Способ охлаждения турбинной ступени и газовая турбина, включающая в себя охлаждаемую турбинную ступень


 


Владельцы патента RU 2591751:

СИМЕНС АКЦИЕНГЕЗЕЛЛЬШАФТ (DE)

Газовая турбина включает в себя охлаждаемую турбинную ступень (8), имеет эксплуатируемую с охлаждением охлаждающей средой направляющую лопатку (11) и устройство (19-24) подачи охлаждающей среды для подачи охлаждающей среды внутрь направляющей лопатки (11). Лопатка в области своей задней кромки (16) на своей напорной стороне (18) имеет по меньшей мере одно отверстие (25) для выхода охлаждающей среды, через которое охлаждающая среда может вытекать изнутри направляющей лопатки (11) в главное течение. Устройство (19-24) подачи охлаждающей среды имеет устройство (20) управления массовым потоком для управления массовым потоком через указанное по меньшей мере одно отверстие (25) для выхода охлаждающей среды, с помощью которого массовый поток через указанное по меньшей мере одно отверстие (25) для выхода охлаждающей среды в режиме частичной нагрузки газовой турбины (1) может увеличиваться по сравнению с режимом полной нагрузки газовой турбины (1). Достигается усиление действия направляющих лопаток при частичных нагрузках. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение касается газовой турбины, включающей в себя турбинную ступень, которая имеет направляющую лопатку, эксплуатируемую с охлаждением охлаждающей средой, и устройство подачи охлаждающей среды для подачи охлаждающей среды внутрь направляющей лопатки, и способа охлаждения турбинной ступени.

Газовая турбина, например, на электростанции для выработки электрической энергии, соединена с генератором и эксплуатируется как в режиме частичной нагрузки, так и в режиме полной нагрузки при одной той же частоте вращения. Газовая турбина имеет компрессор, топочную камеру и турбину, при этом компрессором всасывается и сжимается окружающий воздух, который нагревается в топочной камере при сжигании топлива. Нагретый и сжатый воздух расширяется в турбине, совершая работу, причем за счет полученного при этом избытка работы осуществляется привод генератора. Традиционно турбина имеет осевую конструкцию, при этом ряды направляющих лопаток и ряды рабочих лопаток расположены в направлении главного течения, чередуясь, друг за другом. Для достижения как можно более высокого термодинамического коэффициента полезного действия газовой турбины следует стремиться к тому, чтобы эксплуатировать газовую турбину при как можно более высокой температуре на входе турбины. Максимально допустимая температура на входе турбины получается из термической допустимой нагрузки турбины, в частности, рядов направляющих лопаток и рядов рабочих лопаток.

Повышение максимально допустимой температуры на входе турбины возможно тогда, когда, например, первый ряд направляющих лопаток непосредственно за выходом топочной камеры охлаждается. Для охлаждения ряда направляющих лопаток, например, из GB 1338354 и GB 938247 известно, что направляющие лопатки выполняются полыми, и через них пропускается охлаждающий воздух, который, например, забирается от компрессора.

При эксплуатации газовой турбины в режиме частичной нагрузки температура на входе турбины и общая степень сжатия газовой турбины по сравнению с режимом полной нагрузки газовой турбины понижаются, из-за чего термодинамический коэффициент полезного действия газовой турбины в режиме частичной нагрузки негативным образом снижен. Кроме того, в режиме частичной нагрузки газовой турбины уменьшен общий массовый поток главного течения через газовую турбину, из-за чего негативным образом относительные углы набегания потока на рабочие лопатки турбины, в частности, рабочих лопаток турбины ряда рабочих лопаток за первым рядом направляющих лопаток, отличаются от углов набегания потока в расчетном состоянии. Это приводит в режиме частичной нагрузки газовой турбины к неправильному набеганию потока на рабочие лопатки турбины, из-за чего совершение работы в рабочих лопатках турбины негативным образом снижено. Кроме того, при режиме частичной нагрузки газовой турбины подача топлива в топочную камеру снижена, из-за чего температура воспламенения в газовой турбине понижается. Из-за этого в топочной камере могут возникать негативные явления нестабильности сжигания, которые ухудшают эксплуатацию и степень использования газовой турбины в режиме частичной нагрузки.

