RU2724378C2 - Газотурбинный двигатель, содержащий кожух с охлаждающими ребрами - Google Patents

Газотурбинный двигатель, содержащий кожух с охлаждающими ребрами Download PDF

Info

Publication number
RU2724378C2
RU2724378C2 RU2017134422A RU2017134422A RU2724378C2 RU 2724378 C2 RU2724378 C2 RU 2724378C2 RU 2017134422 A RU2017134422 A RU 2017134422A RU 2017134422 A RU2017134422 A RU 2017134422A RU 2724378 C2 RU2724378 C2 RU 2724378C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
casing
gas turbine
turbine engine
cooling fins
turbine
Prior art date
Application number
RU2017134422A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2017134422A (ru
RU2017134422A3 (ru
Inventor
Лука ЛОМБАРДИ
Раджеш МАВУРИ
Вишну Вардхан РЕДДИ
Original Assignee
Нуово Пиньоне Текнолоджи Срл
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Нуово Пиньоне Текнолоджи Срл filed Critical Нуово Пиньоне Текнолоджи Срл
Publication of RU2017134422A publication Critical patent/RU2017134422A/ru
Publication of RU2017134422A3 publication Critical patent/RU2017134422A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2724378C2 publication Critical patent/RU2724378C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • 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
    • 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
    • F01D25/30—Exhaust heads, chambers, or the like
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • 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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • 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
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Supercharger (AREA)

