RU2719261C1 - Способ уменьшения сил, действующих на лопатки турбины в определенных частотных диапазонах - Google Patents

Способ уменьшения сил, действующих на лопатки турбины в определенных частотных диапазонах Download PDF

Info

Publication number
RU2719261C1
RU2719261C1 RU2019124992A RU2019124992A RU2719261C1 RU 2719261 C1 RU2719261 C1 RU 2719261C1 RU 2019124992 A RU2019124992 A RU 2019124992A RU 2019124992 A RU2019124992 A RU 2019124992A RU 2719261 C1 RU2719261 C1 RU 2719261C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzles
illuminated
configuration
turbine
turbine blade
Prior art date
Application number
RU2019124992A
Other languages
English (en)
Inventor
Марк ФУРИ
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
Application granted granted Critical
Publication of RU2719261C1 publication Critical patent/RU2719261C1/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged combustion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23N—REGULATING OR CONTROLLING COMBUSTION
    • F23N5/00—Systems for controlling combustion
    • F23N5/24—Preventing development of abnormal or undesired conditions, i.e. safety arrangements
    • F23N5/242—Preventing development of abnormal or undesired conditions, i.e. safety arrangements using electronic means
    • 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
    • F01D25/04—Antivibration arrangements
    • F01D25/06—Antivibration arrangements for preventing blade vibration
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01H—MEASUREMENT OF MECHANICAL VIBRATIONS OR ULTRASONIC, SONIC OR INFRASONIC WAVES
    • G01H13/00—Measuring resonant frequency

