Газотурбинный двигатель



Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2573094:

АЛЬСТОМ ТЕКНОЛОДЖИ ЛТД (CH)

Газотурбинный двигатель включает в себя компрессор, осуществляющий сжатие воздуха, поступающего из воздухозаборника, камеру сгорания, в которой осуществляется сжигание топлива с использованием сжатого воздуха, в результате чего вырабатывается горячий газ, и турбину. Турбина имеет ротор или вал с турбинными лопатками, проходя через которые горячий газ расширяется, выполняя при этом работу. Предусмотрены первые средства для охлаждения турбинных лопаток сжатым охлаждающим воздухом, содержащие по меньшей мере одну отдельную ступень компрессора, обеспечивающую сжатие охлаждающего воздуха независимо от основного компрессора. По меньшей мере одна ступень компрессора встроена в ротор или вал. По меньшей мере одна ступень компрессора установлена непосредственно за лопатками ротора последней ступени турбины по направлению потока. По меньшей мере одна ступень компрессора получает массовый расход охлаждающего воздуха из полости подшипника ротора, и по меньшей мере одна ступень компрессора подает основную часть массового расхода сжатого охлаждающего воздуха на лопатки ротора последней ступени турбины для их охлаждения. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Настоящее изобретение относится к технологии газотурбинных двигателей. Оно относится к газотурбинному двигателю, согласно п.1 формулы изобретения.

Вследствие высоких термических и механических напряжений, имеющих место в газотурбинных двигателях, необходимо обеспечивать подвод охлаждающего воздуха к большей части лопаток ротора и статора турбины. Для того чтобы обеспечить правильное охлаждение лопаток, необходимо иметь достаточно высокий перепад давлений между давлением охлаждающего воздуха и давлением горячего газа в канале, где он проходит. Воздух для охлаждения отбирается в специально предназначенных для этого точках отбора в осевом компрессоре газотурбинного двигателя. С помощью системы трубопроводов данный воздух подводится к отдельным лопаткам турбины. Важным моментом при разработке конструкции газотурбинного двигателя является правильный выбор уровня давления в точках отбора воздуха, чтобы он соответствовал требуемому уровню давления воздуха в тех местах турбины, которые будут охлаждаться.

Очень упрощенная схема охлаждаемого таким образом газотурбинного двигателя приведена на Фиг.1. Газотурбинный двигатель 10 на Фиг.1 включает в себя компрессор 12, сжимающий воздух, поступающий в него из воздухозаборника 11, камеру сгорания 13, в которой производится сжигание топлива 14 с использованием сжатого воздуха, в результате чего образуется горячий газ, и турбину 15, оснащенную турбинными лопатками, проходя через которые горячий газ расширяется, выполняя при этом работу, а затем отводится через выходной газовый канал 17 для отработанного газа; при этом воздух для охлаждения турбины 15 отбирается от компрессора 12 и подводится к турбине 15 по воздухопроводу 18 системы охлаждения. Отбор и подвод воздуха в данном случае могут выполняться в различных точках компрессора 12 или турбины 15. С целью понижения температуры охлаждающего воздуха в воздухопроводе 18 системы охлаждения может быть предусмотрено дополнительное охлаждающее устройство 19.

На последних ступенях турбины (по направлению потока газа) превалирует довольно низкий уровень давления. Кроме того, тепловые нагрузки, как правило, настолько малы, что охлаждение данных ступеней турбины требуется редко. Тем не менее, если активное охлаждение последних ступеней турбины требуется, по соображениям стоимости, в большинстве случаев, в качестве точки отбора используются точки отбора активно охлаждаемых находящихся рядом ступеней более высокого давления. Но поскольку данный уровень давления, однако, является более высоким, чем тот, который требуется, и производится дросселирование давления с целью уменьшения объема охлаждающего воздуха, при сжатии газа производится больший объем работы, чем требуется. Эта дополнительная работа в результате дросселирования давления является потерей в балансе.

Создание отдельных точек отбора воздуха или использование внешних охлаждающих устройств (компрессоров, вентиляторов, и т.п.) в большинстве случаев не имеет смысла по причине стоимости.

