Система охлаждения турбины и способ охлаждения секции турбины с промежуточным давлением



Система охлаждения турбины и способ охлаждения секции турбины с промежуточным давлением
Система охлаждения турбины и способ охлаждения секции турбины с промежуточным давлением

 


Владельцы патента RU 2498098:

ДЖЕНЕРАЛ ЭЛЕКТРИК КОМПАНИ (US)

Система охлаждения турбины с первой секцией и второй секцией содержит первую линию для отведения первого потока из первой секции, имеющий первую температуру, вторую линию для отведения второго потока из первой секции, имеющий вторую температуру ниже первой температуры; и объединенную линию для направления объединенного потока, содержащего первый поток и второй поток во вторую секцию. Объединенный поток образуется, когда второй поток превышает заданную температуру. Способ охлаждения секции турбины с промежуточным давлением с помощью потока утечки из секции турбины с высоким давлением содержит этапы, на которых: направляют поток утечки от секции турбины с высоким давлением. Далее комбинируют поток утечки с потоком промежуточного подогрева из секции турбины с высоким давлением для сформирования комбинированного потока; и направляют комбинированный поток в секцию турбины с промежуточным давлением, причем объединенный поток образуется, когда второй поток превышает заданную температуру. Изобретение направлено на повышение эффективности системы охлаждения турбины. 2 н. и 7 з.п ф-лы, 2 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение, в общем, относится к паровым турбинам, а более конкретно, к паровым турбинам, использующим внутренний поток утечки в качестве охлаждающего потока промежуточного подогрева.

Уровень техники

Из уровня техники известна система охлаждения турбины (US 6443690), имеющая контроллер, выполненный с возможностью управления давлением охлаждающего пара, клапан управления охлаждающим паром, соединенный с трубой для охлаждающего пара и контроллером, первый датчик давления, находящийся в сообщении с контроллером, и расположенный вблизи впуска IP турбины и ниже по потоку от уравновешивающего поршня для измерения давления на впуске, и ближе ко второй IP турбине, и второй датчик давления, находящийся в сообщении с контроллером в трубе выше по потоку от первого датчика давления и уравновешивающего поршня и ниже по потоку от клапана управления охлаждающим паром, для измерения давления охлаждающего пара таким образом, что клапан управления охлаждающим потоком функционально открывается и закрывается для поддержания давления в трубе для охлаждающего пара на заданном уровне, который выше, чем давление на впуске второй IP турбины.

Паровые турбины часто размещаются последовательно с варьирующимися давлениями пара, так что секция высокого давления, секция промежуточного давления и секция низкого давления может быть размещена одна за другой. Пар, в общем, может извлекаться из парового тракта секции с высоким давлением и использоваться дальше в качестве охлаждающего потока. Поскольку теплосодержание пара, извлекаемого из парового тракта, может существенно варьироваться, точное теплосодержание извлекаемого пара может быть трудно предсказуемым.

В частности, величину переохлаждения, в общем, может быть необходимо обеспечивать, к примеру, чтобы температуры пространства колес промежуточной секции поддерживались в рамках конструкционных требований. Чтобы обеспечить это, с учетом неопределенности парового тракта может потребоваться некоторая величина переохлаждения. Тем не менее, переохлаждение может вызывать другие конструкционные проблемы, такие как деформация оболочки, вибрации, повреждение внешней оболочки и т.д. Эти проблемы могут быть обусловлены чрезмерными несовпадениями температур между температурой охлаждения пара и температурами металла в пространстве колес.

Имеется поток утечки, который выходит через зазор между внутренней и внешней оболочками турбины. Этот поток включает в себя поток через внутреннее торцевое уплотнительное кольцо и соответствующий поток утечки через сопло. Этот поток утечки, в общем, считается потерей энергии в системе. В случаях использования потока утечки он используется в качестве прямого охлаждающего потока из одного источника, т.е. температура потока может не регулироваться.

