RU2765667C2 - Air bypass device and gas turbine engine containing air bypass device - Google Patents

Air bypass device and gas turbine engine containing air bypass device Download PDF

Info

Publication number
RU2765667C2
RU2765667C2 RU2019145506A RU2019145506A RU2765667C2 RU 2765667 C2 RU2765667 C2 RU 2765667C2 RU 2019145506 A RU2019145506 A RU 2019145506A RU 2019145506 A RU2019145506 A RU 2019145506A RU 2765667 C2 RU2765667 C2 RU 2765667C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
drive mechanism
movable
engine
air
Prior art date
Application number
RU2019145506A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2019145506A (en
RU2019145506A3 (en
Inventor
Сергей Иванович Желюнов
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК-Кузнецов" (ПАО "ОДК-Кузнецов")
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 Публичное акционерное общество "ОДК-Кузнецов" (ПАО "ОДК-Кузнецов") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК-Кузнецов" (ПАО "ОДК-Кузнецов")
Priority to RU2019145506A priority Critical patent/RU2765667C2/en
Publication of RU2019145506A publication Critical patent/RU2019145506A/en
Publication of RU2019145506A3 publication Critical patent/RU2019145506A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2765667C2 publication Critical patent/RU2765667C2/en

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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/26—Controlling the air flow

Abstract

FIELD: engine building.
SUBSTANCE: technical solution relates to the field of gas turbine engine building, and it is intended for use in the design of gas turbine engines used both in stationary gas turbine installations and in mobile-based gas turbine installations. A device for air bypass from a cavity of a combustion chamber formed by an outer case and a heat pipe into a turbine contains movable and fixed elements with holes in them for air passage, a drive mechanism of the movable element. The device is a modular structure located between the first nozzle device of the turbine and the combustion chamber, coaxially with the longitudinal axis of the gas turbine engine. The movable element is located along the air flow in front of the fixed element. Holes for the passage of by-pass air in movable and fixed elements are the same in shape in plan and have an adjustable cross-sectional area located in a plane transverse to the longitudinal axis of the engine, and axes of holes are located on coaxial circles of the same diameter and parallel to the longitudinal axis of the device. Supports of the movable element are rollers, and the element itself is pivotally connected to a slider of the drive mechanism, which has the capability of moving along the axis of a guide pin. Edge positions of the slider are adjusted by installing remote rings; the inner cavity of the drive mechanism is sealed along a rod of the slider by means of a seal in a cover of the case of the drive mechanism.
EFFECT: improvement of environmental characteristics, increase in the efficiency of the engine when operating at incomplete power, expansion of the range of stable operation of the combustion chamber, reduction in the cost of fine-tuning, and improvement of the design of the bypass device, reduction in engine repair time.
7 cl, 7 dwg

Description

Заявляемое техническое решение относится к области газотурбинного двигателестроения и предназначено к использованию в конструкции газотурбинных двигателей (ГТД), применяемых как в стационарных газотурбинных установках (ГТУ), так и в ГТУ мобильного базирования.The claimed technical solution relates to the field of gas turbine engine building and is intended for use in the design of gas turbine engines (GTE) used both in stationary gas turbine units (GTP) and in mobile-based GTP.

Изобретение направлено на расширение диапазона устойчивой работы камеры сгорания (КС) и снижение уровня содержания вредных веществ (ВВ) в выхлопных газах на различных режимах работы ГТД. Достижение поставленных целей обеспечивается применением в ГТД устройства перепуска воздуха модульной конструкции, расположенного перед первым сопловым аппаратом турбины на выходе из камеры сгорания и содержащего корпус, статор, регулирующее кольцо, имеющее возможность поворота вокруг продольной оси двигателя, механизм привода регулирующего кольца и роликовые опоры. Регулируемая площадь проходного сечения устройства расположена в плоскости поперечной продольной оси двигателя.The invention is aimed at expanding the range of stable operation of the combustion chamber (CC) and reducing the level of harmful substances (HE) in the exhaust gases at various operating modes of the gas turbine engine. The achievement of the goals set is ensured by the use in the GTE of an air bypass device of a modular design, located in front of the first turbine nozzle at the outlet of the combustion chamber and containing a housing, a stator, a control ring that can rotate around the longitudinal axis of the engine, a control ring drive mechanism and roller bearings. The adjustable flow area of the device is located in the plane of the transverse longitudinal axis of the engine.