Abstract

Газотурбинный двигатель (3) содержит компрессорную секцию (9), предназначенную для сжатия воздуха горения, топочную секцию (15) и турбинную секцию (21). Турбинная секция (21) содержит ротор (41), содержащий рабочее колесо (43) с лопатками, вращающееся вокруг оси (А-А) вращения турбины, диффузор (65) для выхлопных газов и кожух (52), имеющий внутреннюю поверхность и наружную поверхность. Кожух (52) также содержит охлаждающие ребра (75), расположенные на его наружной поверхности. Таким образом, может быть получен предпочтительный температурный профиль, что может способствовать уменьшению тепловых напряжений и деформации. В некоторых вариантах выполнения это может облегчить демонтаж частей кожуха. 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Данная заявка и последующий патент относятся в целом к газотурбинным двигателям. Варианты выполнения, описанные в данном документе, относятся к газотурбинным двигателям для промышленных вариантов применения, например, для механического приведения в действие или выработки электроэнергии.
ПРЕДПОСЫЛКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Обычно газотурбинные двигатели применяются в качестве пусковых двигателей в некоторых областях промышленности и воздухоплавания. К промышленным вариантам применения относятся, в частности, механические приводные конструкции, в которых газотурбинный двигатель используется для приведения в действие нагрузки, такой как ротационная турбомашина, например компрессор или блок компрессоров, насос или другое оборудование. К другим типичным промышленным вариантам применения относится выработка энергии, при которой газотурбинный двигатель используется для приведения в действие электрогенератора для производства электроэнергии.
Некоторые зоны газотурбинного двигателя подвержены высоким тепловым нагрузкам вследствие циркуляции горячих газов сгорания в турбомашине. В частности, это имеет место в зоне силовой турбинной секции и диффузора для отработавших газов. Перепады температуры в этих зонах могут привести к возникновению значительных механических напряжений вследствие тепловых градиентов в элементах машины.
Таким образом, существует постоянная необходимость в усовершенствовании конструкции горячих частей газотурбинного двигателя для улучшения рабочих режимов турбомашины, например, с точки зрения напряжений, вызванных нагревом.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Таким образом, в данной заявке и последующем патенте предложен газотурбинный двигатель, содержащий компрессорную секцию, топочную секцию и турбинную секцию. Компрессорная секция предназначена для сжатия воздуха горения, который подается в топочную секцию. Топливо смешивается со сжатым воздухом, и воздушно-топливная смесь воспламеняется в топочной секции с образованием высокотемпературных сжатых газов сгорания. Турбинная секция предназначена для прием горячих газов сгорания, находящихся под давлением, и расширения газов сгорания с образованием механической энергии. Турбинная секция может содержать ротор турбины, содержащий по меньшей мере одно рабочее колесо с лопатками, вращающееся вокруг оси вращения турбины. Турбинная секция может также содержать диффузор для отработавших газов и кожух, имеющий внутреннюю поверхность и наружную поверхность. В вариантах выполнения, описанных в данном документе, имеются охлаждающие ребра, расположенные на указанной наружной поверхности кожуха.
В некоторых вариантах выполнения охлаждающие ребра имеют кольцевую форму и окружают ось вращения ротора турбины. Кольцевая форма может способствовать улучшению циркуляции воздуха вокруг кожуха, в частности циркуляции воздуха в направлении от нижней части к верхней части кожуха. В других вариантах выполнения могут быть выполнены охлаждающие ребра, проходящие в осевом направлении, то есть параллельно оси вращения турбины. Кроме того, также может быть выполнена комбинация из кольцевых и осевых охлаждающих ребер.
Согласно некоторым вариантам выполнения охлаждающие ребра могут быть расположены круговым образом вокруг указанного по меньшей мере одного вращающегося рабочего колеса ротора турбины. Турбинная секция может содержать по меньшей мере один бандаж, окружающий указанное по меньшей мере одно рабочее колесо и соединенный с кожухом. Охлаждающие ребра могут быть расположены вокруг бандажа.
Иллюстративные варианты выполнения газотурбинного двигателя, описанные в данном документе, содержат кожух, имеющий турбинную часть и диффузорную часть, соединенные друг с другом по границе соединения или в области соединения. Охлаждающие ребра могут быть расположены в месте соединения между турбинной частью кожуха и диффузорной частью кожуха или вблизи указанного места соединения. Таким образом, может быть получен предпочтительный температурный профиль, что может способствовать уменьшению тепловых напряжений и деформации. В некоторых вариантах выполнения это может облегчить демонтаж частей кожуха.
Ниже описаны характерные особенности и варианты выполнения, которые изложены также в прилагаемой формуле изобретения, составляющей неотъемлемую часть данного описания. В вышеизложенном кратком описании приведены характерные особенности различных вариантов выполнения данного изобретения для лучшего понимания нижеследующего подробного описания и оценки вклада, вносимого в уровень техники. Разумеется, существуют и другие характерные особенности изобретения, которые описаны ниже и изложены в прилагаемой формуле изобретения. В связи с этим, прежде чем перейти к подробному объяснению некоторых вариантов выполнения изобретения, следует отметить, что различные варианты выполнения изобретения не ограничены в их применении элементами конструкции и расположением компонентов, указанными в нижеприведенном описании или изображенными на чертежах. Изобретение может иметь другие варианты выполнения и может быть реализовано на практике и осуществлено различными способами. Кроме того, следует понимать, что фразеология и терминология, используемые в данном документе, служат для описательных целей и не должны считаться ограничивающими.
По существу, специалистам в данной области техники должно быть понятно, что принцип, на котором основано изобретение, может быть легко применен в качестве базы для разработки других конструкций, способов и/или систем для реализации некоторых целей данного изобретения. Таким образом, важно рассматривать формулу изобретения как охватывающую такие эквивалентные конструкции, если они не выходят за рамки сущности и объема данного изобретения.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Более полная оценка и понимание предложенных вариантов выполнения изобретения и многочисленных присущих им преимуществ могут быть получены при рассмотрении нижеприведенного подробного описания со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг. 1 изображает блок-схему турбинной установки, содержащей газотурбинный двигатель и нагрузку,
фиг. 2 изображает схематический разрез газотурбинного двигателя, показанного на фиг. 1, и
