RU2666828C2 - Жаропрочная коллекторная система для кожуха центральной рамы газотурбинного дигателя - Google Patents
Жаропрочная коллекторная система для кожуха центральной рамы газотурбинного дигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2666828C2 RU2666828C2 RU2015134385A RU2015134385A RU2666828C2 RU 2666828 C2 RU2666828 C2 RU 2666828C2 RU 2015134385 A RU2015134385 A RU 2015134385A RU 2015134385 A RU2015134385 A RU 2015134385A RU 2666828 C2 RU2666828 C2 RU 2666828C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- heat
- gas turbine
- turbine engine
- cooling chamber
- Prior art date
Links
- 239000012809 cooling fluid Substances 0.000 claims abstract description 23
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 45
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 claims description 26
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 16
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 12
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 7
- 239000000463 material Substances 0.000 abstract description 7
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract 1
- 238000005086 pumping Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 229910000851 Alloy steel Inorganic materials 0.000 description 3
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 2
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 230000004941 influx Effects 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000008121 plant development Effects 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
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
-
- 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
- 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
- F05D2260/231—Preventing heat transfer
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к газотурбинным двигателям и, более конкретно, к системам подачи охлаждающей текучей среды в газотурбинных двигателях. Раскрыта жаропрочная коллекторная система (10) для внутреннего кожуха (12) между компрессором (14) и турбиной в сборе (16). Жаропрочная коллекторная система (10) защищает наружный кожух (18) от высокотемпературного нагнетаемого воздуха компрессора, что обеспечивает изготовление наружного кожуха (18), пролегающего между компрессором (14) и турбиной в сборе (16), из менее дорогих материалов, которые были бы в противном случае необходимы. Кроме того, жаропрочная коллекторная система (10) может быть выполнена таким образом, что отбираемый воздух компрессора пропускается из компрессора (14) в жаропрочную коллекторную систему (10) без прохождения через обычное межфланцевое соединение, которое может протекать. 13 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Заявление о спонсировании федеральным правительством научно-исследовательских или опытно-конструкторских работ
Разработка данного изобретения была частично подержана Министерством энергетики Соединенных Штатов, Программа развития перспективной турбинной установки, Контракт № DE-FC26-05NT42644-Sub011.
Соответственно, правительство Соединенных Штатов может иметь некоторые права на данное изобретение.
Область техники, к которой относится изобретение
Это изобретение относится к газотурбинным двигателям, и, более конкретно, к системам подачи охлаждающей текучей среды в газотурбинных двигателях.
ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Обычно газотурбинные двигатели включают в себя компрессор для сжатия воздуха, камеру сгорания для смешивания сжатого воздуха с топливом и зажигания смеси, и комплект лопастей турбины в сборе для получения энергии. Камеры сгорания часто работают при высоких температурах, которые могут превышать 2500 градусов по Фаренгейту. В камерах сгорания турбины типовых конфигураций комплект лопастей турбины подвергается воздействию этих высоких температур. В результате, лопасти и лопатки турбины должны быть изготовлены из материалов, способных выдерживать такие высокие температуры. Лопасти и лопатки турбины, и другие компоненты часто содержит системы охлаждения для продления срока службы этих элементов и снижения вероятности сбоев в результате чрезмерных температур.
Как правило, кожух центральной рамы расположен между компрессором, и в некоторых конфигурациях, между кожухом компрессора и кожухом выхлопной системы. Кожух центральной рамы зачастую направляет отбираемый воздух компрессора на роторный узел турбины. Поскольку температура воздуха оболочки центральной рамы превышает 450 градусов Цельсия, большинство из наиболее часто используемых стальных сплавов не проходит по пределу ползучести. Со временем, материалы становятся хрупкими и подвергаются постоянной деформации ползучести при температуре выше 450 градусов по Цельсию. Таким образом, поскольку требования к конструкции возрастают, и пиковая температура нагнетания компрессора приближается к 550 градусам Цельсия, становится очень маловероятным соответствовать пороговым требованиям в 160000 часов и 5000 часов эксплуатационной надежности при использовании стандартных сплавов и традиционной технологии.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Это изобретение относится к жаропрочной коллекторной системе для внутреннего кожуха между компрессором и турбиной в сборе. Жаропрочная коллекторная система защищает наружный кожух из высокотемпературного нагнетаемого воздуха компрессора, что позволяет изготавливать наружный кожух, пролегающий между компрессором и турбиной 10 в сборе, из менее дорогих материалов, чем потребовалось бы в противном случае. Кроме того, жаропрочная коллекторная система может быть выполнена таким образом, что отбираемый воздух компрессора передается из компрессора в жаропрочную коллекторную систему без прохождения через обычное межфланцевое соединение, которое может протекать.
