Устройство для охлаждения газотурбинной установки


 


Владельцы патента RU 2406845:

Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU)

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для использования в газоперекачивающих агрегатах, газотурбинных электростанциях и других энергетических системах, в которых используются газотурбинные установки в качестве привода. Устройство для охлаждения газотурбинной установки содержит блок вентиляторов, кольцевой коллектор с отверстиями, направленными на охлаждаемую поверхность газотурбинной установки. На коллекторе с двух сторон кольцевой зоны, в которой размещены отверстия, закреплены замкнутые теплостойкие, эластичные оболочки со способностью принимать форму кольцевого тракта газохода при прохождении между ними охлаждающего потока воздуха и соприкасаться свободными краями с охлаждаемой поверхностью ГТУ. Изобретение позволит направить весь охлаждающий воздух в зону охлаждения газотурбинной установки, увеличивая интенсивность теплообмена на ее охлаждаемой поверхности, что приводит к уменьшению расхода охлаждающего воздуха, мощности вентиляторов, позволяет экономить потребление электроэнергии, при этом замкнутые теплостойкие, эластичные оболочки экранируют тепловое излучение от горячей поверхности газотурбинной установки. 1 ил.

 

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для использования в газоперекачивающих агрегатах, газотурбинных электростанциях и для другого оборудования, в котором в качестве привода исполнительного устройства используется газотурбинная установка (ГТУ).

Известно устройство для охлаждения ГТУ газоперекачивающего агрегата (ГПА), содержащее блок осевых вентиляторов с выходным воздуховодом, соединенным с коллектором, расположенным внутри теплошумозащитного кожуха, который закрывает ГТУ (см. патент РФ №2161715).

В известном устройстве охлаждения ГТУ охлаждающий воздух подается от блока вентиляторов по воздуховоду в коллектор, расположенный внутри шумотеплоизоляционного кожуха вокруг ГТУ, при этом коллектор имеет форму тора с прямоугольным сечением, в котором по периметру расположены сопла, обеспечивающие истечение струи воздуха на наружную, горячую поверхность ГТУ. При этом обдуве поверхности ГТУ истекающий из сопел воздух требуется подавать со значительным давлением и расходом воздуха, а также создается неравномерный локальный обдув горячей поверхности ГТУ, что небезопасно для работы ГТУ. Кроме того, струи воздуха, вытекающие из сопел, смешиваются с воздухом в кожухе ГТУ и при повышении температуры воздуха под кожухом ГТУ снижается эффективность охлаждения горячей поверхности ГТУ и требуется повышать расход воздуха, мощность вентиляторов. При аварийном отключении электропитания вентиляторов происходит быстрый запредельный нагрев воздуха под кожухом ГТУ, что приводит к перегреву находящихся под кожухом приборов, кабелей, приводов, и производится аварийный останов ГПА.

Технической задачей предлагаемого изобретения является повышение экономичности за счет снижения энергопотребления системы охлаждения за счет введения экранирующей теплостойкой эластичной защитной оболочки на горячей поверхности ГТУ.

Технический результат достигается тем, что в устройстве для охлаждения ГТУ, содержащем блок вентиляторов, кольцевой коллектор с отверстиями, направленными на охлаждаемую поверхность ГТУ, на коллекторе с двух сторон кольцевой зоны, в которой размещены отверстия, закреплены замкнутые теплостойкие эластичные оболочки со способностью принимать форму кольцевого тракта (газохода) при прохождении между ними охлаждающего потока воздуха и соприкасаться свободными краями с охлаждающей поверхностью ГТУ.

На чертеже показана схема предлагаемого устройства.

Устройство для охлаждения ГТУ содержит блок вентиляторов 1, кольцевой коллектор 2 с отверстиями 3, направленными на охлаждаемую поверхность ГТУ 4, при этом на коллекторе 2 с двух сторон кольцевой зоны, в которой размещены отверстия, закреплены замкнутые теплостойкие, эластичные оболочки 5 со способностью принимать форму кольцевого тракта газохода и соприкасаться свободными краями с охлаждаемой поверхностью ГТУ. Блок вентиляции 1 установлен снаружи шумотеплоизоляционного кожуха 6 и соединен воздуховодом 7 с кольцевым коллектором 2, а поступающий воздух для охлаждения ГТУ удаляется через патрубок 8.

Работа устройства для охлаждения ГТУ заключается в следующем.