фиг. 3 изображает увеличенную часть турбинной секции газотурбинного двигателя, показанного на фиг. 2.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ ВЫПОЛНЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Нижеследующее подробное описание иллюстративных вариантов выполнения приведено со ссылкой на прилагаемые чертежи. Одинаковые номера позиций на разных чертежах обозначают одинаковые или аналогичные элементы. Кроме того, чертежи не обязательно выполнены в масштабе. Более того, нижеприведенное подробное описание не ограничивает изобретение, объем которого определяется прилагаемой формулой изобретения.
Используемое на протяжении всего описания выражение «один вариант выполнения» или «вариант выполнения» означает, что конкретный признак, конструкция или характерная особенность, описанные в связи с вариантом выполнения, присущи по меньшей мере одному варианту выполнения рассматриваемого изобретения. Таким образом, фразы «в одном варианте выполнения», «в варианте выполнения» или «в некоторых вариантах выполнения», встречающиеся в разных местах на протяжении всего описания, не обязательно относятся к одному и тому же варианту выполнения (одним и тем же вариантам выполнения). Кроме того, конкретные признаки, конструкции или характерные особенности могут сочетаться любым соответствующим образом в одном или более вариантах выполнения.
На фиг. 1 изображена блок-схема газотурбинной установки 1, содержащей газотурбинный двигатель 3 и нагрузку 5, приводимую в действие двигателем 3. Нагрузка 5 может представлять собой ротационную турбомашину, например центробежный компрессор, электрогенератор или любую другую нагрузку, приводимую в действие с помощью механической энергии, вырабатываемой двигателем 3.
Газотурбинный двигатель 3 может содержать воздухозаборную секцию 7, проточно соединенную с компрессорной секцией 9. Компрессорная секция 9 обеспечивает всасывание воздуха 11, повышение его давления и передачу сжатого воздуха 13 в топочную секцию 15. Топливо 17 подается в топочную секцию 15 и смешивается с указанным сжатым воздухом. Воздушно-топливная смесь сжигается с образованием потока горячих газов 19 сгорания, находящихся под давлением. Газы 19 сгорания подаются в турбинную секцию 21, где происходит их расширение с образованием механической энергии, которая может быть снята с вала 23, присоединенного к нагрузке 5 с возможностью передачи приводного усилия. Наконец, отработавшие газы 25 выводятся через выпускную секцию 27. Вал 23 может быть выполнен из двух или более частей, соединенных друг с другом с образованием непрерывного вала или линии валов, проходящей от компрессорной секции 9 до нагрузки 5. Вдоль линии валов могут быть расположены соединительные разъемы или муфты, а также коробки передач (не показаны).
В варианте выполнения, схематически изображенном на фиг. 1, двигатель 3 представляет собой газотурбинный двигатель с одним валом, проходящим от компрессорной секции 9 к нагрузке 5. В других вариантах выполнения газотурбинный двигатель может представлять собой газотурбинный двигатель с несколькими валами, в котором первый вал соединяет, с возможностью передачи приводного усилия, турбинную секцию высокого давления с компрессорной секцией 9, а второй вал соединяет, с возможностью передачи приводного усилия, турбинную секцию низкого давления с нагрузкой 5.
На фиг. 2, со ссылкой на фиг. 1, изображен схематический разрез газотурбинного двигателя 3. Компрессорная секция 9 может содержать ротор 31 компрессора, который вращается вокруг оси А-А вращения газовой турбины. В иллюстративном варианте выполнения, изображенном на фиг. 2, секция 9 содержит осевой компрессор, содержащий ротор 31, образованный рабочими колесами 33. Каждое рабочее колесо 33 компрессора содержит вращающиеся лопатки 35, расположенные по периферии. Выше по потоку от каждого набора вращающихся лопаток 35 компрессора расположены неподвижные лопатки 37 или направляющие лопатки компрессора, причем каждая пара последовательно расположенных наборов неподвижных и вращающихся лопаток компрессора образует ступень компрессора.
Турбинная секция 21 может содержать ротор 41 турбины. Ротор 41 может содержать одно или более рабочих колес 43 турбины, выполненных с лопатками, например три таких колеса. В других вариантах выполнения может иметься другое количество рабочих колес 43 турбины, установленных на одном роторе или на нескольких механически независимых роторах разных турбинных секций. Каждое рабочее колесо 43 содержит набор вращающихся турбинных лопаток 45, расположенных по окружности. Выше по потоку от каждого набора вращающихся лопаток 45 расположены соответствующие наборы неподвижных турбинных лопаток или направляющих лопаток 47, расположенных по окружности. Одна или более неподвижных турбинных лопаток могут быть выполнены с возможностью регулирования их углового положения вокруг соответствующей радиальной оси для регулирования рабочих режимов газотурбинного двигателя. Каждая пара, состоящая из набора неподвижных лопаток 47 и соответствующего набора вращающихся лопаток 45, образует ступень турбины.
В некоторых вариантах выполнения ротор 41 турбины и ротор 31 компрессора образуют общий ротор газовой турбины. Расширение горячих газов сгорания, находящихся под давлением, в турбинной секции 21 обеспечивает образование механической энергии, которая может быть снята с ротора газовой турбины и частично расходуется на приведение ротора 31 во вращение для продолжения сжатия воздуха и, таким образом, поддержания процесса горения в топочной секции 15. Оставшаяся механическая энергия, образованная в результате расширения газа в турбинной секции и не используемая для приведения в действие компрессорной секции 9, может использоваться в качестве полезной энергии для приведения в действие нагрузки 5, которая может быть соединена с механической муфтой 51 на валу 23.
В иллюстративном варианте выполнения, изображенном на фиг. 1 и 2, нагрузка 5 присоединена к горячему концу газотурбинного двигателя 3. В других вариантах выполнения, не изображенных на чертежах, нагрузка 5 может быть присоединена к противоположному, холодному концу двигателя 3, то есть на его воздухозаборной стороне. В других вариантах выполнения, не изображенных на чертежах, соответствующие нагрузки могут быть механически присоединены на обоих концах двигателя 3.
Вышеописанные вращающиеся элементы турбомашины обычно расположены в корпусе, образованном одним или более кожухами. На фиг. 2 кожух турбинной секции схематически показан под номером 52 позиции.
На фиг. 3, со ссылкой на фиг. 2, изображена увеличенная часть турбинной секции 21 и относящегося к ней кожуха 52. На фиг. 3 под номером 45А позиции показан последний набор вращающихся турбинных лопаток. Под номером 47А позиции показаны соответствующие неподвижные турбинные лопатки. Неподвижные лопатки 47А и вращающиеся лопатки 45А образуют последнюю, то есть самую нижнюю по потоку ступень 48А турбины. Выше по потоку от ступени 48А еще один набор из вращающихся лопаток 45В и соответствующих неподвижных лопаток 47 В образует предпоследнюю ступень 48В турбины. На фиг. 3 не показаны другие ступени турбины, расположенные выше по потоку. Выражения «выше по потоку» и «ниже по потоку» в данном документе относятся к основному потоку газов сгорания через турбинную секцию 21, схематически показанному стрелкой F.
Вокруг вращающихся турбинных лопаток 45В может быть выполнен бандаж 53, который прикреплен к кожуху 52 с помощью крепежного средства 55. Смежно со средством 55 может быть выполнено крепежное устройство 57, которое присоединяет неподвижные лопатки 47А турбины к кожуху 52.