Жаропрочная коллекторная система может быть встроена в газотурбинный двигатель, и может включать в себя одну или несколько камер сгорания, расположенных выше по потоку от роторного узла. Роторный узел может включать в себя, по меньшей мере, первый и второй ряды турбинных лопастей, пролегающих радиально наружу из ротора. Газотурбинный двигатель может также включать в себя компрессор, расположенный выше по потоку от камеры сгорания, и может включать в себя один или несколько рядов турбинных лопаток, пролегающих радиально внутрь и заканчивающихся проксимально к роторному узлу. Газотурбинный двигатель может также включать в себя камеру охлаждения пера лопатки турбины, сообщающуюся с перьями лопаток турбины, и внутренний кожух, пролегающий от впускной области компрессора до выпускной области роторного узла. Газотурбинный двигатель может включать в себя жаропрочную стенку, расположенную радиально наружу внутреннего кожуха, и по окружности заключающую в оболочку внутренний кожух, тем самым образуя жаропрочный коллектор на наружной поверхности внутреннего кожуха. Жаропрочная стенка может сообщаться с отводной трубой компрессора, при этом отводная труба компрессора подает охлаждающую текучую среду на жаропрочный коллектор и сообщается с камерой охлаждения пера лопатки турбины, так что жаропрочный коллектор подает охлаждающую текучую среду в камеру охлаждения пера лопатки турбины. В одном варианте осуществления, камера охлаждения пера лопатки турбины может представлять собой камеру воздушного охлаждения второго ряда лопаток турбины, которая подает охлаждающую текучую среду на второй ряд лопаток турбины.
Газотурбинный двигатель может также включать в себя наружный кожух, пролегающий от впускной области компрессора до выпускной области роторного узла, и по окружности заключающий в оболочку жаропрочную стенку. В одном варианте осуществления, жаропрочный коллектор может сообщаться с компрессором, по меньшей мере, через одно отверстие в опорном фланце радиально внутрь наружного кожуха, что устраняет возможность межфланцевого протекания. В другом варианте осуществления, соединительный трубопровод может пролегать между компрессором и жаропрочным коллектором. Соединительный трубопровод может пролегать, по меньшей мере, частично наружу наружного кожуха, проходящего от впускной области компрессора до выпускной области роторного узла, и по окружности заключающего в оболочку жаропрочную стенку. Жаропрочная коллекторная система может также включать в себя теплообменник, приспособленный для охлаждения охлаждающей текучей среды из компрессора перед подачей охлаждающей текучей среды на жаропрочный коллектор. В еще одном варианте осуществления, жаропрочная коллекторная система может включать в себя трубопровод отвода выхлопа, пролегающий между компрессором и камерой охлаждения пера лопатки турбины. Трубопровод отвода выхлопа может пролегать, по меньшей мере, частично наружу наружного кожуха, пролегающего от впускной области компрессора до выпускной области роторного узла, и по окружности заключающего в оболочку жаропрочную стенку.
Жаропрочная коллекторная система может включать в себя одну или несколько соединительных дроссельных систем, выполненных с возможностью динамического дросселирования отводной текучей среды компрессора в соединительный трубопровод, либо может включать в себя одну или несколько дроссельных систем камеры охлаждения пера лопатки, выполненных с возможностью динамического дросселирования отводной текучей среды компрессора в камеру охлаждения пера лопатки турбины, либо же может включать в себя обе системы. В одном варианте осуществления, соединительная дроссельная система может быть образована, по меньшей мере, одним клапаном, управляющим потоком охлаждающей текучей среды через соединительный трубопровод. Дроссельная система камеры охлаждения пера лопатки может быть образована, по меньшей мере, одним клапаном, управляющим потоком охлаждающей текучей среды через трубопровод отвода выхлопа в камеру охлаждения пера лопатки турбины.
Преимущество данного изобретения состоит в том, что изобретение защищает наружный кожух, который проходит от выпускной области компрессора до впускной области роторного узла, и по окружности заключает в оболочку внутренний экран, от высокотемпературного нагнетаемого воздуха компрессора.