В US 2578,481 раскрыт газотурбинный двигатель, в котором между компрессором и турбиной предусмотрен промежуточный корпус с установленным в нем центробежным компрессором, в который подается охлаждающий воздух под давлением, служащий для охлаждения подшипника вала ротора, диска турбины и внешнего несущего кольца лопаток ротора турбины. Охлаждение лопаток статора и/или ротора турбины с помощью вспомогательного компрессора не предусмотрено.

В US 4005572 предлагается организовать дополнительные лопатки на задней стороне ротора турбины газотурбинного двигателя с целью введения дополнительного охлаждающего воздуха и направления его в турбину вместе с горячим газом. Охлаждение лопаток турбины с помощью вспомогательных лопаток в данном случае также не предусматривается.

Цель изобретения заключается в создании газотурбинного двигателя, свободного от недостатков, связанных с охлаждением известных газовых турбин, и отличающегося повышенной эффективностью.

Достижение этой и других целей изобретения обеспечивается общей совокупностью признаков п.1 формулы настоящего изобретения.

Настоящее изобретение представляет собой газотурбинный двигатель, включающий в себя компрессор, осуществляющий сжатие воздуха, поступающего в него через воздухозаборный тракт, камеру сгорания, в которой производится сжигание топлива вместе со сжатым воздухом, в результате чего получается горячий газ, а также турбину, оснащенную лопатками, проходя через которые, указанный выше горячий газ расширяется и совершает работу; в данном газотурбинном двигателе предусмотрены первые средства для охлаждения турбинных лопаток сжатым охлажденным воздухом, отличающийся тем, что вышеупомянутые первые средства включают в себя по меньшей мере одну отдельную ступень компрессора, вырабатывающую охлажденный сжатый воздух независимо от основного компрессора.

Один из возможных вариантов осуществления настоящего изобретения отличается тем, что за турбиной (по направлению потока) установлена по меньшей мере одна ступень компрессора.

Еще один вариант осуществления настоящего изобретения отличается тем, что вышеупомянутая турбина имеет ротор или вал, а также тем, что на данном валу (роторе) установлена по меньшей мере одна ступень компрессора.

В соответствии с еще одним вариантом осуществления изобретения, вышеупомянутая по меньшей мере одна ступень компрессора представляет собой центробежный компрессор.

Еще один вариант осуществления изобретения отличается тем, что данная по меньшей мере одна ступень компрессора установлена непосредственно за лопатками ротора последней ступени (по направлению потока) турбины, а также тем, что массовый расход охлаждающего воздуха в данную ступень компрессора поступает из полости подшипника ротора, и тем, что данная по меньшей мере одна ступень компрессора подает массовый расход сжатого охлаждающего воздуха к лопаткам последней ступени турбины с целью их охлаждения.

Согласно еще одному варианту осуществления изобретения, вышеупомянутая по меньшей мере одна ступень компрессора подает частичный массовый расход сжатого охлаждающего воздуха для продувки уплотнительного зазора между ротором или валом и расположенным рядом статическим элементом газовой турбины.

Еще один вариант осуществления изобретения отличается тем, что вышеупомянутая по меньшей мере одна ступень компрессора имеет внешний кожух, и что частичный массовый расход воздуха подается через выходное отверстие, выполненное в данном кожухе.

В частности, предпочтительно, если основной массовый расход воздуха на выходе из по меньшей мере одной ступени компрессора отклоняется от радиального направления и начинает перемещаться в осевом направлении, и если ротор или вал имеет радиус выхода в этой точке.

Сущность настоящего изобретения пояснена ниже на основе примеров его осуществления и со ссылками на прилагаемые чертежи, где на

Фиг.1 - упрощенная схема существующего газотурбинного двигателя, в котором охлаждающий воздух, отбираемый из компрессора, используется для охлаждения турбины;

Фиг.2 - схема, аналогичная представленной на Фиг.1, показывающая газотурбинный двигатель, выполненный в соответствии с настоящим изобретением;

Фиг.3 - осевое сечение предлагаемой газовой турбины с отдельной ступенью компрессора, встроенной в ротор турбины, согласно одному из возможных примеров осуществления настоящего изобретения.

