молекул газа в струе охлаждающего газа по окружности 1114. Кроме того, струю охлаждающего газа инжектируют во внешний корпус 1113 так, что в струе охлаждающего газа происходит тангенциальное движение молекул газа вдоль внутренней поверхности 1111 граничной стенки корпуса.
Газовая турбина используется в газотурбинном двигателе. При ее использовании молекулы охлаждающего газа инжектируют во внешнюю камеру 1113 корпуса компрессора через впускные отверстия 1100 при нахождении газотурбинного двигателя по меньшей мере в одном рабочем положении. Рабочим положением является остановка газотурбинного двигателя. За счет инжекции охлаждающего газа во внешнюю камеру корпуса компрессора градиенты температуры в тангенциальном направлении снижаются (температура выравнивается). Это приводит к меньшей температурной деформации корпуса компрессора по сравнению с газовой турбиной без использования струи охлаждающего газа.

Claims (16)

1. Газовая турбина (1), содержащая
по меньшей мере один ротор (10) в сборе; и
по меньшей мере один корпус (11) компрессора; при этом
корпус (11) компрессора содержит по меньшей мере одну внутреннюю камеру (1112) корпуса компрессора для размещения ротора (10) в сборе и по меньшей мере одну внешнюю камеру (1113) для охлаждения корпуса (11) компрессора;
при этом внутренняя камера (1112) корпуса компрессора и внешняя камера (1113) корпуса компрессора отделены друг от друга с помощью разделительной стенки (1101) корпуса;
внешняя камера (1113) корпуса компрессора содержит по меньшей мере одну граничную стенку (110) корпуса;
граничная стенка (110) корпуса и разделительная стенка (1101) корпуса находятся напротив друг друга на определенном расстоянии с образованием внешней камеры (1113) корпуса компрессора; и
граничная стенка (110) корпуса содержит по меньшей мере одно впускное отверстие (1100) для подачи входящего потока (1115) охлаждающего газа во внешнюю камеру (1113) корпуса компрессора для охлаждения корпуса (11) компрессора, в результате чего изменение температуры материала в тангенциальном направлении в корпусе компрессора уменьшается по сравнению с неохлаждаемым корпусом (11) компрессора,
при этом газовая турбина выполнена с возможностью инжектирования охлаждающего газа во внешнюю камеру корпуса так, что это приводит к движению (1114) молекул охлаждающего газа по окружности и/или движению молекул охлаждающего газа в тангенциальном направлении вдоль внутренней поверхности (1111) граничной стенки (110) камеры и/или вдоль внутренней поверхности внутренней разделительной стенки.
2. Газовая турбина по п. 1, в которой используется по меньшей мере одно устройство для регулирования входящего потока охлаждающего газа.
3. Газовая турбина по п. 2, в которой указанное устройство для регулирования потока охлаждающего газа содержит по меньшей мере один клапан и/или по меньшей мере одно сопло (11001).
4. Газовая турбина по любому из пп. 1-3, в которой внешняя камера корпуса компрессора охватывает снаружи внутреннюю стенку, по меньшей мере, частично.
5. Газовая турбина по любому из пп. 1-3, в которой охлаждающим газом является воздух.
6. Способ эксплуатации газовой турбины по любому из пп. 1-5 в газотурбинном двигателе, характеризующийся тем, что молекулы охлаждающего газа инжектируют во внешнюю камеру корпуса (1113) через впускные отверстия (1100) при нахождении газотурбинного двигателя по меньшей мере в одном рабочем состоянии.
7. Способ эксплуатации газовой турбины по п. 6, характеризующийся тем, что указанным рабочим состоянием является запуск или остановка газотурбинного двигателя.
8. Способ эксплуатации газовой турбины по п. 6 или 7, характеризующийся тем, что в качестве охлаждающего газа используют воздух.
RU2016102745A 2013-06-28 2014-06-03 Газовая турбина, содержащая корпус компрессора с впускным отверстием для охлаждения корпуса компрессора, и использование указанной газовой турбины RU2631472C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP13174310.6A EP2818646A1 (en) 2013-06-28 2013-06-28 Gas turbine comprising a compressor casing with an inlet opening for tempering the compressor casing and use of the gas turbine
EP13174310.6 2013-06-28
PCT/EP2014/061415 WO2014206689A1 (en) 2013-06-28 2014-06-03 Gas turbine comprising a compressor casing with an inlet opening for tempering the compressor casing and use of the gas turbine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2016102745A RU2016102745A (ru) 2017-08-02
RU2631472C2 true RU2631472C2 (ru) 2017-09-22

Family

ID=48700399

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016102745A RU2631472C2 (ru) 2013-06-28 2014-06-03 Газовая турбина, содержащая корпус компрессора с впускным отверстием для охлаждения корпуса компрессора, и использование указанной газовой турбины

Country Status (7)