Другое преимущество данного изобретения состоит в том, что экранирование наружного кожуха от высокотемпературного нагнетаемого воздуха компрессора позволяет изготавливать наружный кожух из менее дорогих материалов, например, но не ограничиваясь этим, недорогих стальных сплавов.
Еще одно преимущество данного изобретения состоит в том, что это изобретение полезно в газотурбинных двигателях, где температура нагнетаемого воздуха компрессора приближается или превышает либо верхний предел режима ползучести, либо температуру охрупчивания для сталей.
Еще одно преимущество данного изобретения состоит в том, что его можно использовать и вместе, и без охладителя либо нагревателя, либо того и другого, для регулирования температур кожуха при переходах с целью активного управления радиальным зазором лопастей путем снижения тепловой инерции между ротором и кожухом.
Эти и другие варианты осуществления более подробно описаны ниже.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
На сопровождающих чертежах, которые включены и составляют часть описания, проиллюстрированы варианты осуществления настоящим раскрытого изобретения, которые вместе с описанием раскрывают принципы изобретения.
Фиг. 1 представляет собой вид сбоку в разрезе участка газотурбинного двигателя, включающего в себя компрессор, расположенный выше по потоку от турбины в сборе, и соединенного вместе через внутренний кожух центральной рамы, и дополнительно включающий в себя жаропрочную коллекторную систему.
Фиг. 2 представляет собой вид сбоку в разрезе другого варианта осуществления жаропрочной коллекторной системы.
Фиг. 3 представляет собой вид сбоку в разрезе другого варианта осуществления жаропрочной коллекторной системы.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Как показано на фиг. 1-3, это изобретение относится к жаропрочной коллекторной системе 10 для внутреннего кожуха 12 между компрессором 14 и турбиной в сборе 16. Жаропрочная коллекторная система 10 защищает наружный кожух 18 от высокотемпературного нагнетаемого воздуха компрессора, что позволяет изготавливать наружный кожух 18, пролегающий между компрессором 14 и турбиной в сборе 16, из менее дорогих материалов, которые были бы в противном случае необходимы. Кроме того, жаропрочная коллекторная система 10 может быть выполнена таким образом, что отбираемый воздух компрессора пропускается из компрессора 14 в жаропрочную коллекторную систему 10 без прохождения через обычное межфланцевое соединение, которое может протекать.
Жаропрочная коллекторная система 10 может быть расположена в газотурбинном двигателе, который может быть образован из одной или нескольких камер 22 сгорания, расположенных выше по потоку от роторного узла 24. Роторный узел 24 может включать в себя, по меньшей мере, первый и второй ряды 26, 28 турбинных лопастей 30, пролегающих радиально наружу от ротора 32. Компрессор 14 может быть расположен выше по потоку от камеры 22 сгорания. Один или несколько рядов турбинных лопаток 34 могут продолжаться радиально внутрь и могут заканчиваться проксимально к роторному узлу 24. Камера 36 охлаждения пера лопатки турбины может сообщаться с перьями 38 лопаток турбины, и, более конкретно, с системами 40 охлаждения в перьях 38 лопаток турбины, к примеру, но не ограничиваясь этим, лопаток 34 турбины.
Внутренний кожух 12 может пролегать от выпускной области 44 компрессора 14 до впускной области 42 роторного узла 24. Жаропрочная стенка 46 может быть расположена радиально наружу внутреннего кожуха 12. По меньшей мере, в одном варианте осуществления, жаропрочная стенка 46 может по окружности заключать в оболочку внутренний кожух 12, тем самым образуя жаропрочный коллектор 48 на наружной поверхности 50 внутреннего кожуха 12. Жаропрочная стенка 46 может сообщаться с отводной трубой 52 компрессора, при этом отводная труба 52 компрессора подает охлаждающую текучую среду на жаропрочный коллектор 48. Жаропрочная стенка 46 может также сообщаться с камерой 36 охлаждения пера лопатки турбины, при этом жаропрочный коллектор 48 подает охлаждающую текучую среду в камеру 36 охлаждения пера лопатки турбины. По меньшей мере, в одном варианте осуществления, камера 36 охлаждения пера лопатки турбины представлять собой камеру воздушного охлаждения второго ряда лопаток турбины, которая подает охлаждающую текучую среду на второй ряд лопаток 34 турбины.