Аналогичным образом, вращающиеся турбинные лопатки 45А могут быть окружены соответствующим бандажом 59, который охватывает лопатки 45А и может быть установлен на кожухе 52 с помощью крепежного средства 61.
В вариантах выполнения, описанных в данном документе, каждый бандаж 53, 59 может быть образован частями, расположенными круговым образом вокруг оси А-А вращения ротора турбины. Бандажи 53, 59 могут иметь поверхность, ориентированную в радиально-внутреннем направлении и взаимодействующую с концами соответствующих вращающихся лопаток 45В, 45А. Конфигурация бандажей и вращающихся лопаток турбины такова, что лопатки могут свободно вращаться вокруг оси А-А, не задевая соответствующий бандаж. Зазор между концами вращающихся лопаток турбины и бандажами является достаточно малым, чтобы уменьшить протечки газа для повышения эффективности турбины.
Ниже по потоку относительно последней ступени 48А турбины отработавшие газы сгорания поступают в диффузор 65 для отработавших газов после их расширения в ступенях 48В, 48А турбины. Диффузор 65 проточно соединен с выпускной секцией 27, из которой отработавшие газы могут быть выпущены через выпускную трубу, не показанную на чертежах, или могут проходить через утилизационный теплообменник перед их выпуском в атмосферу.
Согласно иллюстративным вариантам выполнения, описанным в данном документе, кожух 52 может быть образован по меньшей турбинной частью 52А и диффузорной частью 52В. Турбинная часть кожуха и диффузорная часть кожуха соединены друг с другом в области соединения или по границе соединения. Согласно некоторым вариантам выполнения в области соединения турбинная часть 52А кожуха может иметь первый соединительный фланец 67, а диффузорная часть 52В кожуха может иметь второй соединительный фланец 69. Часть 52А и часть 52В могут быть соединены друг с другом при помощи болтов 71 с двусторонней резьбой, которые соединяют фланцы 67, 69 друг с другом.
В варианте выполнения, изображенном на фиг. 3, первый фланец 67 проходит в радиально-наружном направлении, тогда как второй фланец 69 проходит в радиально-внутреннем направлении. Болты 71 могут быть ввинчены в глухие резьбовые отверстия, выполненные во втором фланце 69, и проходить через сквозные отверстия в первом фланце 69. Могут использоваться другие конфигурации из фланцев и болтов, например, два фланца, проходящих в радиально-наружном направлении, или два фланца, проходящих в радиально-внутреннем направлении.
Согласно некоторым вариантам выполнения кожух 52 дополнительно содержит промежуточный кольцевой элемент 73, который может быть расположен между первым фланцем 67 и вторым фланцем 69. Промежуточный кольцевой элемент 73 кожуха может быть выполнен со сквозными отверстиями. Через указанные сквозные отверстия элемента 73 могут проходить болты 71.
Промежуточный кольцевой элемент 73 может иметь кольцевую фланцевую часть 73А, выступающую в наружном направлении и расположенную между первым фланцем 67 и вторым фланцем 69. Элемент 73 может также иметь по существу цилиндрическую внутреннюю часть 73В, образующую гнездо для установки бандажа 59. В некоторых вариантах выполнения часть 73В коаксиальна второму соединительному фланцу 69, который окружает, то есть охватывает ее.
Согласно вариантам выполнения, описанным в данном документе, кожух 52 турбины выполнен с охлаждающим ребром или охлаждающими ребрами, выполненными и расположенными с обеспечением улучшения теплообмена между кожухом 52 и воздухом, окружающим турбинную секцию 21. На фиг. 3 охлаждающие ребра показаны под номером 75 позиции и расположены на границе соединения между диффузорной частью 52В кожуха и турбинной частью 52А кожуха или вблизи указанной границы.
В некоторых вариантах выполнения ребра 75 образованы на наружной поверхности диффузорной части 52В кожуха. В вариантах выполнения, описанных в данном документе, охлаждающие ребра могут быть расположены вокруг второго соединительного фланца 69. Таким образом, ребра 75 расположены на (и вокруг) той части кожуха 52, которая имеет увеличенную толщину и соответствует осевому положению бандажа 59 последней, то есть самой нижней по потоку ступени 48А турбины.
Форма ребер 75 может быть выбрана для обеспечения оптимального переноса тепла к воздуху, окружающему газотурбинный двигатель 3. Если двигатель 3 расположен в оболочке или камере, может быть обеспечена принудительная циркуляция окружающего воздуха в оболочку и через нее для улучшения отвода тепла путем принудительной конвекции. Если оболочка отсутствует, воздух может циркулировать вокруг кожуха турбины, главным образом, вследствие естественной конвекции.
Форма ребер 75 может быть выбрана с обеспечением улучшения циркуляции воздуха вокруг кожуха и вдоль поверхностей ребер 75 для более эффективного отвода тепла от кожуха 52 турбины.
В некоторых вариантах выполнения ребра 75 имеют круговую форму и проходят вокруг оси А-А вращения двигателя 3, как схематически показано на фиг. 3. На чертеже изображены три круговых, то есть кольцевых охлаждающих ребра 75. Однако количество, а также осевой и радиальный размер ребер 75 могут быть другими в зависимости от конструктивных требований и ограничений. Кольцевые охлаждающие ребра 75 могут быть выполнены непрерывными. В других вариантах выполнения каждое кольцевое охлаждающее ребро может быть разделено на секции или части, каждая из которых проходит менее чем на 380° вокруг оси А-А.
В других вариантах выполнения, не показанных на чертежах, охлаждающие ребра могут проходить в осевом или по существу осевом направлении или могут быть расположены наклонно относительно оси А-А вращения. Также может использоваться комбинация из охлаждающих ребер разных форм, например осевых и кольцевых охлаждающих ребер.
Ниже по потоку от ребер 75 относительно направления F потока газов сгорания в диффузоре 65 может иметься один или более теплоизоляционных экранов 79, которые уменьшают теплообмен между наружной диффузорной частью 52В кожуха и внутренним потоком F отработавшего газа. Охлаждающие ребра 75, расположенные по меньшей мере частично выше по потоку от экранов 79, уменьшают перепад температуры в радиальном и осевом направлениях внутри кожуха 52 с уменьшением тем самым тепловых напряжений и тепловой деформации кожуха 52. Это, в свою очередь, уменьшает механические нагрузки, вызванные тепловыми деформациями.
Несмотря на то что раскрытые в данном документе варианты выполнения изобретения изображены на чертежах и полностью обстоятельно и подробно описаны выше в отношении нескольких иллюстративных вариантов выполнения, специалистам в данной области техники должно быть понятно, что возможно выполнение множества модификаций, изменений и опущений без существенного отклонения от новых идей, принципов и концепций, изложенных в данном документе, и преимуществ изобретения, перечисленных в прилагаемой формуле изобретения. Соответственно, надлежащий объем раскрытых нововведений должен определяться только самым широким толкованием прилагаемой формулы изобретения с охватом всех таких модификаций, изменений и опущений. Кроме того, порядок или последовательность любых этапов процесса или способа может изменяться или переупорядочиваться в соответствии с альтернативными вариантами выполнения.