Настоящее изобретение заключается в интеграции отдельной ступени компрессора с валом газовой турбины с целью напрямую генерировать охлаждающий воздух только с требуемым уровнем давления. Таким образом, проектирование отдельных ступеней турбины можно производить оптимизированным образом, в соответствии с требованиями по охлаждению, без принятия во внимание необходимости охлаждения при сжатии основного массового расхода воздуха для горения. Создание необходимого уровня давления может быть достигнуто с помощью компрессоров всех имеющихся типов (осевыми, центробежными или центробежно-осевыми). Возможно также использование эффекта резкого возрастания давления при прохождении воздуха через простые каналы в роторе.

На Фиг.2 представлена схема, аналогичная показанной на Фиг.1, на которой показан в общем виде газотурбинный двигатель, выполненный в соответствии с одним из возможных вариантов осуществления настоящего изобретения. Газовая турбина 20 на Фиг.2 включает в себя те же самые основные элементы 11-17, что и газовая турбина на Фиг.1. Конструкция системы охлаждения турбина, однако, является другой. Для получения сжатого охлаждающего воздуха на роторе 16 за турбиной 15 установлена отдельная ступень 22 компрессора. Ступень 22 компрессора получает охлаждающий воздух из источника охлаждения 21 и подает его на турбину 15 через воздухопровод 23 системы охлаждения.

Конкретный вариант осуществления вышеуказанной отдельной ступени компрессора представлен на Фиг.3. Изображенный здесь способ осуществления относится к способу подачи охлаждающего воздуха к последней ступени осевой газовой турбины 30. Центробежный компрессор вместе с кожухом 26 встроены в турбинную часть ротора или вала 24 газотурбинного двигателя. Данный центробежный компрессор получает массовый расход охлаждающего воздуха 28 более низкого уровня давления из полости 27 подшипника ротора; давление этого воздуха в результате работы центробежного компрессора 25 повышается до требуемого уровня.

Основная часть 31 вышеуказанного массового расхода воздуха выходит из компрессора в точке поворота с радиусом выхода 29 и попадает на лопатки 32 ротора турбины, осуществляя их охлаждение. В описанном примере осуществления изобретения часть 33 массового расхода сжатого охлаждающего воздуха отбирается в точке выхода 34 кожуха 26 с целью продувки находящегося рядом уплотнительного зазора 35 между стационарным элементом 37 газовой турбины 30 и ротором 24, попадая затем в выходной газовый канал 36 газовой турбины 30. Кроме того, часть воздуха, поступающего в отдельный компрессор, встроенный внутрь устройства, может быть также использована для охлаждения любого другого статического и/или вращающегося элемента (в районе подшипника, корпуса и опорных элементов конструкции).

Перечень позиций

10, 20, 30 Газовая турбина

11 Воздухозаборник

12 Компрессор

13 Камера сгорания

14 Топливо

15 Турбина

16 Ротор

17 Выходной газовый канал

18, 23 Воздухопровод системы охлаждения

19 Охлаждающее устройство

21 Источник охлаждающего воздуха

22 Ступень компрессора

24 Ротор/вал

25 Центробежный компрессор

26 Кожух

27 Полость подшипника ротора

28 Массовый расход охлаждающего воздуха

29 Радиус выхода

31 Основная часть массового расхода

32 Лопатки ротора турбины

33 Часть массового расхода

34 Точка выхода (часть массового расхода)

35 Уплотнительный зазор

36 Выходной газовый канал

37 Стационарный элемент (статор)

1. Газотурбинный двигатель (20, 30), включающий в себя компрессор (12), осуществляющий сжатие воздуха, поступающего из воздухозаборника (11), камеру сгорания (13), в которой осуществляется сжигание топлива (14) с использованием сжатого воздуха, в результате чего вырабатывается горячий газ, и турбину (15), имеющую ротор или вал (16, 24) с турбинными лопатками (32), проходя через которые горячий газ расширяется, выполняя при этом работу, причем предусмотрены первые средства для охлаждения турбинных лопаток (32) сжатым охлаждающим воздухом, отличающийся тем, что первые средства содержат по меньшей мере одну отдельную ступень (22, 25) компрессора, обеспечивающую сжатие охлаждающего воздуха независимо от основного компрессора (12), причем по меньшей мере одна ступень компрессора (22, 25) встроена в ротор или вал (16, 24), по меньшей мере одна ступень (22, 25) компрессора установлена непосредственно за лопатками (32) ротора последней ступени турбины по направлению потока, по меньшей мере одна ступень (22, 25) компрессора получает массовый расход охлаждающего воздуха (28) из полости (27) подшипника ротора, и по меньшей мере одна ступень (22, 25) компрессора подает основную часть массового расхода (31) сжатого охлаждающего воздуха на лопатки (32) ротора последней ступени турбины для их охлаждения.