Жаропрочная стенка 46 может поддерживаться одной или несколькими разнесенными опорами 72. Разнесенные опоры 72 могут пролегать радиально наружу из внутреннего кожуха 12, и могут быть пространственно разнесены по окружности и аксиально с целью обеспечения опоры для жаропрочной стенки 46 от нагрузки давлением. Удаление и высота разнесенных опор 72 могут быть приспособлены для обеспечения требований к надлежащему охлаждающему потоку и конструктивной опоре для жаропрочной стенки 46. Передние и задние концы 74, 76 жаропрочной стенки 46 могут быть прикреплены к наружному кожуху 18 сваркой, к примеру, но не ограничиваясь этим, угловым сварным швом. Кроме того, жаропрочный экран 46 может включать в себя порталы сгорания, при этом корзины камеры сгорания могут проходить через жаропрочную стенку 46 и внутренний кожух 12. Жаропрочная стенка 46 может быть приварена к порталам сгорания посредством замкнутого углового сварного шва к наружному кожуху 18. Эти сварные швы предотвращают приток высокотемпературного нагнетаемого воздуха компрессора из жаропрочного коллектора 48.
Жаропрочная стенка 46 может быть образована из любого подходящего пластичного материала, такого как, но не ограничиваясь этим, низкопрочного ковкого стального сплава, способного выдерживать различия при тепловом расширении между наружным кожухом 18 и жаропрочной стенкой 46. Чтобы компенсировать термические напряжения между наружным кожухом 18 и жаропрочной стенкой 46, на заднем конце 76 жаропрочной стенки 46 была встроена секция 78 с резким изгибом, чтобы обеспечить осевую гибкость. Секция 78 с резким изгибом может пролегать по окружности вокруг внутреннего кожуха 12. Подобно наружному кожуху 18, жаропрочная стенка 46 может разделяться горизонтальными соединениями с образованием двух секций. Секции могут быть герметизированы на этих горизонтальных соединениях с помощью горизонтальных зажимных усилий.
Газотурбинный двигатель 20 может также включать в себя наружный кожух 18 пролегающий от выпускной области 44 компрессора 14 до впускной области 42 роторного узла 24, и по окружности заключающий в оболочку жаропрочную стенку 46. По меньшей мере, в одном варианте осуществления, как показано на фиг. 1 и фиг.3, жаропрочная коллекторная система может включать в себя соединительный трубопровод 54, пролегающий между компрессором 14 и жаропрочным коллектором 48. Соединительный трубопровод 54 может иметь любое поперечное сечение и может иметь любой размер для создания необходимого профиля давления через соединительный трубопровод 54. По меньшей мере, в одном варианте осуществления, один или несколько теплообменников 56 могут быть приспособлены для охлаждения охлаждающей текучей среды из компрессора 14 перед подачей охлаждающей текучей среды на жаропрочный коллектор 48. Теплообменник 56 может быть приспособлен для использования в качестве охладителя, либо может быть приспособлен для использования в качестве нагревателя. В еще одном варианте осуществления, один или несколько теплообменников 56 могут функционировать как охладитель, а также один или несколько теплообменников 56 могут функционировать как нагреватель.
В другом варианте осуществления, как показано на фиг. 3, жаропрочная коллекторная система 10 может включать в себя один или несколько трубопроводов 58 отвода выхлопа, пролегающих между компрессором 14 и камерой 36 охлаждения пера лопатки турбины для направления охлаждающих текучих сред напрямую в камеру 36 охлаждения пера лопатки турбины. Жаропрочная коллекторная система 10 может также включать в себя одну или несколько соединительных дроссельных систем 60, выполненных с возможностью динамического дросселирования отводной текучей среды компрессора в соединительный трубопровод 54. По меньшей мере, в одном варианте осуществления, соединительная дроссельная система 60 может быть образована из одного или нескольких клапанов 62, управляющих потоком охлаждающей текучей среды через соединительный трубопровод 54. Жаропрочная коллекторная система 10 может также включать в себя одну или несколько дроссельных систем 64 камеры охлаждения перьев лопаток, выполненных с возможностью динамического дросселирования отводной текучей среды компрессора в камеру 36 охлаждения пера лопатки турбины. По меньшей мере, в одном варианте осуществления, дроссельная система 64 камеры охлаждения пера лопатки может быть образована из одного или нескольких клапанов 66, управляющих потоком охлаждающей текучей среды через трубопровод 58 отвода выхлопа в камеру 36 охлаждения пера лопатки турбины. Соединительный трубопровод 54 может пролегать, по меньшей мере, частично наружу наружного кожуха 18, пролегающего от выпускной области 44 компрессора до впускной области 42 роторного узла 24, и по окружности заключающего в оболочку жаропрочную стенку 46.