Claims (15)

1. Газотурбинный двигатель (3), содержащий:
компрессорную секцию (9), предназначенную для сжатия воздуха для горения,
топочную секцию (15), предназначенную для приема потока сжатого воздуха (11) из компрессорной секции (9) и топлива (17) и для сжигания топливно-воздушной смеси с образованием потока горячих газов (19) сгорания, находящихся под давлением,
турбинную секцию (21), предназначенную для приема указанных горячих газов (19) сгорания, находящихся под давлением, и расширения газов сгорания с образованием механической энергии, причем турбинная секция (21) содержит ротор (41) турбины, содержащий по меньшей мере одно рабочее колесо (43) с лопатками, вращающееся вокруг оси (А-А) вращения турбины, диффузор (65) для выхлопных газов и кожух (52), имеющий внутреннюю поверхность и наружную поверхность,
при этом кожух (52) содержит турбинную часть (52А) и диффузорную часть (52В), соединенные друг с другом, и охлаждающие ребра (75), расположенные на наружной поверхности кожуха (52), причем охлаждающие ребра (75) расположены в месте соединения между турбинной частью (52А) кожуха и диффузорной частью (52В) кожуха или вблизи указанного места соединения.
2. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором охлаждающие ребра (75) имеют кольцевую форму и окружают ось (А-А) вращения ротора (41) турбины.
3. Газотурбинный двигатель по п.1 или 2, в котором охлаждающие ребра (75) расположены круговым образом вокруг указанного по меньшей мере одного рабочего колеса (43) с лопатками.
4. Газотурбинный двигатель по п.1, 2 или 3, в котором турбинная секция (9) содержит по меньшей мере один бандаж (59), окружающий указанное по меньшей мере одно рабочее колесо (43) с лопатками и соединенный с кожухом (52), при этом охлаждающие ребра (75) расположены вокруг указанного бандажа (59).
5. Газотурбинный двигатель по любому из предыдущих пунктов, в котором турбинная часть (52А) кожуха и диффузорная часть (52В) кожуха соединены друг с другом в области соединения, при этом охлаждающие ребра (75) выполнены на диффузорной части (52В) кожуха в указанной области соединения или вблизи нее.
6. Газотурбинный двигатель по любому из предыдущих пунктов, в котором турбинная часть (52А) кожуха имеет первый соединительный фланец (67), а диффузорная часть (52В) кожуха имеет второй соединительный фланец (69), при этом указанные части (52В) и (52А) кожуха соединены друг с другом на указанных первом и втором соединительных фланцах.
7. Газотурбинный двигатель по п.6, в котором охлаждающие ребра (75) выполнены вокруг второго соединительного фланца (69).
8. Газотурбинный двигатель по п.6 или 7, в котором между первым соединительным фланцем (67) и вторым соединительным фланцем (69) расположен промежуточный кольцевой элемент (73) кожуха, при этом бандаж (59) прикреплен к указанному элементу (73) и поддерживается им.
9. Газотурбинный двигатель по п.8, в котором промежуточный кольцевой элемент (73) кожуха проходит по существу коаксиально с охлаждающими ребрами (75), при этом указанные охлаждающие ребра окружают по меньшей мере часть (73В) указанного элемента (73).
10. Газотурбинный двигатель по любому из предыдущих пунктов, в котором диффузор (65) для выхлопных газов содержит внутренний теплоизоляционный экран (79), расположенный ниже по потоку от охлаждающих ребер (75) относительно потока газов сгорания.
11. Газотурбинный двигатель по п.10, в котором внутренний теплоизоляционный экран (79) расположен на внутренней поверхности диффузорной части (52В) кожуха.
RU2017134422A 2015-04-24 2016-04-22 Газотурбинный двигатель, содержащий кожух с охлаждающими ребрами RU2724378C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ITFI2015A000121 2015-04-24
ITFI20150121 2015-04-24
PCT/EP2016/059095 WO2016170165A1 (en) 2015-04-24 2016-04-22 Gas turbine engine having a casing provided with cooling fins