Модульность устройства повышает ремонтопригодность и сокращает время ремонта ГТД. Кроме этого модульность конструкции узла перепуска обеспечивает его доводку (отработку и совершенствование конструкции) в модельных условиях.The modularity of the device increases the maintainability and reduces the repair time of the gas turbine engine. In addition, the modularity of the design of the bypass unit ensures its fine-tuning (development and improvement of the design) in model conditions.

Другим объектом настоящего изобретения является газотурбинный двигатель, оснащенный модульным перепускным устройством.Another object of the present invention is a gas turbine engine equipped with a modular bypass device.

Последние десятилетия характеризуются широким использованием стационарных ГТУ на базе высокоэффективных авиапроизводных ГТД, которые имеют высокие параметры рабочего процесса (степень сжатия в компрессоре πк*>20, температура газа на входе в турбину Тг*>1450 К). Учитывая, что производство современных ГТД является одним из самых наукоемких и дорогостоящих производств, особо значимы задачи сокращения времени и снижения затрат на доводку и совершенствование конструкции узлов ГТД; повышение эффективности использования ГТД за счет сокращения длительности ремонта, снижения материальных и финансовых затрат на его проведение.The last decades are characterized by the widespread use of stationary gas turbines based on highly efficient aircraft derivatives of gas turbine engines, which have high working process parameters (compression ratio in the compressor π k *> 20, gas temperature at the turbine inlet T g *> 1450 K). Given that the production of modern gas turbine engines is one of the most science-intensive and expensive industries, the tasks of reducing time and reducing costs for fine-tuning and improving the design of gas turbine engine units are especially significant; increasing the efficiency of the use of gas turbine engines by reducing the duration of repairs, reducing material and financial costs for its implementation.

Как правило, стационарные ГТУ большую часть времени эксплуатируются на режимах с высокими параметрами рабочего цикла, которым характерны высокое содержание в выхлопных газах окислов азота (NOx) и низкое содержание продуктов неполного сгорания топлива (СО и СН). Количество ВВ, содержащихся в выхлопных газах ГТД, нормируется как национальными, так и международными стандартами.As a rule, stationary gas turbines are operated most of the time at high operating cycle parameters, which are characterized by a high content of nitrogen oxides (NO x ) in exhaust gases and a low content of products of incomplete combustion of fuel (CO and CH). The amount of explosives contained in the exhaust gases of gas turbine engines is standardized by both national and international standards.

Одним из способов, обеспечивающих приемлемый уровень эмиссии ВВ, является организация процесса горения в КС бедной, гомогенной (хорошо перемешанной) топливовоздушной смеси (ТВС) с температурой пламени не выше 1750К, что обеспечивается довольно в узком диапазоне соотношения топливо - воздух. Обеспечение такого соотношения на всех режимах работы ГТД, от режима «малый газ» до номинального режима, ведет к необходимости регулирования подачи не только количества топлива, но и количества воздуха, участвующего в горении. Особенно это важно для мобильных ГТУ, мультирежимный рабочий цикл которых существенным образом отличается от режима работы стационарных ГТУ.One of the ways to ensure an acceptable level of explosive emission is the organization of the combustion process in the combustion chamber of a lean, homogeneous (well-mixed) air-fuel mixture (FA) with a flame temperature not higher than 1750K, which is ensured in a rather narrow range of the fuel-air ratio. Ensuring such a ratio in all modes of operation of the gas turbine engine, from the “low gas” mode to the nominal mode, leads to the need to regulate the supply of not only the amount of fuel, but also the amount of air involved in combustion. This is especially important for mobile gas turbines, the multi-mode operating cycle of which differs significantly from the operating mode of stationary gas turbines.

Патентными исследованиями выявлено около пятидесяти технических решений, имеющих целью регулирование расхода воздуха через камеру сгорания ГТД.Patent studies have identified about fifty technical solutions aimed at regulating the air flow through the combustion chamber of the gas turbine engine.