2. Газотурбинный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что по меньшей мере одна ступень (22, 25) компрессора установлена за турбиной по направлению потока.

3. Газотурбинный двигатель по п. 1 или 2, отличающийся тем, что по меньшей мере одна ступень компрессора (22, 25) выполнена в виде центробежного компрессора (25).

4. Газотурбинный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что по меньшей мере одна ступень (22, 25) компрессора выполнена так, что подает часть (33) массового расхода сжатого охлаждающего воздуха для продувки уплотнительного зазора (35) между ротором или валом (16, 24) и прилегающим стационарным элементом (37) газотурбинного двигателя (20, 30).

5. Газотурбинный двигатель по п. 4, отличающийся тем, что по меньшей мере одна ступень (22, 25) компрессора снабжена внешним кожухом (26), при этом часть (33) массового расхода воздуха подается через точку выхода в кожухе (26).

6. Газотурбинный двигатель по одному из пп. 1, 4 или 5, отличающийся тем, что основная часть (31) массового расхода воздуха на выходе по меньшей мере из одной ступени (22, 25) компрессора отклоняется и изменяет направление течения с радиального на осевое, причем на роторе или валу (16, 24) выполнен радиус выхода (29) в этой точке.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике. Устройство сегмента горячих газов для камеры сгорания газовой турбины, содержащее один сегмент горячих газов, установленный с возможностью съема на несущем элементе и подвергающийся со своей наружной стороны воздействию горячих газов и охлаждаемый инжекционным образом со своей внутренней стороны, при этом инжекционная пластина с множеством распределенных инжекционных отверстий расположена на расстоянии с внутренней стороны указанной инжекционной пластины, причем средство подачи охлаждающего воздуха предусмотрено для загрузки указанной инжекционной пластины находящимся под давлением охлаждающим воздухом для генерирования через указанные инжекционные отверстия струй охлаждающего воздуха.

Способ эксплуатации газовой турбины включает в себя сжатие рабочей текучей среды с помощью компрессора, перегрев сжатой рабочей текучей среды путем ее подачи в по меньшей мере одну камеру сгорания, последующее расширение перегретой сжатой рабочей текучей среды в по меньшей мере одной расширительной турбине с обеспечением выработки энергии.

Охлаждаемая турбина авиационного газотурбинного двигателя содержит рабочее колесо с установленными на нем рабочими лопатками с двумя контурами охлаждения, последовательно соединенные с воздушными каналами в рабочем колесе, с независимыми кольцевыми диффузорными каналами, сопловые лопатки и теплообменник.

Устройство инжектирования топлива для кольцевой камеры сгорания турбомашины содержит контур управления, постоянно питающий инжектор, выходящий открывающийся в первую трубку Вентури, и многоточечный контур.

Устройство впрыска топлива для кольцевой камеры сгорания турбомашины содержит основную систему, постоянно питающую инжектор, открывающийся в первую трубку Вентури, и многоточечную систему, прерывисто питающую инжекторные отверстия.

Турбореактивный двигатель содержит впускной канал потока воздуха охлаждения диска турбины высокого давления, открывающийся в полость. Полость является по существу изолированной с входной стороны от полости, в которой циркулирует поток воздуха, отбираемый с выхода компрессора высокого давления, первым лабиринтным уплотнением и с выходной стороны от полости, сообщающейся с первичным каналом турбореактивного двигателя, вторым лабиринтным уплотнением.

Структура ударного воздействия в системе ударного охлаждения имеет отверстия для ударного воздействия, выполненные с обеспечением пропускания потока охладителя и направления полученных струй охладителя на целевую поверхность, расположенную напротив указанной структуры, через образованную между ними полость.