Country Link
US (1) US10138900B2 (ru)
EP (2) EP2818646A1 (ru)
CN (1) CN105308270B (ru)
CA (1) CA2916806C (ru)
MX (1) MX2015017427A (ru)
RU (1) RU2631472C2 (ru)
WO (1) WO2014206689A1 (ru)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10975721B2 (en) 2016-01-12 2021-04-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooled containment case using internal plenum

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2132474C1 (ru) * 1994-05-17 1999-06-27 Прэтт энд Уитни Кэнэдэ, Инк. Узел кольцеобразный подшипниковой опоры (варианты)
US20010022933A1 (en) * 1998-08-18 2001-09-20 Boris Bangert Turbine casing
US7329084B2 (en) * 2001-10-30 2008-02-12 Alstom Technology Ltd Turbomachine
EP2500528A1 (de) * 2011-03-16 2012-09-19 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Radialspalteinstellung einer Axialturbomaschine und Axialturbomaschine

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4324125A1 (de) * 1993-07-19 1995-01-26 Abb Management Ag Gasturbine
DE4327376A1 (de) * 1993-08-14 1995-02-16 Abb Management Ag Verdichter sowie Verfahren zu dessen Betrieb
US6561760B2 (en) * 2001-08-17 2003-05-13 General Electric Company Booster compressor deicer
DE102006012363A1 (de) * 2005-03-31 2006-10-05 Alstom Technology Ltd. Strömungsmaschine
US7798765B2 (en) * 2007-04-12 2010-09-21 United Technologies Corporation Out-flow margin protection for a gas turbine engine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2132474C1 (ru) * 1994-05-17 1999-06-27 Прэтт энд Уитни Кэнэдэ, Инк. Узел кольцеобразный подшипниковой опоры (варианты)
US20010022933A1 (en) * 1998-08-18 2001-09-20 Boris Bangert Turbine casing
US7329084B2 (en) * 2001-10-30 2008-02-12 Alstom Technology Ltd Turbomachine
EP2500528A1 (de) * 2011-03-16 2012-09-19 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Radialspalteinstellung einer Axialturbomaschine und Axialturbomaschine

Also Published As

Publication number Publication date
EP2818646A1 (en) 2014-12-31
CN105308270A (zh) 2016-02-03
CA2916806A1 (en) 2014-12-31
RU2016102745A (ru) 2017-08-02
US20160131159A1 (en) 2016-05-12
MX2015017427A (es) 2016-03-31
CN105308270B (zh) 2017-05-17
EP2978939B1 (en) 2018-01-17
WO2014206689A1 (en) 2014-12-31
CA2916806C (en) 2018-01-16
EP2978939A1 (en) 2016-02-03
US10138900B2 (en) 2018-11-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2462600C2 (ru) Устройство турбины и способ охлаждения бандажа, расположенного у кромки лопатки турбины
EP2514930B1 (en) System and method for removing heat from a turbomachine
EP3186558B1 (en) Film cooling hole arrangement for acoustic resonators in gas turbine engines
JP6324548B2 (ja) 排気ディフューザ内にロータセンタリング冷却システムを備えるガスタービンエンジン
JP2014181899A (ja) 燃焼器燃料噴射器への圧縮作動流体の流量を制御するシステム
KR20150136618A (ko) 가스 터빈 엔진용 노즐 분사에 의한 터빈 엔진 셧다운 온도 제어 시스템
JP2006037855A (ja) 車室ケーシング及びガスタービン
JP2016502014A5 (ru)
JP2008025577A (ja) 遠心圧縮機のインペラの下流側面を冷却するシステムを備えるターボ機械
CN106121741A (zh) 用于废热供能的主动空隙控制的系统和方法
JP2017122447A (ja) キャビティの中への冷却流量の受動流量変調
CN102356278A (zh) 燃气轮机燃烧系统
KR20160097343A (ko) 가스터빈 발전설비, 가스터빈 냉각공기시스템 건조장치 및 건조방법
CN103459778A (zh) 包括热屏蔽的燃气轮机及操作方法
KR20170075494A (ko) 버너장치
JP5925030B2 (ja) ガスタービン、及びその高温部品
RU2631472C2 (ru) Газовая турбина, содержащая корпус компрессора с впускным отверстием для охлаждения корпуса компрессора, и использование указанной газовой турбины
US10837366B2 (en) Gas turbine
JP2015031282A (ja) 熱伝達アセンブリおよびその組み付け方法
KR101882108B1 (ko) 가스터빈
KR102567540B1 (ko) 터빈
US11846420B2 (en) Combustion chamber comprising means for cooling an annular casing zone downstream of a chimney
JP2014211094A (ja) 過給機
JP2013064368A (ja) ガスタービン
RU2011153235A (ru) Турбороторный двигатель

Legal Events

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

Effective date: 20190604