Большинство решений основаны на способе регулирования площади проходных сечений в жаровой трубе КС, а именно:Most of the solutions are based on the method of regulating the area of the flow sections in the flame tube of the combustion chamber, namely:

- регулирование площади проходных сечений первичной зоны и горелок КС (см. патент Англии №1377636; патент РФ №2024775; АС СССР №1482334; патент США №4041694);- regulation of the area of passage sections of the primary zone and burners of the COP (see English patent No. 1377636; RF patent No. 2024775; AS USSR No. 1482334; US patent No. 4041694);

- регулирование площади проходных сечений зоны смешения КС (см. Европатент №0100135; патент РФ №2076276; патент США №4594848).- regulation of the area of the passage sections of the mixing zone of the COP (see European patent No. 0100135; RF patent No. 2076276; US patent No. 4594848).

Другой способ заключается в отборе воздуха на входе в КС и его перепуска в зону смешения КС или в турбину по воздуховоду с запорным элементом (см. патенты РФ №№2076276, 2162988). Примером реализации этого способа перепуска воздуха может служить конструкция камеры сгорания ГТУ «Марс» фирмы «Солар», внешний вид которой представлен на рис. 86 монографии А.М. Постникова «Снижение оксидов азота в выхлопных газах ГТУ» (Самарский научный центр РАН., Самара, 2002).Another way is to take air at the entrance to the COP and bypass it into the mixing zone of the COP or into the turbine through an air duct with a shut-off element (see RF patents No. 2076276, 2162988). An example of the implementation of this method of bypassing air can be the design of the combustion chamber of the GTU "Mars" of the company "Solar", the appearance of which is shown in Fig. 86 monographs by A.M. Postnikov "Reduction of nitrogen oxides in the exhaust gases of gas turbines" (Samara Scientific Center of the Russian Academy of Sciences., Samara, 2002).

Из всего многообразия технических решений опробовано не более 15%, а доведено до реального применения буквально единицы. Трудности реализация того или иного технического решения вызваны не столько усложнением конструкции самой КС, а в основном тем, что детали КС, включаемые в конструктивную схему устройств, испытывают неравномерный нагрев до высоких температур, что приводит к их деформации, а в совокупности с вибронагрузками и к повышенному износу. В результате происходит потеря подвижности (заклинивание) деталей регулирующего устройства или механизма его привода.Of the whole variety of technical solutions, no more than 15% have been tested, and literally one has been brought to real use. Difficulties in the implementation of a particular technical solution are caused not so much by the complexity of the design of the CS itself, but mainly by the fact that the CS parts included in the design scheme of devices experience uneven heating to high temperatures, which leads to their deformation, and in combination with vibration loads and to increased wear. As a result, there is a loss of mobility (jamming) of the parts of the control device or its drive mechanism.

Целями предполагаемого изобретения являются:The objectives of the alleged invention are:

- улучшение экологических характеристик ГТД,- improving the environmental performance of gas turbine engines,

- повышение КПД двигателя при работе на режимах неполной мощности,- increasing the efficiency of the engine when operating at partial power modes,

- расширение диапазона устойчивой работы КС ГТД,- expanding the range of stable operation of the GTE CS,

- снижение затрат на доводку и совершенствование конструкции устройства перепуска,- reducing the cost of fine-tuning and improving the design of the bypass device,

- сокращение времени нахождения ГТД в ремонте.- reduction of the time spent by the gas turbine engine in repair.

Достижение поставленных целей обеспечивается применением в ГТД устройства перепуска воздуха модульной конструкции, расположенного перед первым сопловым аппаратом турбины на выходе из камеры сгорания.Achievement of the set goals is ensured by the use of an air bypass device of a modular design in the gas turbine engine, located in front of the first turbine nozzle at the outlet of the combustion chamber.