В еще одном варианте осуществления, как показано на фиг. 2, трубопровод 58 отвода выхлопа может пролегать между компрессором 14 и камерой 36 охлаждения пера лопатки турбины. Трубопровод 58 отвода выхлопа может пролегать, по меньшей мере, частично наружу наружного кожуха 18, пролегающего от выпускной области 44 компрессора 14 до впускной области 42 роторного узла 24, и может по окружности заключать в оболочку жаропрочную стенку 46. Жаропрочный коллектор 48 может сообщаться с компрессором 14 через одно или несколько отверстий 68 в опорном фланце 70, расположенным радиально внутрь наружного кожуха 18, что устраняет возможность межфланцевой протечки.
Во время эксплуатации отводные текучие среды компрессора, к примеру, но не ограничиваясь этим, воздух, могут течь из компрессора 14 в камеру 36 охлаждения пера лопатки турбины через жаропрочную коллекторную систему 10, чтобы предотвратить контакт отбираемого воздуха компрессора с наружным кожухом 18. Как показано на фиг. 2, отводная текучая среда компрессора может течь из компрессора 14 через отверстие 68 в опорный фланец 70 и на жаропрочный коллектор 48. Текучая среда может при этом течь через жаропрочный коллектор 48 и в камеру 36 охлаждения пера лопатки турбины. В другом варианте осуществления, как показано на фиг. 1, отводная текучая среда компрессора может течь из компрессора 14 через соединительный трубопровод 54 и на жаропрочный коллектор 48. Текучая среда может при этом течь через жаропрочный коллектор 48 и в камеру 36 охлаждения пера лопатки турбины.
В еще одном варианте осуществления, как показано на фиг. 3, отводная текучая среда компрессора может течь из компрессора 14 через соединительный трубопровод 54 и на жаропрочный коллектор 48. Текучая среда может при этом течь через жаропрочный коллектор 48 и в камеру 36 охлаждения пера лопатки турбины. Поток отводной текучей среды компрессора может также течь из компрессора 14 в камеру 36 охлаждения пера лопатки турбины через трубопровод 58 отвода выхлопа. Поток отводной текучей среды компрессора через соединительный трубопровод 54 и трубопровод 58 отвода выхлопа можно регулировать с помощью использования соединительной дроссельной системы 60 и дроссельной системы 64 камеры охлаждения пера лопатки. Соединительная дроссельная система 60 и дроссельная система 64 камеры охлаждения пера лопатки могут управляться вручную или автоматически.
Изложенное выше приведено в целях иллюстрации, объяснения, и описания вариантов осуществления данного изобретения. Модификации и адаптации к этим вариантам осуществления понятны специалистам в данной области техники, и могут быть сделаны в пределах объема или концепции данного изобретения.
Claims (15)
1. Газотурбинный двигатель (20), отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна камера сгорания (22) расположена выше по потоку от роторного узла (24), при этом роторный узел (24) включает в себя, по меньшей мере, первый и второй ряды (26, 28) турбинных лопастей (30), пролегающих радиально наружу от ротора (32); компрессор (14), расположенный выше по потоку от, по меньшей мере, одной камеры сгорания (22), по меньшей мере, один ряд турбинных лопаток (34), пролегающий радиально внутрь и заканчивающийся проксимально к роторному узлу (24); камеру (36) охлаждения пера лопатки турбины, сообщающуюся с перьями (38) лопаток турбины; внутренний кожух (12), пролегающий от выпускной области (44) компрессора (14) до впускной области (42) роторного узла 24; и жаропрочную стенку (46), расположенную радиально наружу внутреннего кожуха (12), и по окружности заключающую в оболочку внутренний кожух (12), тем самым образуя жаропрочный коллектор (48) на наружной поверхности (50) внутреннего кожуха (12);
при этом жаропрочная стенка (46) сообщается с отводной трубой (52) компрессора, так что отводная труба (52) компрессора подает охлаждающую текучую среду на жаропрочный коллектор (48), и сообщается с камерой (36) охлаждения пера лопатки турбины, так что жаропрочный коллектор (48) подает охлаждающую текучую среду в камеру (36) охлаждения пера лопатки турбины.