Следовательно, есть потребность в усовершенствованных системах и способах охлаждения. Предпочтительно, такие усовершенствованные системы и способы могут использовать поток утечки производительным и эффективным способом при повышении эффективности всей системы.

Сущность изобретения

Таким образом, настоящая заявка описывает систему охлаждения турбины с первой секцией и второй секцией. Первая секция может включать в себя первую линию для отведения первого потока с первой температурой из первой секции, вторую линию для отведения второго потока со второй температурой, меньшей первой температуры, из первой секции, и объединенную линию для направления объединенного потока из первого потока и второго потока во вторую секцию.

Заявка дополнительно описывает способ охлаждения секции турбины с промежуточным давлением с помощью потока утечки из секции турбины с высоким давлением. Способ включает в себя этапы направления потока утечки от секции турбины с высоким давлением, комбинирования потока утечки с потоком промежуточного подогрева из секции турбины с высоким давлением, чтобы сформировать комбинированный поток, и направления комбинированного потока в секцию турбины с промежуточным давлением.

Настоящая заявка дополнительно описывает систему охлаждения турбины с секцией с высоким давлением и секцией с промежуточным давлением. Система охлаждения может включать в себя первую линию для отведения потока утечки из секции с высоким давлением, вторую линию для отведения потока промежуточного подогрева из секции с высоким давлением, и объединенную линию для направления объединенного потока из потока утечки и потока промежуточного подогрева в секцию с промежуточным давлением. Дроссельный клапан может размещаться во второй линии, так чтобы варьировать скорость расхода холодного потока промежуточного подогрева.

Согласно изобретению предлагается система охлаждения турбины с первой секцией и второй секцией, содержащая: первую линию для отведения первого потока из первой секции; при этом первый поток имеет первую температуру; вторую линию для отведения второго потока из первой секции; при этом второй поток имеет вторую температуру ниже первой температуры; и объединенную линию для направления объединенного потока, содержащего первый поток и второй поток во вторую секцию; и причем объединенный поток образуется, когда второй поток превышает заданную температуру.

Предпочтительно первая линия содержит первый клапан, чтобы не допустить обратного потока в первую секцию.

Предпочтительно вторая линия содержит дроссельный клапан (200).

Предпочтительно дроссельный клапан имеет переменную скорость расхода.

Предпочтительно объединенная линия содержит клапан объединенной линии.

Предпочтительно клапан объединенной линии открывается, когда турбина превышает заданную загрузку.

Предпочтительно клапан объединенной линии открывается, когда вторая секция превышает заданную температуру.

Предпочтительно клапан объединенной линии содержит гидравлический клапан.

Кроме того, согласно изобретению предлагается способ охлаждения секции турбины с промежуточным давлением с помощью потока утечки из секции турбины с высоким давлением, содержащий этапы, на которых: - направляют поток утечки от секции турбины с высоким давлением; - комбинируют поток утечки с потоком промежуточного подогрева из секции турбины с высоким давлением для сформирования комбинированного потока; и направляют комбинированный поток в секцию турбины с промежуточным давлением, причем объединенный поток образуется, когда второй поток превышает заданную температуру.

Эти и другие признаки настоящей заявки должны стать очевидными специалистам в данной области техники при рассмотрении совместно с чертежами и прилагаемой формулой изобретения.

Охлаждающая система заявленного изобретения обеспечивает первый и второй пути потока, которые объединяются и используются в секции с промежуточным давлением или низким давлением для того, чтобы уменьшить температуру пространства колес стадии подогрева. За счет объединения первого и второго путей потока, широкий диапазон температур может быть использован для уменьшения риска переохлаждения при увеличении надежности и эффективности турбины.

Краткое описание чертежей

Фиг.1 - это схематичное представление паровой турбины с системой охлаждения, описываемой в данном документе.

Фиг.2 - это схематичное представление паровой турбины с альтернативным вариантом осуществления системы охлаждения, описываемой в данном документе.