Способ охлаждения газотурбинного двигателя (ГТД), заключающийся в понижении температуры воздуха, используемого для охлаждения ГТД. Понижение температуры воздуха осуществляется в турбохолодильной установке (ТХУ) и включает сжатие воздуха, используемого при охлаждении, в компрессоре с последующим его охлаждением в теплообменнике и турбодетандере.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления с сопловым аппаратом. Внутренние полости соплового аппарата примыкают к стенкам охлаждаемых сопловых лопаток, соединены с полостью отбора охлаждающего воздуха и отделены от магистрали наддува междисковой полости с помощью транзитных трубок.

Высокотемпературная газовая турбина содержит рабочую лопатку первой ступени, первую сопловую лопатку и установленную на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата.

Способ охлаждения лопаток турбин газотурбинной установки осуществляют с помощью контура охлаждения. Контур охлаждения выполнен в виде электропроводящей схемы, элементы которой размещают на конструктивных элементах турбины с образованием катода путем нанесения термоэмиссионного слоя на лопатки из электропроводящего материала, эмитирующего электроны в рабочее тело при нагреве, и анода, который укрепляют через слой электроизоляции внутри корпуса, например на внутренней стенке корпуса, и воспринимающего электроны эмиссии из рабочего тела. Электропроводящую схему образуют последовательным соединением анода и катода через электрическую нагрузку, токосъем, вал, ротор и лопатки турбины. Температуру анода поддерживают ниже температуры эмиссионного слоя лопаток турбины путем охлаждения анода в месте его установки на конструктивных элементах турбины. Изобретение направлено на снижение температуры лопаток турбин, повышение КПД и надежности газотурбинной установки. 1 ил.

Изобретение относится к двигателю внутреннего сгорания, содержащему по меньшей мере одну турбину с жидкостным охлаждением, в котором турбина, содержащая кожух, снабжена по меньшей мере одной рубашкой охлаждения, встроенной в кожух для формирования системы жидкостного охлаждения. Рассмотрен способ охлаждения, по меньшей мере, одной турбины указанного двигателя внутреннего сгорания. Предлагается обеспечить двигатель внутреннего сгорания описанного выше типа оптимизированным в отношении турбины. Указанная задача достигается в двигателе внутреннего сгорания упомянутого типа, характеризующимся тем, что, по меньшей мере, одна рубашка охлаждения, встроенная в кожух, относится к масляному контуру. Изобретение обеспечивает уменьшение теплопередачи в кожухе турбины за счет использования масла. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 1 ил.

Устройство охлаждения лопаток турбины газотурбинной установки включает рабочие и сопловые лопатки с элементами их подключения к системе охлаждения. Система охлаждения представляет собой электропроводящую схему, соединяющую анод и катод. Катод выполнен в виде рабочих и сопловых лопаток из электропроводящего материала и нанесенного на их поверхность эмиссионного слоя из электропроводящего материала, характеризующегося низкой работой выхода электронов при нагреве. Анод выполнен в виде выполненного из электроновоспринимающего материала элемента, воспринимающего электроны из потока рабочего тела. В электропроводящей схеме между анодом и катодом электрически последовательно располагаются токовывод, электрическая нагрузка. Анод располагается через слой электроизоляции на внутренней стенке корпуса ГТУ. Снаружи стенки корпуса ГТУ напротив места установки анода в тепловом контакте с ним через стенку корпуса ГТУ установлен охлаждающий элемент с каналами циркуляции охлаждающего вещества, подключенный к компрессору ГТУ. Изобретение обеспечивает снижение температуры рабочих и сопловых лопаток турбины при одновременном повышении температуры рабочего тепла перед турбиной и повышение КПД ГТУ в целом. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к паровым и газовым турбинам. Турбина с нагревом проточной части, по меньшей мере, включает в себя корпус с каналом для газа или жидкости нагрева проточной части, ротор, рабочие лопатки; входной патрубок для газа или жидкости нагрева проточной части, выходной патрубок для газа или жидкости нагрева проточной части; входной патрубок рабочего тела, выходной патрубок рабочего тела, подшипниковый узел, концевое уплотнение. Все детали проточной части, включая корпус турбины с каналом для газа или жидкости нагрева проточной части, выполняются для увеличения поверхности теплообмена с трубками, ребрами, с целью нагрева рабочего тела в процессе расширения его в турбине, следовательно, получения изотермического процесса расширения в турбине. Изобретения направлено на увеличение КПД паровых и газовых турбоустановок, как следствие, повышение экономической эффективности. 3 ил. .
Наверх