Суть предлагаемого изобретения раскрывается в приведенном ниже описании примера реализации этого изобретения и его вариантов, где даются ссылки на имеющиеся в приложении фигуры, среди которых:The essence of the invention is disclosed in the following description of an example of implementation of this invention and its variants, where references are made to the figures available in the application, among which:

фигура 1 представляет общий вид перепускного устройства со стороны камеры сгорания;figure 1 is a general view of the bypass device from the side of the combustion chamber;

фигура 2 представляет общий вид перепускного устройства со стороны турбины;figure 2 is a general view of the bypass device from the side of the turbine;

фигура 3 представляет продольный разрез по оси опоры подвижного элемента;figure 3 is a longitudinal section along the axis of the support of the movable element;

фигура 3а. представляет вариант исполнения опоры подвижного элемента;figure 3a. represents a version of the support of the movable element;

фигура 4 представляет вид фрагмента статора устройства;figure 4 is a view of a fragment of the stator of the device;

фигуры 5 и 6 представляют поперечный разрез механизма привода в положении «открыто» и «закрыто» соответственно.Figures 5 and 6 show a cross section of the drive mechanism in the "open" and "closed" positions, respectively.

Устройство перепуска воздуха представляет собой модульную конструкцию и содержит в своем составе: корпус 1, статор 2, механизм привода 3 и регулирующее кольцо 4, имеющего возможность поворота вокруг продольной оси двигателя. Регулируемая площадь проходного сечения устройства расположена в плоскости поперечной продольной оси двигателя.The air bypass device is a modular design and includes: housing 1, stator 2, drive mechanism 3 and control ring 4, which can be rotated around the longitudinal axis of the engine. The adjustable flow area of the device is located in the plane of the transverse longitudinal axis of the engine.

Корпус перепуска 1 представляет собой соосную с продольной осью ГТД оболочку с фланцами на торцах, посредством которых осуществляется соединение с задним фланцем наружного корпуса КС с одной стороны и передним фланцем наружного корпуса 28 первого соплового аппарата турбины с другой стороны. Скрепление корпусов КС, перепуска и 1СА осуществляется с помощью резьбовых пар (болт - гайка). На наружной поверхности корпуса 1 перепуска имеется как минимум одна площадка для установки и закрепления с помощью болтов механизма привода 3, и несколько площадок (в варианте исполнения) для установки опор 30 регулирующего кольца 4. Корпус 1 перепуска является элементом силовой схемы ГТД.Bypass housing 1 is a shell coaxial with the longitudinal axis of the gas turbine engine with flanges at the ends, through which the connection is made with the rear flange of the outer casing of the compressor station on one side and the front flange of the outer casing 28 of the first turbine nozzle apparatus on the other side. The fastening of the housings of the KS, bypass and 1CA is carried out using threaded pairs (bolt - nut). On the outer surface of the bypass body 1 there is at least one platform for installation and bolting of the drive mechanism 3, and several platforms (in the embodiment) for the installation of supports 30 of the control ring 4. The bypass body 1 is an element of the GTE power circuit.

Статор перепуска состоит из двух соосных колец - опорного 5 и неподвижного кольца 6 перепуска. Скрепление колец 5 и 6 статора осуществляется с помощью резьбовых пар 10, часть из которых (в варианте исполнения) являются осями 11 опорных роликов регулирующего кольца 4 перепуска.The bypass stator consists of two coaxial rings - a support ring 5 and a fixed bypass ring 6. The fastening of the rings 5 and 6 of the stator is carried out using threaded pairs 10, some of which (in the embodiment) are the axes 11 of the support rollers of the control ring 4 bypass.

Опорное кольцо 5 статора имеет два фланца:The support ring 5 of the stator has two flanges:

- внешний, с отверстиями для закрепления статора в стыке корпуса 1 перепуска и корпуса 28 1СА,- external, with holes for fixing the stator at the junction of housing 1 bypass and housing 28 1CA,

- внутренний - для закрепления на нем неподвижного кольца 6. Во внутреннем фланце выполнены окна 7 для прохода воздуха на охлаждение 1СА и отверстия для элементов скрепления колец 5 и 6.- inner - for fixing a fixed ring 6 on it. Windows 7 are made in the inner flange for the passage of air for cooling 1CA and holes for fastening elements of rings 5 and 6.