Когда газовая турбина, начиная из режима полной нагрузки, переводится в режим частичной нагрузки, то степени сжатия отдельных ступеней и вместе с тем общая степень сжатия газовой турбины понижаются, и температура выхлопных газов повышается при, по существу, не изменяющейся температуре на входе турбины. При этом может наступать рабочее состояние, в котором температура выхлопных газов превышает максимально допустимое наибольшее значение. Адекватной реакцией на это в этом режиме частичной нагрузки было бы понижение температуры на входе турбины, чтобы температура выхлопных газов снова была равна или меньше ее максимально допустимого наибольшего значения, что, впрочем, негативным образом сопровождается понижением термодинамического коэффициента полезного действия газовой турбины.

Расход вторичного воздуха по GB 1338354 задается расходом охлаждающего воздуха, который необходим при номинальной нагрузке. Тогда за счет опускания температуры при частичной нагрузке может экономиться часть охлаждающего воздуха. Сэкономленная доля затем выдувается подобно «jet flap air» (воздуху реактивного закрылка) на задней кромке направляющих лопаток с целью влияния на изменение направления. Изменение расхода вторичного воздуха в зависимости от рабочего состояния в GB 1338354 не предусмотрено. По GB 938247 может быть, однако, предусмотрено отключение охлаждения направляющих лопаток турбины.

Задачей изобретения является создать газовую турбину и способ охлаждения турбинной ступени газовой турбины, при котором газовая турбина в области частичной нагрузки может стабильно эксплуатироваться при высоком термодинамическом коэффициенте полезного действия.

Предлагаемая изобретением газовая турбина, включающая в себя одну турбинную ступень, имеет эксплуатируемую с охлаждением охлаждающей средой направляющую лопатку и устройство подачи охлаждающей среды для подачи охлаждающей среды внутрь направляющей лопатки, которая в области своей задней кромки на напорной стороне имеет по меньшей мере одно отверстие для выхода охлаждающей среды, через которое охлаждающая среда может вытекать изнутри направляющей лопатки в главное течение, при этом устройство подачи охлаждающей среды имеет устройство управления массовым потоком для управления массовым потоком через указанное по меньшей мере одно отверстие для выхода охлаждающей среды, с помощью которого массовый поток через указанное по меньшей мере одно отверстие для выхода охлаждающей среды в режиме частичной нагрузки газовой турбины может увеличиваться по сравнению с режимом полной нагрузки газовой турбины. Предлагаемый изобретением способ охлаждения турбинной ступени газовой турбины включает в себя следующие шаги: эксплуатация газовой турбины в режиме частичной нагрузки; управление устройством управления массовым потоком, чтобы массовый поток через указанное по меньшей мере одно отверстие для выхода охлаждающей среды был повышен по сравнению с массовым потоком через указанное по меньшей мере одно отверстие для выхода охлаждающей среды в режиме полной нагрузки газовой турбины.

Направляющая лопатка, эксплуатируемая с охлаждением охлаждающей средой, рассчитана таким образом, что она в режиме полной нагрузки при подаче соответственно достаточно большого массового потока охлаждающей среды в расчетной точке с может эксплуатироваться с достаточно долгим сроком службы. При расчете направляющей лопатки учтено, что массовый поток охлаждающей среды имеет такую величину, что охлаждающее действие охлаждающей среды на направляющую лопатку препятствует термической перегрузке направляющей лопатки. Профилирование направляющей лопатки выбрано так, что с учетом охлаждающего действия охлаждающей среды и ее аэродинамического влияния направляющая лопатка в расчетной точке выполняет заданные расчетные требования.