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017134422A RU2017134422A (ru) 2019-05-24
RU2017134422A3 RU2017134422A3 (ru) 2019-08-29
RU2724378C2 true RU2724378C2 (ru) 2020-06-23

Family

ID=53539774

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017134422A RU2724378C2 (ru) 2015-04-24 2016-04-22 Газотурбинный двигатель, содержащий кожух с охлаждающими ребрами

Country Status (8)

Country Link
US (1) US20180112552A1 (ru)
EP (1) EP3286410B1 (ru)
JP (1) JP6752219B2 (ru)
KR (1) KR102499042B1 (ru)
CN (1) CN107532481A (ru)
BR (1) BR112017021584B1 (ru)
RU (1) RU2724378C2 (ru)
WO (1) WO2016170165A1 (ru)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102598979B1 (ko) * 2018-08-30 2023-11-03 한화파워시스템 주식회사 내부에 단열부재가 적용된 케이싱

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6340285B1 (en) * 2000-06-08 2002-01-22 General Electric Company End rail cooling for combined high and low pressure turbine shroud
GB2378730A (en) * 2001-08-18 2003-02-19 Rolls Royce Plc Cooling of shroud segments of turbines
US20060196189A1 (en) * 2005-03-04 2006-09-07 Rabbat Michel G Rabbat engine
US20110214431A1 (en) * 2008-08-27 2011-09-08 Francois Benkler Turbine guide vane support for a gas turbine and method for operating a gas turbine
RU133884U1 (ru) * 2013-07-11 2013-10-27 Закрытое акционерное общество "Научно-исследовательский и конструкторский институт центробежных и роторных компрессоров им. В.Б. Шнеппа" Центробежный компрессор