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Газотурбинный двигатель имеет конфигурацию кольцевого каскада топливных форсунок в камере сгорания. Когда лопатка турбины вращается внутри газотурбинного двигателя, она подвергается силам подъема и сопротивления, основанным на конфигурации подсвеченных форсунок. Конфигурация подсвеченных форсунок, которая приводит к минимальным нестационарным силам, которые испытывает лопатка турбины, определяется для увеличения срока службы лопатки турбины и ограничения любых структурных отказов. 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Область техники
Раскрытые варианты выполнения в общем относятся к газотурбинным двигателям и более конкретно к системе сгорания и турбины газотурбинного двигателя.
Уровень техники
Газотурбинные двигатели создают продукты сгорания в камерах сгорания. Продукты сгорания передаются дальше по ходу, в газотурбинном двигателе, к рядам вращающихся лопаток турбины, соединенных с ротором турбины. Поскольку продукты сгорания распространяются через секцию турбины, продукты сгорания вызывают вращение узлов лопаток и ротора турбины.
В некоторых газотурбинных двигателях внутри камер сгорания используют кольцевой каскад. Кольцевой каскад представляет собой использование форсунок для впрыскивания топлива и воздуха, которые распределены по окружности внутри камеры сгорания. Форсунки активируются для изменения мощности газотурбинного двигателя. Использование кольцевого каскада в газотурбинных двигателях может повлиять на срок службы лопаток турбины в секции турбины.
Сущность изобретения
Вкратце, аспекты настоящего раскрытия относятся к конфигурациям активированных форсунок в газотурбинном двигателе.
Аспектом настоящего раскрытия может быть способ конфигурирования кольцевого каскада в газотурбинном двигателе. Способ включает этап, на котором определяют резонансные частоты лопаток турбины, которая вращается внутри газотурбинного двигателя. Способ также включает в себя этапы, на которых определяют частотный спектр нестационарных сил, которым подвергается лопатка турбины во время одного оборота лопатки турбины, для первой конфигурации подсвеченных форсунок, выбранных из множества конфигураций подсвеченных форсунок; определяют частотный спектр нестационарных сил, которым подвергается лопатка турбины во время одного оборота лопатки турбины по меньшей мере для одной другой конфигурации подсвеченных форсунок, выбранной из множества конфигураций подсвеченных форсунок, где по меньшей мере одна другая конфигурация подсвеченных форсунок отличается от первой конфигурации подсвеченных форсунок. Способ дополнительно включает в себя этапы, на которых определяют, какая конфигурация из множества конфигураций подсвеченных форсунок приводит к минимальным нестационарным силам, которые будет испытывать лопатка турбины; и конфигурируют подсвеченные форсунки в камере сгорания так, чтобы они соответствовали конфигурации из множества конфигураций подсвеченных форсунок, что приводит к минимальным нестационарным силам, которые будут испытывать лопатки турбины.
Другим аспектом настоящего раскрытия может быть газотурбинный двигатель, имеющий камеру сгорания и лопатку турбины, которая вращается внутри газотурбинного двигателя, при этом определены резонансные частоты лопатки турбины, которая вращается внутри газотурбинного двигателя. Газотурбинный двигатель также может иметь форсунки, расположенные внутри камеры сгорания в виде кольцевого каскада, причем множество форсунок подсвечены на основании определения конфигурации подсвеченных форсунок, которая приводит к минимальным нестационарным силам, которую испытывают лопатки турбины; при этом конфигурация подсвеченных форсунок, которая приводит к минимальным нестационарным силам, которые будут испытывать лопатки турбины, определены путем определения частотного спектра нестационарных сил, которым подвергается лопатка турбины во время одного оборота лопатки турбины для первой конфигурации выбранных подсвеченных форсунок из множества конфигураций подсвеченных форсунок; определения частотного спектра нестационарных сил, которым подвергается лопатка турбины во время одного оборота лопатки турбины по меньшей мере для одной другой конфигурации подсвеченных форсунок, выбранной из множества конфигураций подсвеченных форсунок, причем по меньшей мере одна другая конфигурация подсвеченных форсунок отлична от первой конфигурации подсвеченных форсунок;
Краткое описание чертежей
Фиг.1 показывает вид в разрезе газотурбинного двигателя;
Фиг.2 показывает частичный вид множества форсунок;
Фиг.3 показывает схематический вид форсунок и лопатки турбины;
Фиг.4 представляет собой блок-схему, показывающую способ конфигурирования кольцевого каскада для газотурбинного двигателя;
Фиг.5 показывает схематический вид первой конфигурации подсвеченных форсунок;
Фиг.6 показывает схематическое изображение второй конфигурации освещенных форсунок; и