Подробное описание изобретения

Ссылаясь теперь на чертежи, на которых аналогичные ссылочные позиции ссылаются на аналогичные элементы, указанные на нескольких видах, фиг.1 иллюстрирует турбинную систему 100, описанную в данном документе. Турбинная система 100 может включать в себя секцию 110 с высоким давлением (HP) и промежуточную секцию (IP) 120. Секция с низким давлением (LP), в общем, также может быть использована. HP-секция 110 и IP-секция 120 может размещаться на валу 130. Турбинная система 100 также включает в себя ряд диафрагменных уплотнений 140 для различных каскадов. Уплотнения 140 могут иметь переменный радиальный зазор и переменное число уплотнительных зубцов. Холодная линия 150 промежуточного подогрева, в общем, может быть использована из более высоких каскадов HP-секции 110 ниже по потоку проходя мимо более низких каскадов. Другие конфигурации турбин могут быть использованы в данном документе.

Турбинная система 100 дополнительно может включать в себя систему 160 охлаждения IP. Система 160 охлаждения IP может включать в себя первую линию 170. Первая линия 170 может размещаться ниже по потоку HP-секции 110 и направляет поток утечки от утечки между внутренней и внешней оболочками, включающий поток через внутреннее торцевое уплотнительное кольцо и соответствующий поток утечки через сопло, от HP-секции 110.

Первая линия 170 имеет первый клапан 180, размещенный на ней. Первый клапан 180 может управляться вручную. Отверстие клапана может определяться посредством требуемого диапазона давления вокруг холодного давления промежуточного подогрева. Диапазон может составлять от порядка двух процентов (2%) до порядка пяти процентов (5%). Другие диапазоны могут быть использованы в данном документе. Первый клапан 180 может предотвращать протекание какого-либо отработанного пара из HP-секции 110 в обратном направлении между внутренней и внешней оболочкой и потенциальную причину деформации оболочки. Первый клапан 180 может регулироваться при настройке блоков, чтобы предоставлять поток с целевой температурой охлаждения. Клапан 180 далее может блокироваться или регулироваться впоследствии.

Система 160 охлаждения также включает в себя вторую линию 190. Вторая линия 190 может быть связана с холодной линией 150 промежуточного подогрева. Вторая линия 190 обеспечивает охлаждающий пар. Вторая линия 190 может включать в себя второй клапан 200, размещенный в ней. Второй клапан 200 может быть дроссельным клапаном. Второй клапан 200 открывается, когда температура охлаждающего пара выше, к примеру, порядка 925 градусов по Фаренгейту (порядка 496 градусов по Цельсию). Другие температуры могут быть использованы в данном документе. Открытие второго клапана 200 может быть определено посредством целевой температуры охлаждающего пара. Второй клапан 200 может предоставлять переменную скорость протекания через него. Второй клапан 200 не допускает чрезмерные температуры в IP-секции 120.

Первая линия 170 и вторая линия 190 могут объединяться в объединенную линию 210 посредством Т-образного соединения или другого типа соединителя. Объединенная линия 210 идет в IP-секцию 120. Объединенная линия 210 может иметь клапан 220 объединенной линии, размещенный в ней. Клапаном 220 объединенной линии может быть гидравлически управляемый клапан, который может полностью открываться и закрываться. Клапан 220 объединенной линии может закрываться с тем, чтобы не допускать протекания пара из HP-секции 110 в IP-секции 120 и способствовать созданию режима завышенной скорости. Клапан 220 объединенной линии может открываться, когда загрузка паровой турбины выше примерно пяти процентов (5%) и т.п., и температура горячей задней части выше примерно 1025 градусов по Фаренгейту (примерно 552 градуса по Цельсию). Другие температуры могут быть использованы в данном документе. Отверстие 230 регулирования расхода также может размещаться в объединенной линии 210. Отверстие 230 регулирования расхода может измерять скорость расхода охлаждающего пара. Может быть использована точность порядка +/- пяти процентов (5%). Могут быть использованы другие диапазоны в данном документе.