Благодаря вытеканию охлаждающей среды на напорной стороне через указанное по меньшей мере одно отверстие для выхода охлаждающей среды в области задней кромки направляющей лопатки действие направляющей лопатки по изменению направления усилено, по сравнению с действием направляющей лопатки по изменению направления при меньшем или отсутствующем вытекании охлаждающей среды через указанное по меньшей мере одно отверстие для выхода охлаждающей среды в области задней кромки направляющей лопатки. То есть когда с помощью устройства управления массовым потоком при эксплуатации газовой турбины повышается массовый поток охлаждающей среды, которая на напорной стороне вытекает из указанного по меньшей мере одного отверстия для выхода охлаждающей среды, как следствие усиливается действие направляющей лопатки по изменению направления.

Повышение массового потока охлаждающей среды не требовалось бы с точки зрения необходимого эффекта охлаждения охлаждающей средой. Повышение массового потока охлаждающей среды способствует усилению действия направляющей лопатки по изменению направления. Таким образом, при эксплуатации направляющей лопатки при повышенном массовом потоке охлаждающей среды, которая на напорной стороне стекает с направляющей лопатки в области ее задней кромки, угол изменения направления направляющей лопаткой может устанавливаться путем соответствующего выбора массового потока охлаждающей среды, хотя направляющая лопатка эксплуатируется, будучи достаточно охлаждаемой охлаждающей средой.

Это, в частности, предпочтительно в режиме частичной нагрузки газовой турбины, при котором действие направляющей лопатки по изменению направления негативном образом снижено. Этому снижению можно предпочтительно противодействовать, когда с помощью устройства управления массовым потоком для управления массовым потоком через указанное по меньшей мере одно отверстие для выхода охлаждающей среды массовый поток через указанное по меньшей мере одно отверстие для выхода охлаждающей среды в режиме частичной нагрузки газовой турбины увеличивается по сравнению с режимом полной нагрузки газовой турбины. Благодаря этому в режиме частичной нагрузки газовой турбины действие направляющей лопатки по изменению направления может предпочтительно увеличиваться, при этом направляющая лопатка все же охлаждена в достаточной мере. Кроме того, путем соответствующего манипулирования устройством управления массовым потоком массовый поток охлаждающей среды через указанное по меньшей мере одно отверстие для выхода охлаждающей среды может юстироваться таким образом, что степень сжатия ступени повышается посредством направляющей лопатки и рабочей лопатки. Повышение степени сжатия ступени позволяет повышать температуру на входе турбины при не изменяющейся температуре выхлопных газов, что сопровождается повышением термодинамического коэффициента полезного действия и удельной мощности газовой турбины.

Предпочтительным образом устройство управления массовым потоком имеет дроссельный клапан для управления массовым потоком, а направляющая лопатка в режиме полной нагрузки рассчитана на дросселируемый дроссельным клапаном массовый поток охлаждающей среды. Кроме того, предпочтительно, чтобы направляющая лопатка в режиме частичной нагрузки была рассчитана на не дросселируемый дроссельным клапаном массовый поток охлаждающей среды. Охлаждающая среда предпочтительно представляет собой компрессорный конечный воздух, а устройство управления массовым потоком предпочтительно питается компрессорным конечным воздухом от конца компрессора.

Компрессорный конечный воздух предпочтительно в режиме частичной нагрузки газовой турбины направляется по топочной камере. Компрессорный конечный воздух в режиме частичной нагрузки газовой турбины направляется по топочной камере, например, для того, чтобы при снижении температуры на входе турбины избегать слишком сильного падения температуры воспламенения и препятствовать явлениям нестабильности сжигания. Направляемый в режиме частичной нагрузки по топочной камере компрессорный конечный воздух является избыточным и, таким образом, предоставляется устройству подачи охлаждающей среды для охлаждения направляющих лопаток.