Блок вентиляторов 1 создает напор воздуха, который по воздуховоду 7 поступает в коллектор 2 и через отверстия коллектора 3 в кольцевой тракт (газоход), образованный замкнутыми теплостойкими, эластичными оболочками 5, соприкасающимися свободными краями с охлаждаемой поверхностью ГТУ, обеспечивая охлаждение нагретой поверхности ГТУ.

Использование изобретения позволит направлять весь поток охлаждающего воздуха в зону охлаждения ГТУ, увеличивая интенсивность теплообмена на охлаждаемой поверхности ГТУ, что приведет к уменьшению расхода охлаждающего воздуха, мощности вентилятора, позволяет экономить потребление электроэнергии, при этом замкнутые теплостойкие, эластичные оболочки экранируют тепловое излучение от горячей поверхности ГТУ.

Устройство для охлаждения газотурбинной установки (ГТУ), содержащее блок вентиляторов, кольцевой коллектор с отверстиями, направленными на охлаждаемую поверхность ГТУ, отличающееся тем, что в нем на коллекторе с двух сторон кольцевой зоны, в которой размещены отверстия, закреплены замкнутые теплостойкие, эластичные оболочки со способностью принимать форму кольцевого тракта газохода при прохождении между ними охлаждающего потока воздуха и соприкасаться свободными краями с охлаждаемой поверхностью ГТУ.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к газотурбинному двигателю с осью X, содержащему от входа к выходу компрессор высокого давления, ротор которого содержит выходной обтекатель (4), диффузор (3), продолженный сзади со стороны оси Х внутренним кожухом (5), расположенным радиально снаружи от указанного выходного обтекателя компрессора, камеру сгорания, расположенную радиально снаружи от указанного внутреннего кожуха диффузора, и турбину высокого давления, ротор которой соединен с выходным обтекателем компрессора при помощи соединительной муфты, при этом между внутренним кожухом диффузора и выходным обтекателем компрессора сформирована подкамерная полость, которая находится на выходе разгрузочного лабиринта (13), и в которой в направлении от входа к выходу циркулирует охлаждающий воздух.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения и позволяет повысить надежность и экономичность двигателя за счет уменьшения потерь в тракте.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в газоперекачивающих агрегатах, электростанциях и других энергетических системах, использующих в качестве привода исполнительного устройства газотурбинную установку.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к конструкциям газотурбинных двигателей с воздушным охлаждением осевых газовых турбин. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения

Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным двигателям, а именно к системе охлаждения турбин этих двигателей

Изобретение относится к газотурбостроению и может быть использовано в агрегатах, использующих в качестве привода газотурбинную установку

Изобретение относится к способу и устройству управления тепловыми выбросами летательного аппарата, содержащему планер (110) и силовую установку (112)

Изобретение относится к системам охлаждения турбин двухконтурных газотурбинных двигателей воздушной средой

Двухконтурный газотурбинный двигатель (ГТД) содержит компрессор, камеру сгорания, турбину, содержащую охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над и пол ним, и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним. Статор турбины содержит по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними. Система регулирования радиального зазора содержит кольцевую вставку над рабочим колесом турбины. Полость над сопловым аппаратом соединена трубопроводом отбора воздуха, содержащим регулятор расхода с выходом из компрессора. Одна из полостей между корпусами турбины соединена трубопроводом, содержащим второй регулятор расхода с промежуточной ступенью компрессора. Система регулирования радиального зазора содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора, регулятор расхода, приводы клапанов и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями. Расход охлаждающего воздуха для охлаждения ротора турбины изменяют в зависимости от режима работы ГТД, а при достижении радиального зазора нулевого значения включают максимально возможный расход для охлаждения турбины независимо от режима работы ГТД. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 16 ил.

Способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя включает охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура. Для охлаждения статора турбины используют часть расхода воздуха второго контура, который отбирают, используя воздухозаборник, и увеличивают скорость охлаждающего воздуха в тракте охлаждения статора турбины. Измеряют радиальный зазор и в зависимости от его величины производят изменение расхода охлаждающего воздуха для охлаждения статора турбины. Использованный воздух сбрасывают во второй контур или после турбины. Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, охлаждаемую турбину. Статор турбины выполнен охлаждаемым воздухом второго контура. Система подачи охлаждающего статор воздуха выполнена в виде воздухозаборника, установленного во втором контуре, и регулятора расхода с приводом, и также содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора. Привод регулятора расхода и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями с бортовым компьютером. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 15 ил.
Наверх