Фиг.7 показывает схематичный вид конфигурации освещенных форсунок для другой стадии сгорания.
Подробное описание изобретения
Чтобы облегчить понимание вариантов выполнения, принципов и особенностей настоящего раскрытия, они поясняются ниже со ссылкой на иллюстративные варианты выполнения. Варианты выполнения настоящего раскрытия не ограничиваются использованием в описанных системах или способах.
Компоненты и материалы, описанные ниже как составляющие различные варианты выполнения, предназначены для иллюстрации, а не для ограничения. Предполагается, что многие подходящие компоненты и материалы, которые будут выполнять ту же или аналогичную функцию, что и материалы, описанные здесь же, должны быть включены в объем охраны вариантов выполнения настоящего раскрытия.
Многие газотурбинные двигатели используют сжигание обедненного предварительно смешанного (LP) топлива, чтобы уменьшить выбросы NOx.
Автор признал, что использование кольцевого каскада может привести к неравномерным по окружности температурным профилям. Эти неоднородные температурные профили могут привести к изменяющейся во времени нагрузке на лопатки турбины во время оборотов двигателя. Если частота нестационарной подъемной силы и силы сопротивления, испытываемая лопатками турбины на различных ступенях турбины, совпадает с резонансными частотами лопатки турбины, лопатка турбины может быстро резонировать, и может произойти отказ или отрыв лопатки турбины.
Фиг.1 показывает вид в разрезе газотурбинного двигателя 100 и камеры сгорания 12. Камера сгорания 12 представляет собой место, где происходит горение газа газотурбинного двигателя 100. Фиг.2 показывает частичный вид множества форсунок 14а, 14b, которые расположены внутри камеры сгорания 12. Форсунки 14a, 14b могут впрыскивать топливо внутрь камеры сгорания 12. Форсунки 14а не подсвечиваются, а форсунки 14b подсвечиваются. «Подсвечивается» означает, что топливо протекает через форсунку 14b и смешивается с воздухом, протекающим через форсунку 14b, до того, как смесь воздуха и топлива впрыскивается в камеру сгорания 12.
Фиг. 3 представляет собой схематический вид форсунок 14a и 14b. Вид, показанный на Фиг.3, смотрит аксиально перед камерой сгорания 12. Форсунка 14а не подсвечивается. Форсунка 14b подсвечивается. Лопатка 13 турбины показана для иллюстрации кругового движения, которое происходит относительно форсунок 14a и 14b. Движение лопатки 13 турбины, когда она вращается внутри газотурбинного двигателя 100, подвергает лопатку 13 турбины воздействию различных профилей температуры, плотности и скорости.
Обычно подсвеченные форсунки 14b расположены в симметричных рядах. Подсвеченные форсунки 14b добавляются в зависимости от потребления мощности газотурбинного двигателя 100. Однако добавление подсвеченных форсунок 14b таким симметричным образом может привести к тому, что лопатка 13 турбины будет быстро резонировать и вызовет отказ или отрыв лопатки 13 турбины.
В конфигурации, показанной на Фиг.3, четыре подсвеченные форсунки 14b расположены в верхней части конфигурации, а четыре подсвеченных форсунки 14b расположены в нижней части конфигурации. Когда требуется больше мощности от газотурбинного двигателя 100, может быть добавлено больше подсвеченных форсунок 14b. Подсвеченные форсунки 14b могут добавляться на различных ступенях в зависимости от потребностей в выходной мощности газотурбинного двигателя 100. Когда лопатка 13 турбины проходит путь вокруг кольца неподсвеченных и подсвеченных форсунок 14а, 14b, она подвергается воздействию различных профилей температуры и плотности, которые влияют на силы подъема и сопротивления, которым она подвергается.
Например, когда лопатка 13 турбины проходит через подсвеченные форсунки 14b, она подвергается воздействию более высоких температур, чем когда она проходит через неподсвеченные форсунки 14а. Затем, когда она проходит через подсвеченные топливные форсунки 14b, она снова подвергается воздействию сил нагрева и результирующих сил. Это генерирует периодические силы на лопатках 13 с определенной частотой. Если частота подъемных сил и сил сопротивления, испытываемых лопатками 13 на различных ступенях турбины, совпадает с их резонансными частотами, лопатка 13 будет быстро резонировать, и может произойти ее отказ или отрыв.
Для решения проблем, возникающих при использовании кольцевого каскада и, тем самым, сохранения преимущества наличия постоянных температур пламени для всех мощностей, был разработан способ изменения распределения подсвеченных форсунок 14b вокруг газотурбинного двигателя 100. Распределение подсвеченных форсунок 14b приводит к конфигурации кольцевого каскада, который уменьшает нестационарные силы, действующие на лопатки 13 на частотах, близких к резонансным частотам лопатки. Под «нестационарными силами» подразумеваются нестационарные подъемные силы и силы сопротивления, испытываемые лопатками турбины. Под «ближним» подразумеваются, как обычно, частоты в диапазоне 5-40 Гц, предпочтительно в диапазоне 15-25 Гц. Однако этот диапазон может варьироваться и зависеть от количества подсвеченных форсунок 14b. Диапазон также можно определить, проанализировав диаграмму Кэмбелла системы и выбрав наименьшее расстояние между двумя узлами. Затем это расстояние делится на два, чтобы определить диапазон.