2. Газотурбинный двигатель (20) по п. 1, отличающийся тем, что камера (36) охлаждения пера лопатки турбины представляет собой камеру воздушного охлаждения второго ряда лопаток турбины, которая подает охлаждающую текучую среду на второй ряд лопаток (34) турбины.
3. Газотурбинный двигатель (20) по п. 1, дополнительно отличающийся тем, что наружный кожух (18) пролегает от выпускной области (44) компрессора (14) до впускной области (42) роторного узла (24) и по окружности, заключая в оболочку жаропрочную стенку (46).
4. Газотурбинный двигатель (20) по п. 1, дополнительно отличающийся тем, что между компрессором (14) и жаропрочным коллектором (48) пролегает соединительный трубопровод (54).
5. Газотурбинный двигатель (20) по п. 4, дополнительно отличающийся тем, что теплообменник (56) выполнен с возможностью охлаждения охлаждающей текучей среды из компрессора (14), перед подачей охлаждающей текучей среды на жаропрочный коллектор (48).
6. Газотурбинный двигатель (20) по п. 4, дополнительно отличающийся тем, что трубопровод (58) отвода выхлопа пролегает между компрессором (14) и камерой (36) охлаждения пера лопатки турбины.
7. Газотурбинный двигатель (20) по п. 6, дополнительно отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна соединительная дроссельная система (60) выполнена с возможностью динамического дросселирования отводной текучей среды компрессора в соединительный трубопровод (54).
8. Газотурбинный двигатель (20) по п. 7, дополнительно отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна дроссельная система (64) камеры охлаждения пера лопатки выполнена с возможностью динамического дросселирования отводной текучей среды компрессора в камеру (36) охлаждения пера лопатки турбины.
9. Газотурбинный двигатель (20) по п. 7, отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна соединительная дроссельная система (60) представляет собой, по меньшей мере, один клапан (62), управляющий потоком охлаждающей текучей среды через соединительный трубопровод (54).
10. Газотурбинный двигатель (20) по п. 6, дополнительно отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна дроссельная система (64) камеры охлаждения пера лопатки выполнена с возможностью динамического дросселирования отводной текучей среды компрессора в камеру (36) охлаждения пера лопатки турбины.
11. Газотурбинный двигатель (20) по п. 10, отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна дроссельная система (64) камеры охлаждения пера лопатки представляет собой, по меньшей мере, один клапан (66), управляющий потоком охлаждающей текучей среды через трубопровод (58) отвода выхлопа в камеру (36) охлаждения пера лопатки турбины.
12. Газотурбинный двигатель (20) по п. 4, отличающийся тем, что соединительный трубопровод (54) проходит, по меньшей мере, частично, наружу наружного кожуха (18), пролегающего от выпускной области (44) компрессора (14) до впускной области (42) роторного узла (24), и по окружности, заключая в оболочку жаропрочную стенку (46).
13. Газотурбинный двигатель (20) по п. 1, дополнительно отличающийся тем, что трубопровод (58) отвода выхлопа пролегает между компрессором (14) и камерой (36) охлаждения пера лопатки турбины; при этом трубопровод (58) отвода выхлопа проходит, по меньшей мере, частично, наружу наружного кожуха (18) пролегающего от выпускной области (44) компрессора (14) до впускной области (42) роторного узла (24), и по окружности, заключая в оболочку жаропрочную стенку (46).