Family Cites Families (57)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1027530A (en) * 1911-04-27 1912-05-28 Charles Elkin Pipe.
GB584820A (en) * 1944-12-22 1947-01-23 Lucas Ltd Joseph Improvements relating to internal combustion prime movers
DE945001C (de) * 1951-09-27 1956-06-28 Canadian Patents Dev Gasturbinentriebwerk
US2710523A (en) * 1951-09-27 1955-06-14 A V Roe Canada Ltd Gas turbine tail cone
GB761444A (en) * 1953-06-26 1956-11-14 Glover Webb Liversidge Ltd Improvements in or relating to tipping vehicles
US2919104A (en) * 1953-12-02 1959-12-29 Napier & Son Ltd Interstage seals and cooling means in axial flow turbines
US2809057A (en) * 1955-02-18 1957-10-08 Orenda Eugines Ltd Flexible joint for annular members and employing wedge shaped connecting units
US3067983A (en) * 1958-07-01 1962-12-11 Gen Motors Corp Turbine mounting construction
GB1126469A (en) * 1964-09-24 1968-09-05 English Electric Co Ltd Improvements in or relating to gas turbines
CH428349A (de) * 1965-11-29 1967-01-15 Bbc Brown Boveri & Cie Entlasteter Dehnungsausgleicher für Rohrleitungen
US3427000A (en) * 1966-11-14 1969-02-11 Westinghouse Electric Corp Axial flow turbine structure
US3736069A (en) * 1968-10-28 1973-05-29 Gen Motors Corp Turbine stator cooling control
US3631672A (en) * 1969-08-04 1972-01-04 Gen Electric Eductor cooled gas turbine casing
US4109864A (en) * 1976-12-23 1978-08-29 General Electric Company Coolant flow metering device
US4213738A (en) * 1978-02-21 1980-07-22 General Motors Corporation Cooling air control valve
US4214851A (en) * 1978-04-20 1980-07-29 General Electric Company Structural cooling air manifold for a gas turbine engine
JPS5672206A (en) * 1979-11-14 1981-06-16 Nissan Motor Co Ltd Diffuser with collector
US5557932A (en) * 1986-06-06 1996-09-24 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Low thermal stress impingement cooling apparatus
US5160392A (en) * 1991-08-06 1992-11-03 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Method for joining tubular filament wound composites to other bodies
FR2714152B1 (fr) * 1993-12-22 1996-01-19 Snecma Dispositif de fixation d'une tuile de protection thermique dans une chambre de combustion.
JPH108992A (ja) * 1996-06-19 1998-01-13 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd フィンを有するタービンケーシング
FR2766231B1 (fr) * 1997-07-18 1999-08-20 Snecma Dispositif d'echauffement ou de refroidissement d'un carter circulaire
US6185924B1 (en) * 1997-10-17 2001-02-13 Hitachi, Ltd. Gas turbine with turbine blade cooling
US6227800B1 (en) * 1998-11-24 2001-05-08 General Electric Company Bay cooled turbine casing
DE50004728D1 (de) * 1999-03-30 2004-01-22 Siemens Ag Strömungsmaschine mit einer kühlbaren anordnung von wandelementen und verfahren zur kühlung einer anordnung von wandelementen
GB0029337D0 (en) * 2000-12-01 2001-01-17 Rolls Royce Plc A seal segment for a turbine
US6981841B2 (en) * 2003-11-20 2006-01-03 General Electric Company Triple circuit turbine cooling
FR2871513B1 (fr) * 2004-06-15 2006-09-22 Snecma Moteurs Sa Systeme et procede de controle d'un flux d'air dans une turbine a gaz
US7165946B2 (en) * 2004-06-21 2007-01-23 Solar Turbine Incorporated Low-mid turbine temperature abradable coating
EP1825116A2 (en) * 2004-12-01 2007-08-29 United Technologies Corporation Ejector cooling of outer case for tip turbine engine
US7546742B2 (en) * 2004-12-08 2009-06-16 General Electric Company Gas turbine engine assembly and method of assembling same
JP2006307733A (ja) * 2005-04-28 2006-11-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン排気ディフューザ
US8079773B2 (en) * 2005-10-18 2011-12-20 General Electric Company Methods and apparatus for assembling composite structures
GB2440343B (en) * 2006-07-25 2008-08-13 Siemens Ag A gas turbine arrangement
DE602006008645D1 (de) * 2006-12-27 2009-10-01 Techspace Aero Milmort Verbindungssystem
JP2008309059A (ja) * 2007-06-14 2008-12-25 Ihi Corp タービンケーシングの冷却構造
US8061977B2 (en) * 2007-07-03 2011-11-22 Siemens Energy, Inc. Ceramic matrix composite attachment apparatus and method
US20090162139A1 (en) * 2007-12-19 2009-06-25 General Electric Company Thermally Insulated Flange Bolts
DE102008024335A1 (de) * 2008-05-20 2009-11-26 Frank Schuster Gasturbinentriebwerk in Nebenstromausführung
FR2931869B1 (fr) * 2008-05-29 2014-12-12 Snecma Bride annulaire de fixation d'un element de rotor ou de stator
US8313286B2 (en) * 2008-07-28 2012-11-20 Siemens Energy, Inc. Diffuser apparatus in a turbomachine
CN104533603B (zh) * 2009-10-30 2018-09-25 博格华纳公司 排气涡轮增压器的涡轮机壳体
CH703430A1 (de) * 2010-07-13 2012-01-13 Alstom Technology Ltd Verfahren zur Einstellung der Rotorlage bei einer Gasturbine oder Dampfturbine.
FR2965861B1 (fr) * 2010-10-11 2014-05-09 Aircelle Sa Dispositif de liaison d'un cadre avant d'inverseur de poussee a un carter de soufflante, et nacelle incorporant un tel dispositif
US9151182B2 (en) * 2011-04-22 2015-10-06 General Electric Company System and method for removing heat from a turbomachine
GB201111666D0 (en) * 2011-07-08 2011-08-24 Rolls Royce Plc A joint assembly for an annular structure
US8893510B2 (en) * 2012-11-07 2014-11-25 Siemens Aktiengesellschaft Air injection system in a gas turbine engine
US10415481B2 (en) * 2013-03-11 2019-09-17 United Technologies Corporation Heat shield mount configuration
EP3058200A4 (en) * 2013-10-18 2016-11-16 United Technologies Corp TURBINE EXHAUST BOX WITH COOLING HOLES COATED
US9970321B2 (en) * 2013-12-10 2018-05-15 United Technologies Corporation Housing support nut connection
GB201507647D0 (en) * 2015-05-05 2015-06-17 Rolls Royce Plc Casing assembly
JP5886465B1 (ja) * 2015-09-08 2016-03-16 三菱日立パワーシステムズ株式会社 シール部材の組付構造及び組付方法、シール部材、ガスタービン
US20180283212A1 (en) * 2015-10-30 2018-10-04 Siemens Energy, Inc. System and method for attaching a non-metal component to a metal component
PL416036A1 (pl) * 2016-02-04 2017-08-16 General Electric Company Zespół złącza kołnierzowego do użycia w silniku turbospalinowym
JP6612161B2 (ja) * 2016-03-24 2019-11-27 川崎重工業株式会社 タービンの支持構造
US11268402B2 (en) * 2018-04-11 2022-03-08 Raytheon Technologies Corporation Blade outer air seal cooling fin
US10584613B2 (en) * 2018-07-18 2020-03-10 United Technologies Corporation Necked debris separator for a gas turbine engine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6340285B1 (en) * 2000-06-08 2002-01-22 General Electric Company End rail cooling for combined high and low pressure turbine shroud
GB2378730A (en) * 2001-08-18 2003-02-19 Rolls Royce Plc Cooling of shroud segments of turbines
US20060196189A1 (en) * 2005-03-04 2006-09-07 Rabbat Michel G Rabbat engine
US20110214431A1 (en) * 2008-08-27 2011-09-08 Francois Benkler Turbine guide vane support for a gas turbine and method for operating a gas turbine
RU133884U1 (ru) * 2013-07-11 2013-10-27 Закрытое акционерное общество "Научно-исследовательский и конструкторский институт центробежных и роторных компрессоров им. В.Б. Шнеппа" Центробежный компрессор