Уменьшение нестационарных сил, действующих на лопатки 13 на частотах, близких к резонансным частотам лопаток, достигается путем обеспечения конфигурации подсвеченных форсунок 14b, которые приводят к вынужденным частотам, которые не приводят к согласованию резонансных частот лопаток 13 турбины. «Частота возбуждения» - это частота колебаний, применяемых к системе. Рядом может быть диапазон от 5 до 40 Гц. Или его можно определить, посмотрев на диаграмму Кэмбелла системы и взяв расстояние между двумя узлами и поделить на 2.
Способ включает в себя этап, на котором определяют частотный спектр температуры, которой подвергаются лопатки 13 турбины во время одного оборота двигателя для одной конфигурации подсвеченных форсунок 14b и неподсвеченных форсунок 14a.
Блок-схема, иллюстрирующая способ конфигурирования топливных форсунок 14a, 14b газотурбинного двигателя 100, показана на Фиг.4. Следует понимать, что способ конфигурирования обычно обсуждается в отношении газотурбинных двигателей, которые используют кольцевой каскад. Однако способ, обсуждаемый и раскрываемый здесь, применим к любому расположению форсунок, которое может помочь исключить любой режим работы, приводящий к резонансной частоте между лопаткой 13 турбины и частотой нестационарных сил, действующих на нее из-за подсвеченных форсунок 14b.
На этапе 102 определяют резонансные частоты лопатки 13 турбины. Резонансные частоты лопатки 13 турбины в общем являются свойством физических размеров лопатки 13 турбины и материала, из которого она изготовлена. Эти резонансные частоты могут быть определены на основе анализа методом конечных элементов для различных рабочих температур и нагрузок. Эти резонансные частоты могут быть изображены на диаграмме Кэмбелла. Эти резонансные частоты затем используются в сочетании с частотным спектром нестационарных сил, действующих на лопатки 13 турбины, генерируемых конкретной конфигурацией подсвеченных форсунок 14b. Поскольку этот способ направлен на то, чтобы идентифицировать конфигурацию подсвеченных форсунок 14b, которая приводит к минимальным нестационарным силам вблизи резонансных частот лопаток 13 турбины, используется частотный спектр температурного изменения, которому подвергается лопатка (13) турбины. Как правило, там, где частота нестационарных и периодически воздействующих сил на лопатки 13 турбины одинаковы, существует вероятность того, что лопатка 13 турбины выйдет из строя или отсоединится. Благодаря снижению нестационарных сил вблизи резонансных частот лопатки 13 турбины эти возможности уменьшатся.
На этапе 104 вычисляют частотный спектр нестационарных сил, которым подвергается лопатка 13 турбины во время одного оборота лопатки 13 турбины для особой конфигурации подсвеченных форсунок 14b. Во-первых, температурное изменение T (t), которому лопатка 13 турбины подвергается во время одного оборота для особой конфигурации подсвеченных форсунок 14b генерируется синтетическим путем на основе суперпозиции нормальных распределений, рассчитанных из калиброванного, вычислительного, гидродинамического моделирования, представляющих неподсвеченные форсунки 14a, где время t является числом оборотов в минуту лопатки 13 турбины. Значение T(t) может включать эффект влияния следа, создаваемого направляющими лопатками, и впрыскивания охлаждающего воздуха. Этого можно достичь, зная количество направляющих лопаток и приблизительную оценку поперечного профиля температуры в газотурбинном двигателе 100 по их следу. Включение эффектов влияния следа и масс охлаждающего воздуха не должно быть чрезвычайно точным, поскольку алгоритм работает в частотной области.
Пример конфигурации подсвеченных форсунок 14b показан на Фиг.5. На этапе 106 определяют частотный спектр нестационарных сил, которым подвергается лопатка 13 турбины во время одного оборота лопатки 13 турбины для второй конфигурации подсвеченных форсунок 14b, как показано на Фиг.6. Для целей этого примера обсуждаются только две конфигурации, однако следует понимать, что на практике частотный спектр для всех нестационарных сил может быть определен для каждой возможной конфигурации. В действительности, для выбора наилучшей конфигурации должны быть определены частотные спектры нестационарных сил для всех возможных конфигураций.
После определения частотного спектра нестационарных сил для различных конфигураций подсвеченных форсунок 14b на этапе 108 определяют, каковы минимальные нестационарные силы по отношению к резонансным узлам лопатки 13 турбины и что будет испытывать лопатка 13 турбины на особой ступени. Это достигается с помощью уравнения min(