14. Газотурбинный двигатель (20) по п. 1, отличающийся тем, что жаропрочный коллектор (48) сообщается с компрессором (14), по меньшей мере, через одно отверстие (68) в опорном фланце (70) радиально внутрь наружного кожуха (18), что устраняет возможность межфланцевой протечки.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US13/768,038 | 2013-02-15 | ||
| US13/768,038 US9714611B2 (en) | 2013-02-15 | 2013-02-15 | Heat shield manifold system for a midframe case of a gas turbine engine |
| PCT/US2014/014805 WO2014185999A1 (en) | 2013-02-15 | 2014-02-05 | Heat shield manifold system for a midframe case of a gas turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2015134385A RU2015134385A (ru) | 2017-03-17 |
| RU2666828C2 true RU2666828C2 (ru) | 2018-09-12 |
Family
ID=51350120
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015134385A RU2666828C2 (ru) | 2013-02-15 | 2014-02-05 | Жаропрочная коллекторная система для кожуха центральной рамы газотурбинного дигателя |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9714611B2 (ru) |
| EP (1) | EP2956635B1 (ru) |
| JP (1) | JP6305441B2 (ru) |
| CN (1) | CN105209723B (ru) |
| RU (1) | RU2666828C2 (ru) |
| WO (1) | WO2014185999A1 (ru) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9957830B2 (en) * | 2013-03-07 | 2018-05-01 | United Technologies Corporation | Hybrid passive and active tip clearance system |
| EP3023582A1 (de) * | 2014-11-18 | 2016-05-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbinenanlage |
| JP6589211B2 (ja) * | 2015-11-26 | 2019-10-16 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン、及びその部品温度調節方法 |
| US10711640B2 (en) * | 2017-04-11 | 2020-07-14 | Raytheon Technologies Corporation | Cooled cooling air to blade outer air seal passing through a static vane |
| US20180291760A1 (en) * | 2017-04-11 | 2018-10-11 | United Technologies Corporation | Cooling air chamber for blade outer air seal |
| US20190107059A1 (en) * | 2017-10-10 | 2019-04-11 | United Technologies Corporation | Cooled combustor configuration |
| US11732656B2 (en) * | 2021-03-31 | 2023-08-22 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine engine with soaring air conduit |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4849895A (en) * | 1987-04-15 | 1989-07-18 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation (Snecma) | System for adjusting radial clearance between rotor and stator elements |
| RU2217597C1 (ru) * | 2002-11-28 | 2003-11-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Газотурбинный двигатель |
| EP1895095A1 (en) * | 2006-09-04 | 2008-03-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine engine and method of operating the same |
| EP2539546A1 (en) * | 2010-02-25 | 2013-01-02 | General Electric Company | Turbine shroud support thermal shield |
Family Cites Families (23)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3427000A (en) * | 1966-11-14 | 1969-02-11 | Westinghouse Electric Corp | Axial flow turbine structure |
| GB1350471A (en) * | 1971-05-06 | 1974-04-18 | Secr Defence | Gas turbine engine |
| US5134844A (en) * | 1990-07-30 | 1992-08-04 | General Electric Company | Aft entry cooling system and method for an aircraft engine |
| US5195868A (en) | 1991-07-09 | 1993-03-23 | General Electric Company | Heat shield for a compressor/stator structure |
| US5724806A (en) | 1995-09-11 | 1998-03-10 | General Electric Company | Extracted, cooled, compressed/intercooled, cooling/combustion air for a gas turbine engine |
| US5761907A (en) | 1995-12-11 | 1998-06-09 | Parker-Hannifin Corporation | Thermal gradient dispersing heatshield assembly |
| US5782076A (en) | 1996-05-17 | 1998-07-21 | Westinghouse Electric Corporation | Closed loop air cooling system for combustion turbines |
| US6065282A (en) | 1997-10-29 | 2000-05-23 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | System for cooling blades in a gas turbine |
| US6295803B1 (en) | 1999-10-28 | 2001-10-02 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Gas turbine cooling system |
| US6615574B1 (en) * | 2000-01-14 | 2003-09-09 | General Electric Co. | System for combining flow from compressor bleeds of an industrial gas turbine for gas turbine performance optimization |
| US6584778B1 (en) * | 2000-05-11 | 2003-07-01 | General Electric Co. | Methods and apparatus for supplying cooling air to turbine engines |
| US6606861B2 (en) | 2001-02-26 | 2003-08-19 | United Technologies Corporation | Low emissions combustor for a gas turbine engine |