В неподвижном кольце 6 перепуска выполнены отверстия 8 для прохода перепускаемого воздуха, оси которых расположены на одной окружности и параллельны продольной оси ГТД. Форма отверстий в плане может быть как круглой, для наибольшей технологичности, так и прямоугольной (трапецеидальной), позволяющей максимально использовать площадь регулируемого сечения перепуска. На внутреннем диаметре неподвижного кольца 6 имеется цилиндрическая полка 9, направленная в сторону КС, служащая опорой жаровой трубы 29 КС. По наружному диаметру кольца расположены проушины с крепежными отверстиями.In the fixed bypass ring 6, holes 8 are made for the passage of bypassed air, the axes of which are located on the same circle and are parallel to the longitudinal axis of the gas turbine engine. The shape of the holes in the plan can be either round, for the greatest manufacturability, or rectangular (trapezoidal), which allows maximum use of the area of the adjustable bypass section. On the inner diameter of the fixed ring 6 there is a cylindrical shelf 9, directed towards the COP, which serves as a support for the flame tube 29 COP. Lugs with mounting holes are located along the outer diameter of the ring.

Перед неподвижным кольцом 6 расположено регулирующее кольцо 4, в котором выполнены отверстия 12 для прохода перепускаемого воздуха; оси отверстий параллельны продольной оси ГТД и расположены на одной окружности с диаметром равным диаметру окружности, на которой расположены оси отверстий 8 в неподвижном кольце 6. Форма отверстий в плане повторяет форму отверстий в неподвижном кольце. На наружной поверхности кольца 4 имеется гребень 27, располагаемый (в варианте исполнения) между двумя роликами 13 опор 14, что позволяет удерживать регулирующее кольцо от осевого перемещения в сторону КС. Взаимное положение роликов 13 и регулирующего кольца 4 по оси опор фиксируется шайбой 15 и гайкой 16.In front of the fixed ring 6 there is a control ring 4, in which holes 12 are made for the passage of bypassed air; the axes of the holes are parallel to the longitudinal axis of the gas turbine engine and are located on the same circle with a diameter equal to the diameter of the circle on which the axes of the holes 8 in the fixed ring 6 are located. The shape of the holes in the plan repeats the shape of the holes in the fixed ring. On the outer surface of the ring 4 there is a ridge 27, located (in the embodiment) between the two rollers 13 of the supports 14, which allows you to keep the control ring from axial movement towards the COP. The mutual position of the rollers 13 and the control ring 4 along the axis of the supports is fixed with a washer 15 and a nut 16.

Регулирующее кольцо приводится в движение посредством закрепленного на нем поводка 17, палец 18 которого через отверстие в корпусе 1 шарнирно соединен с механизмом привода. Механизм привода расположен на наружной поверхности корпуса 1 перепуска и представляет собой ползун 19, перемещаемый силовым агрегатом вдоль оси пальца 20, закрепленного в крышке 21. Усилие перемещения передается ползуну 19 штоком 22, закрепленным в ползуне и проходящим через уплотнение 23 в крышке 21. Крайние положения ползуна обеспечиваются установкой дистанционных колец 24 и 25: кольцо 24 - под стакан 26 уплотнения, кольцо 25 - под головку направляющего пальца 20.The adjusting ring is set in motion by means of a leash 17 fixed on it, the pin 18 of which is pivotally connected to the drive mechanism through a hole in the housing 1. The drive mechanism is located on the outer surface of the housing 1 bypass and is a slider 19, moved by the power unit along the axis of the pin 20, fixed in the cover 21. The movement force is transmitted to the slider 19 by the rod 22, fixed in the slider and passing through the seal 23 in the cover 21. Extreme positions sliders are provided with the installation of distance rings 24 and 25: ring 24 - under the cup 26 of the seal, ring 25 - under the head of the guide pin 20.