Figure 00000001
(FFT - быстрое преобразование Фурье T(t)). Как обсуждалось выше, T(t) представляет собой синтетический температурный профиль, построенный из нормальных распределений, вычисленных с использованием результатов вычислительной гидродинамики (CFD), представляющих неподсвеченную форсунку 14a, и где время t является числом оборотов в минуту лопатки 13 турбины. Значение T(t) может включать эффект влияния следа, создаваемого направляющими лопатками, и впрыскивания охлаждающего воздуха. Этого можно достичь, зная количество направляющих лопаток и приблизительную оценку поперечного профиля температуры внутри газотурбинного двигателя 100 по их следу. Включение эффектов влияния следа и масс охлаждающего воздуха не должно быть чрезвычайно точным, поскольку алгоритм работает в частотной области.
Уменьшение может быть выполнено для других сценариев, которые происходят в газотурбинном двигателе 100. Уменьшение может быть выполнено только для одной ступени лопатки турбины или, альтернативно, оно может быть выполнено путем уменьшения суммы нестационарных сил близко к резонансам лопаток 13 турбины для нескольких ступеней. Алгоритм может обеспечить оптимальную конфигурацию подсвеченных форсунок 14b вокруг газотурбинного двигателя 100 для всех возможных состояний двигателя.
Пример конфигурации, оптимизирующей нестационарные силы близко к основному резонансу лопатки 13 турбины промышленного Трента 60, показан на Фиг.5. Предыдущие газотурбинные двигатели использовали бы конфигурацию, имеющую две пары смежных подсвеченных форсунок 14b, расположенных в 180° относительно друг от друга. Конфигурация, показанная на Фиг.5, может приводить к минимальным нестационарным силам для лопатки 13 турбины относительно нестационарной энергии, генерируемой конфигурацией, показанной на Фиг.6. Как таковая, конфигурация, показанная на Фиг. 5, может использоваться во время работы газотурбинного двигателя 100, во время этой стадии работы в газотурбинном двигателе 100, чтобы уменьшить вероятность того, что нестационарная энергия будет генерировать частоту нагнетания с резонансным узлом, равным резонансному узлу лопатки 13 турбины, тем самым повышая вероятность того, что лопатка 13 турбины выйдет из строя или отсоединится.
Хотя конфигурация, показанная на Фиг.5, проиллюстрирована как приводящая к минимуму, следует понимать, что на некоторых стадиях сгорания и с другими моделями газотурбинных двигателей может быть более одной конфигурации, которая приводит к одному и тому же минимуму. Обратите внимание, что некоторые из этих конфигураций могут быть одинаковыми по характеру вращения, однако направляющая лопатка сопла может нарушить эту симметрию. В тех случаях, когда более одной конфигурации может привести к минимуму, дополнительные критерии могут использоваться для определения, какую конфигурацию выбрать. В некоторых случаях могут отсутствовать дополнительные критерии, и выбор конфигурации, которая приводит к минимуму, может быть случайным. Однако в других случаях при выборе могут использоваться такие критерии, как то, какая конфигурация приводит к наилучшей общей производительности благодаря использованию дополнительных ступеней турбины или уменьшению границ холодного и горячего.
Дополнительно, в то время как определение конфигурации, которая приводит к минимальным нестационарным силам для лопатки 13 турбины, является предпочтительным во многих ситуациях, могут быть случаи, когда из-за других факторов производительности газотурбинного двигателя 100 результирующая конфигурация подсвеченных форсунок 14b не желательна. Например, из-за переходной способности двигателя, выбросов загрязняющих веществ или количества необходимых клапанов. В этих случаях конфигурация, которая приводит к минимальным нестационарным силам для лопатки 13 турбины, может быть слегка изменена, чтобы получить общую производительность, требуемую для газотурбинного двигателя 100.
На Фиг.7 показана конфигурация подсвеченных форсунок 14b для другой стадии работы газотурбинного двигателя 100. Конфигурация, показанная на Фиг.7, снова иллюстрирует результат, полученный путем использования способа, рассмотренного выше со ссылкой на Фиг.4. Другими словами, конфигурация подсвеченных форсунок 14b, которая наилучшим образом уменьшает вероятность того, что на резонансные узлы лопаток 13 турбины будут воздействовать нестационарные силы и соответствующая частота особой конфигурации. Способ определения конфигурации может использоваться каждый раз, когда вводится новая стадия.
Тогда как варианты выполнения настоящего раскрытия раскрыты в примерных формах, для специалиста в данной области техники будет очевидно, что в нем может быть сделано много модификаций, дополнений и исключений без отклонения от сущности и объема охраны изобретения и его эквивалентов, изложенного в следующей далее формуле изобретения.