При использовании пар внутренней утечки протекает через первую линию 170, тогда как более холодный пар предоставляется через вторую линию 190 из холодной линии 150 промежуточного подогрева. Второй клапан 200, в основном, открывается, когда охлаждающий пар имеет достаточную температуру. Пары объединяются в объединенной линии 210, при этом клапан 220 объединенной линии открывается на основе заданного давления и температуры. Объединенные пары затем используются в IP-секции 120, с тем чтобы понижать температуру пространства колес первой стадии промежуточного подогрева, и в ином случае. Применение горячего пара и более холодного пара, таким образом, предоставляет более широкий диапазон температур охлаждения, с тем чтобы уменьшить риск переохлаждения при повышении общей надежности турбины.

Система 160 охлаждения проверялась в рамках ряда рабочих режимов. Эти режимы включают в себя корневую реакцию от нуля (0) до примерно двадцати процентов (20%), загрузку паровой турбины от примерно тридцати процентов (30%) до примерно полной загрузки (100%) (при условии температур полной загрузки и при работе при скользящем давлении), перепад давления промежуточного пароподогревателя от примерно пяти процентов (5%) до примерно восьми процентов (8%), зазор от сопла до торцевого уплотнения от примерно 0,01 до примерно 0,08 дюймов (примерно 0,25 до примерно двух (2) миллиметров), и перепады давления от местной вытяжки до HP-выпуска от примерно двух процентов (2%) до примерно пяти процентов (5%). Учитывались теплопроводность и воздействие поперечного потока. В общем, температура пространства колес поддерживалась в рамках примерно 925° по Фаренгейту (примерно 496° по Цельсию) с потоком охлаждающего пара от примерно в 20,000 фунтов массы/час (примерно 9,072 кг/час) для нормальных зазоров и примерно 30,000 фунтов массы/час (примерно 13,608 кг/час) для двойных зазоров при полной загрузке (100%) до между примерно 5,000 и 10,000 фунтов массы/час (примерно 2,268 и 4,536 кг/час) для нормальных зазоров и между примерно 10,000 и 15,000 фунтов массы/час (примерно 4,536 и 6,804 кг/час) для двойных зазоров при загрузке примерно в тридцать процентов (30%). В данном документе могут быть использованы другие температуры и скорости расхода. Следовательно, температура охлаждающего пара может регулироваться, как требуется, между горячим паром внутренней утечки и холодным паром промежуточного подогрева. Поскольку температура может контролироваться, текущее требование по подогреву может снижаться. Аналогично, использование потока парового тракта может быть исключено. Дополнительно, использование потока утечки может повышать общую эффективность системы примерно на 0,35 процента или около того. Дополнительные усовершенствования также могут быть возможны.

Фиг.2 иллюстрирует альтернативную систему 250 охлаждения. Вместо или помимо холодной линии 150 промежуточного подогрева данный вариант осуществления может включать в себя линию 260 утечки через торцевое уплотнение с высоким давлением. Линия 260 утечки через торцевое уплотнение с высоким давлением может направлять пар утечки через торцевое уплотнение во вторую линию 190 и/или объединенную линию 210. Пар утечки через торцевое уплотнение с высоким давлением также может выступать в качестве "холодного" источника пара в системе 100, полностью. Другие источники могут быть использованы в данном документе.

Должно быть очевидным, что вышеописанное относится только к предпочтительным вариантам осуществления настоящей заявки, и что множество изменений и модификаций могут быть выполнены в данном документе специалистами в данной области техники без отступления от общей сущности и объема изобретения, определяемой прилагаемой формулой изобретения и ее эквивалентов.