| EP1507116A1 (de) | 2003-08-13 | 2005-02-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Hitzeschildanordnung für eine ein Heissgas führende Komponente, insbesondere für eine Brennkammer einer Gasturbine |
| US8240151B2 (en) | 2006-01-20 | 2012-08-14 | Parker-Hannifin Corporation | Fuel injector nozzles for gas turbine engines |
| US7765808B2 (en) | 2006-08-22 | 2010-08-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Optimized internal manifold heat shield attachment |
| US7631503B2 (en) | 2006-09-12 | 2009-12-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor with enhanced cooling access |
| US8057157B2 (en) * | 2007-10-22 | 2011-11-15 | General Electric Company | System for delivering air from a multi-stage compressor to a turbine portion of a gas turbine engine |
| US8033119B2 (en) * | 2008-09-25 | 2011-10-11 | Siemens Energy, Inc. | Gas turbine transition duct |
| US8545172B2 (en) | 2009-06-15 | 2013-10-01 | Honeywell International, Inc. | Turbocharger having nozzle ring locating pin and an integrated locator and heat shield |
| FR2946621B1 (fr) | 2009-06-15 | 2013-02-08 | Aircelle Sa | Procede d'assemblage d'une protection thermique sur une structure interne fixe de nacelle de turboreacteur |
| IT1395820B1 (it) * | 2009-09-25 | 2012-10-26 | Nuovo Pignone Spa | Sistema di raffreddamento per una turbina a gas e relativo metodo di funzionamento |
| US9528382B2 (en) | 2009-11-10 | 2016-12-27 | General Electric Company | Airfoil heat shield |
| JP2012072708A (ja) * | 2010-09-29 | 2012-04-12 | Hitachi Ltd | ガスタービンおよびガスタービンの冷却方法 |
-
2013
- 2013-02-15 US US13/768,038 patent/US9714611B2/en active Active
-
2014
- 2014-02-05 CN CN201480008794.4A patent/CN105209723B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2014-02-05 JP JP2015558032A patent/JP6305441B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2014-02-05 WO PCT/US2014/014805 patent/WO2014185999A1/en active Application Filing
- 2014-02-05 EP EP14766239.9A patent/EP2956635B1/en not_active Not-in-force
- 2014-02-05 RU RU2015134385A patent/RU2666828C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4849895A (en) * | 1987-04-15 | 1989-07-18 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation (Snecma) | System for adjusting radial clearance between rotor and stator elements |
| RU2217597C1 (ru) * | 2002-11-28 | 2003-11-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Газотурбинный двигатель |
| EP1895095A1 (en) * | 2006-09-04 | 2008-03-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine engine and method of operating the same |
| EP2539546A1 (en) * | 2010-02-25 | 2013-01-02 | General Electric Company | Turbine shroud support thermal shield |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP2956635A1 (en) | 2015-12-23 |
| EP2956635B1 (en) | 2017-03-29 |
| WO2014185999A1 (en) | 2014-11-20 |
| CN105209723A (zh) | 2015-12-30 |
| US20140230441A1 (en) | 2014-08-21 |
| US9714611B2 (en) | 2017-07-25 |
| JP6305441B2 (ja) | 2018-04-04 |
| JP2016508568A (ja) | 2016-03-22 |
| RU2015134385A (ru) | 2017-03-17 |
| CN105209723B (zh) | 2017-12-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2666828C2 (ru) | Жаропрочная коллекторная система для кожуха центральной рамы газотурбинного дигателя | |
| US8596959B2 (en) | Oil tube with integrated heat shield | |
| US8157509B2 (en) | Method, system and apparatus for turbine diffuser sealing | |
| US9115595B2 (en) | Clearance control system for a gas turbine | |
| US9810097B2 (en) | Corrugated mid-turbine frame thermal radiation shield | |
| US9109842B2 (en) | Fuel air heat exchanger | |
| US10132197B2 (en) | Shroud assembly and shroud for gas turbine engine | |
| US9303528B2 (en) | Mid-turbine frame thermal radiation shield | |
| CN107592904B (zh) | 受控的防漏燃烧器护环 | |
| US20120304662A1 (en) | Fuel air heat exchanger | |
| JP2013526673A (ja) | 排ガスターボチャージャ | |
| EP3055538B1 (en) | Spacer for power turbine inlet heat shield | |
| US9982564B2 (en) | Turbine frame assembly and method of designing turbine frame assembly | |
| US20220268443A1 (en) | Flow control wall for heat engine | |
| US10619743B2 (en) | Splined honeycomb seals | |
| EP3078914A1 (en) | Annular combustor for a gas turbine engine | |
| CN110753782B (zh) | 用于冷却环形外涡轮壳体的装置 | |
| RU2477802C2 (ru) | Паровая турбина с устройством охлаждения | |
| RU2310086C1 (ru) | Газотурбинная установка | |
| JP6793663B2 (ja) | ターボ機械軸受の格納スリーブ、および前記スリーブを備えたターボ機械 | |
| CN116291877A (zh) | 重型燃气涡轮发动机、其排气气体外壳及其改装方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200206 |