Claims (13)

1. Способ конфигурирования кольцевого каскада в газотурбинном двигателе, при котором:
определяют резонансные частоты лопатки (13) турбины, которая вращается внутри газотурбинного двигателя;
определяют частотный спектр нестационарных сил, воздействующих на лопатку (13) турбины во время одного оборота лопатки (13) турбины для первой конфигурации подсвеченных форсунок (14b), выбранной из множества конфигураций подсвеченных форсунок (14b);
определяют частотный спектр нестационарных сил, воздействующих на лопатку (13) турбины во время одного оборота лопатки (13) турбины для по меньшей мере одной другой конфигурации подсвеченных форсунок (14b), выбранной из множества конфигураций подсвеченных форсунок (14b), причем по меньшей мере одна другая конфигурация подсвеченных форсунок (14b) отличается от первой конфигурации подсвеченных форсунок (14b);
определяют, какая конфигурация из множества конфигураций подсвеченных форсунок (14b) приводит к минимальным нестационарным силам, которые будут испытывать лопатки (13) турбины; и
конфигурируют подсвеченные форсунки (14b) в камере сгорания для соответствия конфигурации из множества конфигураций подсвеченных форсунок (14b), что приводит к минимальным нестационарным силам, которые будут испытывать лопатки (13) турбины.
2. Способ по п. 1, при котором этап определения, какая конфигурация из множества конфигураций подсвеченных форсунок (14b) приводит к минимальным нестационарным силам для лопатки (13) турбины, выполняют для более чем одной ступени лопаток (13) турбины в газотурбинном двигателе (100).
3. Способ по п. 2, при котором конфигурация из множества конфигураций подсвеченных форсунок (14b), которая приводит к минимальным нестационарным силам, испытываемым лопаткой (13) турбины, отлична для по меньшей мере двух ступеней сгорания в газотурбинном двигателе (100).
4. Способ по любому из пп. 1-3, при котором минимальные нестационарные силы, которые будут испытывать лопатки (13) турбины, определяют с использованием уравнения
Figure 00000002
5. Способ по п. 4, при котором T(t) представляет собой синтетический температурный профиль, построенный из нормальных распределений, откалиброванных с использованием результатов вычислительной гидродинамики (CFD), представляющих неподсвеченную форсунку (14а), a t представляет собой функцию числа оборотов в минуту лопатки (13) турбины.
6. Способ по п. 4, при котором T(t) включает в себя эффекты влияния следов от направляющих лопаток.
7. Способ по любому из пп. 1-6, при котором конфигурация подсвеченных форсунок (14b), которая приводит к минимальным нестационарным силам, которые будет испытывать лопатка (13) турбины, приводит к неравному расстоянию между каждой подсвеченной форсункой (14b).
8. Способ по любому из пп. 1-7, при котором как подсвеченные, так и неподсвеченные форсунки (14а, 14b) расположены в кольцевой конфигурации.
RU2019124992A 2017-02-08 2017-02-08 Способ уменьшения сил, действующих на лопатки турбины в определенных частотных диапазонах RU2719261C1 (ru)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/US2017/016881 WO2018147837A1 (en) 2017-02-08 2017-02-08 Method for minimizing forces acting on turbine blades in specific frequency ranges