100 - турбинная система

110 - секция с высоким давлением (HP)

120 - промежуточная секция (IP)

130 - вал

140 - диафрагменные уплотнения

150 - холодная линия промежуточного подогрева

160 - система охлаждения IP

170 - первая линия

180 - первый клапан

190 - вторая линия

200 - второй клапан

210 - объединенная линия

220 - клапан объединенной линии

230 - отверстие регулирования расхода

1. Система (160) охлаждения турбины (100) с первой секцией (110) и второй секцией (120), содержащая:
- первую линию (170) для отведения первого потока из первой секции (110);
- при этом первый поток имеет первую температуру;
- вторую линию (190) для отведения второго потока из первой секции (110);
- при этом второй поток имеет вторую температуру ниже первой температуры; и
- объединенную линию (210) для направления объединенного потока, содержащего первый поток и второй поток во вторую секцию (120); и
причем объединенный поток образуется, когда второй поток превышает заданную температуру.

2. Система (160) охлаждения по п.1, в которой первая линия (170) содержит первый клапан (180), чтобы не допустить обратного потока в первую секцию.

3. Система (160) охлаждения по п.1, в которой вторая линия (190) содержит дроссельный клапан (200), который открывается, когда второй поток превышает пороговую температуру.

4. Система (160) охлаждения по п.3, в которой дроссельный клапан (200) имеет переменную скорость расхода.

5. Система (160) охлаждения по п.1, в которой объединенная линия (210) содержит клапан (220) объединенной линии.

6. Система (160) охлаждения по п.5, в которой клапан (220) объединенной линии открывается, когда турбина (100) превышает заданную загрузку.

7. Система (160) охлаждения по п.5, в которой клапан (220) объединенной линии открывается, когда вторая секция (120) превышает заданную температуру.

8. Система (160) охлаждения по п.5, в которой клапан (220) объединенной линии содержит гидравлический клапан.

9. Способ охлаждения секции (120) турбины с промежуточным давлением с помощью потока утечки из секции (110) турбины (100) с высоким давлением, содержащий этапы, на которых:
- направляют поток утечки от секции (110) турбины с высоким давлением;
- комбинируют поток утечки с потоком промежуточного подогрева из секции (110) турбины с высоким давлением для сформирования комбинированного потока; и
- направляют комбинированный поток в секцию (120) турбины с промежуточным давлением, причем объединенный поток образуется, когда второй поток превышает заданную температуру.



 

Похожие патенты:

Турбина газотурбинного двигателя содержит внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины и корпуса, а также средство регулирования радиальных зазоров.

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к системе охлаждения в газотурбинном двигателе, таком, например, как авиационный турбореактивный двигатель, и, в частности, к системе охлаждения створок реактивного сопла и, более конкретно, к заслонке с клапаном, являющейся частью этой системы охлаждения.

Изобретение относится к области двигателестроения, преимущественно к системам подачи охлаждающего воздуха к подшипниковым опорам газотурбинного двигателя. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к системам охлаждения газотурбинных двигателей с помощью воздуха. .

Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом, ротор и статор турбины. Сопловой аппарат выполнен с полостями над ним и под ним. Ротор турбины выполнен с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним. Статор турбины содержит корпус турбины, кольцевую вставку над рабочим колесом турбины и систему регулирования радиального зазора. Корпус турбины выполнен из двух частей: передней и задней, кольцевая вставка установлена между ними. Статор 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. 4 з.п. ф-лы, 15 ил.

Турбина газотурбинного двигателя содержит внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины, в том числе корпуса. Средство регулирования радиальных зазоров содержит кольцевые вставки, внешний, внутренний и промежуточный корпуса. Промежуточный корпус выполнен конической формы с радиальным фланцем. Кольцевая вставка над рабочим колесом закреплена на промежуточном и внутреннем корпусах. Системы охлаждения турбины содержат общий клапан. Система охлаждения корпуса содержит коллектор и отверстия во внешнем корпусе. Система охлаждения турбины содержит основной трубопровод, соединенный с верхней полостью соплового аппарата, внутренний трубопровод, соединенный с аппаратом закрутки, передний дефлектор с отверстиями и отверстия в диске. На внутренней поверхности кольцевой вставки может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие. На внутренней поверхности кольцевой вставки могут быть закреплены панели сотового уплотнения. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах и более быстрое увеличение мощности без гистерезиса на форсажном режиме. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий по меньшей мере одну ступень, камеру сгорания, содержащую жаровую трубу, турбину, содержащую по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним. Ротор турбины выполнен с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним. Статор турбины содержит по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними и систему регулирования радиального зазора, содержащую 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. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины. 2 з.п. ф-лы, 16 ил.