Also Published As

Publication number Publication date
RU2017134422A (ru) 2019-05-24
BR112017021584B1 (pt) 2023-01-17
EP3286410B1 (en) 2021-06-02
WO2016170165A1 (en) 2016-10-27
JP6752219B2 (ja) 2020-09-09
JP2018516330A (ja) 2018-06-21
RU2017134422A3 (ru) 2019-08-29
KR102499042B1 (ko) 2023-02-10
EP3286410A1 (en) 2018-02-28
BR112017021584A2 (pt) 2018-07-03
US20180112552A1 (en) 2018-04-26
KR20170139648A (ko) 2017-12-19
CN107532481A (zh) 2018-01-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10233838B2 (en) Recuperated gas turbine engine
US10494999B2 (en) Thermally efficient gas turbine engine for an aircraft
RU2616745C2 (ru) Газовая турбина, система, содержащая газовую турбину, и способ уменьшения тепловых и механических напряжений, действующих на нагрузочное соединение в газовой турбине
US9964040B2 (en) Spiral cooling of combustor turbine casing aft plenum
US2628067A (en) Gas turbine and like engine
US10927690B2 (en) Vane carrier, compressor, and gas turbine including the same
JP2019203504A (ja) ターボチャージャおよび燃料電池とターボチャージャとを備える駆動システム
EP3260666A1 (en) Exhaust frame of a gas turbine engine
RU2563079C1 (ru) Малоразмерный газотурбинный двигатель с регенерацией тепла
RU2724378C2 (ru) Газотурбинный двигатель, содержащий кожух с охлаждающими ребрами
KR101253786B1 (ko) 터빈 고정자용 보호 장치
US8388313B2 (en) Extraction cavity wing seal
US11015470B2 (en) Diffuser flex seal assembly
RU2716633C2 (ru) Винтовая турбина
US10851673B2 (en) Turbine stator, turbine, and gas turbine including the same
EP2574730A2 (en) Turbine Shroud Impingement System With Bellows
US11821365B2 (en) Inducer seal with integrated inducer slots
US10995668B2 (en) Turbine vane, turbine, and gas turbine including the same
KR102131155B1 (ko) 허니콤 실 링을 구비한 연소기
CN114096739B (zh) 燃气涡轮发动机中的密封组件
CN107101225A (zh) 一种燃烧器的旋流结构、燃烧器和燃气涡轮机
KR102120097B1 (ko) 가스 터빈의 고정 베인 노즐
US20140165582A1 (en) Cross-flow turbine engine
RU2597715C1 (ru) Энергетическая установка
RU2023108457A (ru) Газотурбинный двигатель с измененной конструкцией диффузора