Работа и воздействие устройства перепуска на процессы в камере сгорания ГТД заключаются в следующем. На режиме запуска ГТД и низких режимах работы регулирующее кольцо 4 под действием на шток 22 усилия от силового агрегата с помощью ползуна 19, шарнирно соединенного с поводком 17, переводится и удерживается в положение «открыто» (см. фиг. 5). В этом положении отверстия 12 и 8 становятся соосными, и часть воздуха из полости, образуемой корпусами и стенками жаровой трубы КС, проходит (перепускается) через них на вход в первый сопловой аппарат турбины (см. фиг. 3, течение воздуха показано стрелками). При этом расход воздуха через жаровую трубу уменьшается, топливовоздушная смесь обогащается, что создает благоприятные условия для воспламенения (запуск) и устойчивого горения с высокой полнотой сгорания в первичной зоне, тем самым обеспечивая в продуктах горения низкое содержание несгоревших углеводородов (CnHm) и угарного газа (СО). На режимах запуска и «малый газ» из-за низких температур и давления воздуха на входе в КС окислы азота (NOx) практически не образуются. По мере повышения режима работы двигателя регулирующее кольцо 4 переводится в положение «закрыто» (см. фиг. 6). В этом положении отверстия 12 и 8 перекрываются перемычками между ними, расход воздуха через отверстия в жаровой трубе, в том числе и расположенные в первичной зоне, увеличивается, топливовоздушная смесь обедняется, что приводит к снижению температуры пламени и, как следствие, к снижению количества образуемых оксидов азота (NOx).The operation and impact of the bypass device on the processes in the combustion chamber of the gas turbine engine are as follows. In the start mode of the gas turbine engine and low operating modes, the control ring 4, under the action of the force on the rod 22 from the power unit, with the help of the slider 19, pivotally connected to the leash 17, is transferred and held in the "open" position (see Fig. 5). In this position, holes 12 and 8 become coaxial, and part of the air from the cavity formed by the casings and walls of the combustor tube passes (bypasses) through them to enter the first turbine nozzle (see Fig. 3, the air flow is shown by arrows). At the same time, the air flow through the flame tube decreases, the air-fuel mixture is enriched, which creates favorable conditions for ignition (start-up) and stable combustion with high combustion efficiency in the primary zone, thereby ensuring a low content of unburned hydrocarbons (CnHm) and carbon monoxide in the combustion products ( CO). In the start-up and “idle gas” modes, due to low temperatures and air pressure at the CS inlet, nitrogen oxides (NO x ) are practically not formed. As the engine operating mode increases, the control ring 4 is moved to the "closed" position (see Fig. 6). In this position, holes 12 and 8 are blocked by jumpers between them, the air flow through the holes in the flame tube, including those located in the primary zone, increases, the air-fuel mixture becomes leaner, which leads to a decrease in the flame temperature and, as a result, to a decrease in the amount of formed nitrogen oxides (NOx).

В зависимости от типа силового агрегата и программы регулирования изменение площади проходного сечения устройства может быть осуществлено по одному из следующих законов:Depending on the type of power unit and the control program, the change in the flow area of the device can be carried out according to one of the following laws:

- двухпозиционно (закрыто - открыто);- two-position (closed - open);

- ступенчато (закрыто - частично открыто - открыто);- stepwise (closed - partially open - open);

- плавно (изменение площади проходного сечения осуществляется синхронно с изменением режима работы ГТД).- smoothly (changing the area of the passage section is carried out synchronously with the change in the operating mode of the gas turbine engine).

Таким образом, применение перепускного устройства повысит КПД двигателя при работе на режимах неполной мощности, расширит диапазон устойчивой работы КС, обеспечит снижение выбросов вредных веществ во всем диапазоне работы ГТД.Thus, the use of a bypass device will increase the efficiency of the engine when operating at partial power, expand the range of stable operation of the CS, and ensure the reduction of emissions of harmful substances throughout the entire range of operation of the gas turbine engine.

Модульность конструкции, расположение механизма привода и опор подвижного элемента на внешней поверхности корпуса устройства повышают его ремонтопригодность, позволяют производить ремонт без снятия ГТД с эксплуатации, что сокращает время и затраты на ремонт ГТД. Кроме этого, модульность конструкции узла перепуска обеспечивает его доводку (отработку и совершенствование конструкции) в модельных условиях, позволяет адаптировать его к конструкции любого ГТД.The modularity of the design, the location of the drive mechanism and the movable element supports on the outer surface of the device body increase its maintainability, allow repair without removing the gas turbine engine from operation, which reduces the time and cost of repairing the gas turbine engine. In addition, the modularity of the design of the bypass assembly ensures its fine-tuning (development and improvement of the design) in model conditions, and allows it to be adapted to the design of any gas turbine engine.