Турбина газотурбинного двигателя содержит внешний, внутренний и промежуточный корпусы, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины, в том числе корпусов. Средство регулирования радиальных зазоров содержит кольцевые вставки, внешний, внутренний и промежуточный корпусы. Промежуточный корпус выполнен конической формы с радиальным фланцем, при этом кольцевая вставка над рабочим колесом закреплена на промежуточном и внутреннем корпусах. Система охлаждения турбины содержит регулятор расхода, основной трубопровод, соединенный через основной регулятор расхода с верхней полостью соплового аппарата, внутренний трубопровод, соединенный с аппаратом закрутки, передний дефлектор с отверстиями и отверстия в диске. Система охлаждения корпусов содержит также регулятор расхода, коллектор и отверстия во внешнем корпусе. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Система снижения шума газотурбинного двигателя содержит глушитель выхлопа, расположенный вблизи выхлопного канала, проход для охлаждающего воздуха и средство создания потока охлаждающего воздуха в проходе. Глушитель выхлопа содержит множество дефлекторов, сообщающихся с выхлопным каналом. Проход для охлаждающего воздуха находится в тепловом контакте с глушителем выхлопа и расположен между его наружной поверхностью и наружной обшивкой. Глушитель выхлопа заполняет кольцевое пространство между выхлопным каналом и наружной обшивкой за исключением прохода. При этом в одном варианте проход содержит отверстие в плоскости торца выхлопного канала, а средство для создания потока охлаждающего воздуха в проходе для отвода тепла выполнено с возможностью всасывания охлаждающего воздуха через указанное отверстие. В другом варианте в плоскости отверстия в выхлопном канале расположено выпускное отверстие, а средство для создания потока охлаждающего воздуха выполнено с возможностью подачи под давлением охлаждающего воздуха в проход и из выпускного отверстия в окружающую среду. При охлаждении глушителя выхлопа устанавливают вокруг выхлопного канала глушитель выхлопа, содержащий множество дефлекторов, сообщающихся с выхлопным каналом. Пропускают охлаждающий воздух через проход для охлаждающего воздуха для отвода тепла от глушителя выхлопа. При этом в первом варианте охлаждающий воздух всасывают в проход из отверстия, смежного с открытым кормовым концом выхлопного канала и выпускают охлаждающий воздух в передний конец выхлопного канала. В другом варианте воздух пропускают из переднего конца прохода в выпускное отверстие в открытом кормовом конце выхлопного канала. Изобретения позволяют повысить эффективность подавления шума газотурбинного двигателя без увеличения массы изолирующего материала. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, ротор и статор турбины. Турбина содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним. Ротор турбины выполнен с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним. Статор турбины содержит по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними и систему регулирования радиального зазора, содержащую 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. Способ регулирования радиального зазора в турбине включает охлаждение ротора и статора. Измеряют радиальный зазор и в зависимости от его величины производят изменение расхода воздуха для охлаждения статора турбины. Расход воздуха для охлаждения ротора турбины дискретно изменяют в зависимости от режима работы ГТД. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги, повышение КПД и надежности двигателя. 2 н.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к статорам турбин высокого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины включает установленные на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата и передний хвостовик упругого фланца, а также диафрагму. Диафрагма закреплена болтовым соединением на опоре соплового аппарата своим внешним радиальным ребром. Внутренним радиальным ребром диафрагма соединена болтовым соединением с внешним и внутренним сотовыми фланцами и с задним хвостовиком упругого фланца. Центральная часть диафрагмы между внешним и внутренним ребрами выполнена упругой в радиальном направлении и цилиндрической в поперечном сечении, выпуклой в сторону внешнего сотового фланца. Между упругим фланцем и опорой соплового аппарата установлен Г-образный в поперечном сечении фланец, образующий совместно с опорой соплового аппарата щелевую кольцевую полость. Кольцевая полость на входе соединена с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через каналы в опоре соплового аппарата - с воздушной полостью статора, образованной опорой соплового аппарата, упругим фланцем и диафрагмой. Величина отношения расстояния между болтовыми соединениями крепления диафрагмы к радиусу цилиндрической внутренней поверхности диафрагмы составляет 3…4. Изобретение позволяет повысить надежность статора турбины высокого давления. 1 ил.