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2719261C1 true RU2719261C1 (ru) 2020-04-17

Family

ID=58018343

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019124992A RU2719261C1 (ru) 2017-02-08 2017-02-08 Способ уменьшения сил, действующих на лопатки турбины в определенных частотных диапазонах

Country Status (6)

Country Link
US (1) US11060725B2 (ru)
EP (1) EP3559557B1 (ru)
CN (1) CN110268197B (ru)
CA (1) CA3052766C (ru)
RU (1) RU2719261C1 (ru)
WO (1) WO2018147837A1 (ru)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6125626A (en) * 1997-08-29 2000-10-03 United Technologies Corporation Active rotor stage vibration control
RU2393363C1 (ru) * 2009-03-03 2010-06-27 Николай Петрович Генералов Газотурбинный двигатель
EP2594913A1 (de) * 2011-11-15 2013-05-22 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Bestimmung der Eigenfrequenzen von Turbinen oder Verdichterschaufeln
RU2567530C1 (ru) * 2014-11-21 2015-11-10 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Способ повышения выходной мощности газотурбинного двигателя при эксплуатации

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE59810344D1 (de) * 1998-07-27 2004-01-15 Alstom Switzerland Ltd Verfahren zum Betrieb einer Gasturbinenbrennkammer mit gasförmigem Brennstoff
US7966820B2 (en) * 2007-08-15 2011-06-28 General Electric Company Method and apparatus for combusting fuel within a gas turbine engine
US20090077945A1 (en) * 2007-08-24 2009-03-26 Delavan Inc Variable amplitude double binary valve system for active fuel control
US8904799B2 (en) * 2009-05-25 2014-12-09 Majed Toqan Tangential combustor with vaneless turbine for use on gas turbine engines
US20140331678A1 (en) * 2013-05-08 2014-11-13 Solar Turbines Incorporated System for distributing compressed air in a combustor
DE102013226049A1 (de) 2013-12-16 2015-06-18 Siemens Aktiengesellschaft Vorrichtung sowie Verfahren zum Erfassen des aktuellen Schädigungszustandes einer Maschine
US9845732B2 (en) 2014-05-28 2017-12-19 General Electric Company Systems and methods for variation of injectors for coherence reduction in combustion system
US10533424B2 (en) * 2015-04-20 2020-01-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine rotor mistuning

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6125626A (en) * 1997-08-29 2000-10-03 United Technologies Corporation Active rotor stage vibration control
RU2393363C1 (ru) * 2009-03-03 2010-06-27 Николай Петрович Генералов Газотурбинный двигатель
EP2594913A1 (de) * 2011-11-15 2013-05-22 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Bestimmung der Eigenfrequenzen von Turbinen oder Verdichterschaufeln
RU2567530C1 (ru) * 2014-11-21 2015-11-10 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Способ повышения выходной мощности газотурбинного двигателя при эксплуатации

Also Published As

Publication number Publication date
CA3052766A1 (en) 2018-08-16
WO2018147837A1 (en) 2018-08-16
US20200003415A1 (en) 2020-01-02
CN110268197A (zh) 2019-09-20
EP3559557A1 (en) 2019-10-30
EP3559557B1 (en) 2021-12-29
CA3052766C (en) 2022-06-14
US11060725B2 (en) 2021-07-13
CN110268197B (zh) 2020-08-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Cornelius et al. Experimental and computational analysis of a multistage axial compressor including stall prediction by steady and transient CFD methods
Day Stall, surge, and 75 years of research
Zhao et al. Poststall behavior of a multistage high speed compressor at off-design conditions
Cornelius et al. Efficient time resolved multistage CFD analysis applied to axial compressors
Cornelius et al. Experimental and computational analysis of a multistage axial compressor including stall prediction by steady and transient CFD methods
Zhang et al. A study on the mechanism of tip leakage flow unsteadiness in an isolated compressor rotor
Lee et al. Numerical study on aeroelastic instability for a low speed fan
Wang et al. Failure mechanism of casing treatment in improving stability of a highly loaded two-stage axial compressor
Du et al. The dynamics of prestall process in an axial low-speed compressor with single circumferential casing groove
RU2719261C1 (ru) Способ уменьшения сил, действующих на лопатки турбины в определенных частотных диапазонах
US20140020395A1 (en) Method for modifying gas turbine performance
Taghavi-Zenouz et al. Numerical simulation of unsteady tip clearance flow in an isolated axial compressor rotor blades row
RU2476849C1 (ru) Способ контроля технического состояния и обслуживания двухроторного газотурбинного двигателя при его эксплуатации
Jiang et al. Numerical investigation on short length-scale disturbance generation in an eccentric axial compressor rotor at a stable condition
Burden et al. Effects of Turbine Conditions on Rim Seal Performance and Prediction
Du et al. A study of performance and flow mechanism of a slot-groove hybrid casing treatment in a low-speed compressor
Zhao et al. Influence of blade vibration on part-span rotating stall
Rebholz et al. Turbine aerodynamic low-frequency oscillation and noise reduction using partial shrouds
Rolfes et al. Investigation of performance and rotor tip flow field in a low speed research compressor with circumferential groove casing treatment at varying tip clearance
Pan et al. Instability inception of a single rotor embedded in a transonic stage with partial surge inception
Zhang et al. Flow and noise characteristics of centrifugal fan under different stall conditions
Tu et al. Analysis Methods for Aerodynamic Instability Detection on a Multistage Axial Compressor
RU2774561C1 (ru) Способ эксплуатации газотурбинной установки
Galpin et al. Validation of Transonic Axial Compressor Stage Unsteady-State Rotor-Stator Simulations
Dell'Era Experimental characterization of instability onsets in a high speed axial compressor