Claims (7)

1. Устройство перепуска воздуха из полости камеры сгорания, образуемой наружным корпусом и жаровой трубой, в турбину, содержащее подвижный и неподвижный элементы с отверстиями в них для прохода воздуха, механизм привода подвижного элемента, отличающееся тем, что устройство представляет собой модульную конструкцию, расположенную между первым сопловым аппаратом турбины и камерой сгорания соосно продольной оси газотурбинного двигателя, подвижный элемент расположен по потоку воздуха перед неподвижным элементом, отверстия для прохода перепускаемого воздуха в подвижном и неподвижном элементах по форме в плане одинаковы и имеют регулируемую площадь проходного сечения, расположенную в поперечной по отношению к продольной оси двигателя плоскости, а оси отверстий расположены на соосных окружностях одного диаметра и параллельны продольной оси устройства, опорами подвижного элемента служат ролики, а сам элемент шарнирно соединен с ползуном механизма привода, имеющим возможность перемещения вдоль оси направляющего пальца, крайние положения ползуна регулируются установкой дистанционных колец; внутренняя полость механизма привода герметизирована по штоку ползуна с помощью уплотнения в крышке корпуса механизма привода.1. A device for bypassing air from the cavity of the combustion chamber, formed by the outer casing and the flame tube, into the turbine, containing movable and fixed elements with holes in them for the passage of air, a drive mechanism for the movable element, characterized in that the device is a modular design located between the first nozzle of the turbine and the combustion chamber coaxially with the longitudinal axis of the gas turbine engine, the movable element is located along the air flow in front of the fixed element, the holes for the passage of bypassed air in the movable and stationary elements are the same in plan and have an adjustable flow area located transverse to to the longitudinal axis of the engine of the plane, and the axes of the holes are located on coaxial circles of the same diameter and parallel to the longitudinal axis of the device, the rollers serve as supports for the moving element, and the element itself is pivotally connected to the slider of the drive mechanism, which can move along about si of the guide pin, the extreme positions of the slider are regulated by the installation of spacer rings; the internal cavity of the drive mechanism is sealed along the slider rod by means of a seal in the cover of the drive mechanism housing. 2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что опоры подвижного элемента установлены на осях, закрепленных в неподвижном элементе устройства.2. The device according to claim 1, characterized in that the supports of the movable element are mounted on axes fixed in the fixed element of the device. 3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что опоры подвижного элемента закреплены на наружном корпусе устройства.3. The device according to claim 1, characterized in that the supports of the movable element are fixed on the outer casing of the device. 4. Устройство по одному из предшествующих пунктов, отличающееся тем, что контактирующие друг с другом поверхности подвижного и неподвижного элементов конические.4. The device according to one of the preceding claims, characterized in that the surfaces of the movable and fixed elements in contact with each other are conical. 5. Устройство по одному из предшествующих пунктов, отличающееся тем, что контактирующие друг с другом поверхности подвижного и неподвижного элементов имеют антифрикционное покрытие, например на основе наноструктурированных металло- или керамополимеров.5. The device according to one of the preceding paragraphs, characterized in that the surfaces of the movable and fixed elements in contact with each other have an anti-friction coating, for example, based on nanostructured metal or ceramic polymers. 6. Устройство по одному из предшествующих пунктов, отличающееся тем, что механизм привода устройства состоит из двух или более идентичных узлов, расположенных равномерно по окружности на наружной поверхности корпуса устройства.6. The device according to one of the preceding claims, characterized in that the drive mechanism of the device consists of two or more identical units located evenly around the circumference on the outer surface of the device housing. 7. Газотурбинный двигатель, содержащий устройство по одному из предшествующих пунктов.7. Gas turbine engine, containing the device according to one of the preceding paragraphs.
RU2019145506A 2019-12-30 2019-12-30 Air bypass device and gas turbine engine containing air bypass device RU2765667C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019145506A RU2765667C2 (en) 2019-12-30 2019-12-30 Air bypass device and gas turbine engine containing air bypass device