Изобретение относится к энергетике. Комплекс специальной автоматики взрывозащиты газотурбинной установки, обеспечивающий безопасность эксплуатации горячего газотурбинного двигателя, позволяющий при инциденте с несанкционированным отключением продувки воздухом отсека газотурбиной установки с минимальными затратами предотвратить контакт взрывоопасной смеси, которая может высвободиться, с поверхностью горячих компонентов корпуса газотурбинного двигателя, у которых максимальная температура может превышать температуру самовоспламенения используемых в технологическом процессе горючих веществ, до их охлаждения до безопасных температур. Изобретение позволяет обеспечить безопасную эксплуатацию невзрывозащищенных горячих газотурбинных двигателей. 4 з.п. ф-лы, 2 ил., 2 табл.

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, в наружном корпусе которой установлены сопловая лопатка и ниже по потоку газа разрезное секторное кольцо, а также рабочая лопатка и уплотнительные гребешки на верхней полке. Полка образует с внутренней поверхностью разрезного кольца лабиринтное уплотнение. Между корпусом турбины и осевым кольцевым выступом стопорного кольца сопловой лопатки установлена лента с образованием кольцевых замкнутых полостей между лентой и корпусом. Разрезное кольцо выполнено с коническим, направленным к сопловой лопатке ребром с образованием кольцевой воздушной полости. На входе полость соединена с воздушной полостью охлаждения сопловой лопатки, а на выходе - с проточной частью турбины через щелевую кольцевую полость. Кольцевая полость образована верхней полкой сопловой лопатки и коническим ребром. Щелевая полость расположена с внутренней стороны от верхней полки рабочей лопатки. Отношение шага кольцевых микрогребешков на внутренней поверхности разрезного кольца к радиальному зазору между передним по потоку гребешком на верхней полке рабочей лопатки и разрезным кольцом составляет 1…2. Отношение высоты кольцевых микрогребешков к радиальному зазору 0,8…1,8. Отношение длины торцевой поверхности кольцевого микрогребешка к радиальному зазору 0,3…0,8. Отношение радиального зазора между задним по потоку гребешком на верхней полке рабочей лопатки и разрезным кольцом к радиальному зазору между передним по потоку гребешком на верхней полке рабочей лопатки и разрезным кольцом 1,5…2,5. Изобретение позволяет повысить надежность турбины. 2 ил.

Высокотемпературный газотурбинный двигатель включает турбину, в которой внутренняя полость охлаждаемой сопловой лопатки второй ступени на входе через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха соединена с промежуточной ступенью компрессора. Рабочая лопатка второй ступени турбины выполнена охлаждаемой с внутренней полостью, на входе соединенной с промежуточной ступенью компрессора через дополнительную заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха. Отношение проходной площади Fс.взл. заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку второй ступени на взлетном режиме к проходной площади Fс.кр. заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку второй ступени на крейсерском режиме находится в пределах 1,5…2,5. Отношение проходной площади Fр.взл. заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на рабочую лопатку второй ступени на взлетном режиме к проходной площади Fp.кр. заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на рабочую лопатку второй ступени на крейсерском режиме находится в пределах 2…4. Изобретение направлено на повышение надежности и экономичности высокотемпературного газотурбинного двигателя путем уменьшения расхода воздуха на охлаждение рабочей лопатки второй ступени турбины на крейсерском режиме работы газотурбинного двигателя по отношению к взлетному режиму. 1 ил.
Наверх