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019145506A RU2765667C2 (en) 2019-12-30 2019-12-30 Air bypass device and gas turbine engine containing air bypass device

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2019145506A RU2019145506A (en) 2021-06-30
RU2019145506A3 RU2019145506A3 (en) 2021-06-30
RU2765667C2 true RU2765667C2 (en) 2022-02-01

Family

ID=76742269

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019145506A RU2765667C2 (en) 2019-12-30 2019-12-30 Air bypass device and gas turbine engine containing air bypass device

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2765667C2 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4594848A (en) * 1982-07-22 1986-06-17 The Garrett Corporation Gas turbine combustor operating method
RU2076276C1 (en) * 1990-11-27 1997-03-27 Дженерал Электрик Компани Tubular combustion chamber of gas-turbine engine and diffusion adjustable nozzle for preliminary preparation of mixture
RU2162988C2 (en) * 1999-02-22 2001-02-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Combustion chamber of gas-turbine plant
US8495833B2 (en) * 2007-12-18 2013-07-30 Thomas Fleurs Sa Live plant box
RU2635422C2 (en) * 2013-10-30 2017-11-13 Сименс Акциенгезелльшафт Method of operation of gas turbine in mode with partial load and gas turbine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4594848A (en) * 1982-07-22 1986-06-17 The Garrett Corporation Gas turbine combustor operating method
RU2076276C1 (en) * 1990-11-27 1997-03-27 Дженерал Электрик Компани Tubular combustion chamber of gas-turbine engine and diffusion adjustable nozzle for preliminary preparation of mixture
RU2162988C2 (en) * 1999-02-22 2001-02-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Combustion chamber of gas-turbine plant
US8495833B2 (en) * 2007-12-18 2013-07-30 Thomas Fleurs Sa Live plant box
RU2635422C2 (en) * 2013-10-30 2017-11-13 Сименс Акциенгезелльшафт Method of operation of gas turbine in mode with partial load and gas turbine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2019145506A (en) 2021-06-30
RU2019145506A3 (en) 2021-06-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5078237B2 (en) Method and apparatus for low emission gas turbine power generation
US3958413A (en) Combustion method and apparatus
US4534166A (en) Flow modifying device
EP2554905B1 (en) Assemblies and apparatus related to integrating late lean injection into combustion turbine engines
US9010120B2 (en) Assemblies and apparatus related to integrating late lean injection into combustion turbine engines
US8991192B2 (en) Fuel nozzle assembly for use as structural support for a duct structure in a combustor of a gas turbine engine
CN111316041B (en) Gas turbine combustor assembly with trapped vortex feature
US20020043067A1 (en) Gas turbine combustion system and combustion control method therefor
US20180010795A1 (en) Deflector for gas turbine engine combustors and method of using the same
US9664391B2 (en) Gas turbine combustor
US20090178385A1 (en) Arrangement of a semiconductor-type igniter plug in a gas turbine engine combustion chamber
JP2017166479A (en) Gas turbine flow sleeve mounting
CA1072753A (en) Combustor with primary, secondary and tertiary air flow
KR101774094B1 (en) Can-annular combustor with premixed tangential fuel-air nozzles for use on gas turbine engines
RU2604146C2 (en) Combustion chamber (versions) and method of fuel distribution in combustion chamber
RU2765667C2 (en) Air bypass device and gas turbine engine containing air bypass device
US20180371998A1 (en) Damper check valve
KR101165604B1 (en) Gas turbine combustor
GB2573623A (en) Fuel injector arrangement
RU2301376C1 (en) Method of burning liquid or gas fuel and combustion chamber of heat generator
US20130227928A1 (en) Fuel nozzle assembly for use in turbine engines and method of assembling same
RU164490U1 (en) RING COMBUSTION CAMERA OF A GAS-TURBINE ENGINE
RU2817578C1 (en) Annular combustion chamber of gas turbine engine
RU215191U1 (en) Oil-gas burner with variable flame angle
SU1816933A1 (en) Burner of combustion chamber of gas-turbine plant

Legal Events

Date Code Title Description
FZ9A Application not withdrawn (correction of the notice of withdrawal)

Effective date: 20211014