В режиме частичной нагрузки устройство управления массовым потоком предпочтительно эксплуатируется без дросселирования, при этом направляемый по топочной камере компрессорный конечный воздух применяется для охлаждения направляющей лопатки. Если, напротив, газовая турбина эксплуатируется при полной нагрузке, то дроссельный клапан устройства управления массовым потоком прикрыт, благодаря чему массовый поток охлаждающей среды снижен. Это снижение массового потока охлаждающей среды предпочтительно должно выбираться так, чтобы всегда обеспечивалось как достаточное охлаждение, так и достаточное действие направляющей лопатки по изменению направления при эксплуатации газовой турбины.

Направляющая лопатка предпочтительно имеет вход для охлаждающей среды, через который охлаждающая среда может втекать внутрь направляющей лопатки, и резервуар для охлаждающей среды, с помощью которого на входе охлаждающей среды устройством управления массовым потоком обеспечивается охлаждающая среда. Резервуар для охлаждающей среды предпочтительно служит в качестве буферной емкости для охлаждающей среды, так что резервуаром для охлаждающей среды, в частности, может компенсироваться сильная неустановившаяся потребность направляющей лопатки в охлаждающей среде. Кроме того, в резервуаре для охлаждающей среды уровень скоростей течения низок, так что гидравлические потери в резервуаре для охлаждающей среды малы.

Предпочтительным образом устройство управления массовым потоком питается от сборной камеры (или, иначе говоря, от «plenum») компрессора газовой турбины. В сборную камеру («plenum») компрессора, в частности, направляется та доля компрессорного конечного воздуха, которая в режиме частичной нагрузки газовой турбины направляется по топочной камере. Кроме того, в сборной камере («plenum») компрессора действует конечное давление компрессора, так что в сборной камере («plenum») компрессора обеспечивается охлаждающая среда с достаточно высоким давлением для соответствующего дросселирования предпочтительно с помощью дроссельного клапана.

Охлаждаемая направляющая лопатка предпочтительно является первой, расположенной непосредственно ниже по потоку от топочной камеры газовой турбины, направляющей лопаткой первой турбинной ступени газовой турбины. Кроме того, в соответствии с предлагаемым изобретением способом предпочтительно, чтобы массовый поток устанавливался таким образом, чтобы режим частичной нагрузки газовой турбины был оптимизирован в отношении термодинамического коэффициента полезного действия, и/или угла набегания потока на рабочую лопатку, расположенную ниже по потоку от направляющей лопатки, и/или температуры выхлопных газов турбины газовой турбины, и/или стабильности воспламенения в топочной камере газовой турбины.

Известным образом при уменьшающейся общей нагрузке газовой турбины понижается также абсолютное значение массового потока компрессора и абсолютные значения вторичных массовых потоков. Чтобы тогда все же добиваться более высокого расхода охлаждающего воздуха в режиме частичной нагрузки, при уменьшении нагрузки газовой турбины предусмотрен подъем процентного значения массового потока охлаждающей среды относительно массового потока, всасываемого компрессором. Это повышает относительный расход охлаждающей среды в режиме частичной нагрузки по сравнению с режимом полной нагрузки.

Ниже изобретение поясняется подробнее с помощью прилагаемого схематичного чертежа. На фигуре показано продольное сечение предлагаемого изобретением варианта осуществления газовой турбины в области топочной камеры и турбины.

Как видно из фигуры, газовая турбина 1 имеет корпус 2, в котором расположены компрессор (не показан), топочная камера 3 и турбина, имеющая несколько турбинных ступеней 8, 9. Ниже по потоку от конца компрессора расположен диффузор для изменения направления (не показан), впадающий в выполненный в виде полости в корпусе 3 сборная камера («plenum») 5 компрессора, в котором расположена топочная камера 3. При эксплуатации газовой турбины 1 компрессором всасывается окружающий воздух и сжимается до конечного давления компрессора. От конца компрессора компрессорный конечный воздух поступает во внутреннее пространство 4 топочной камеры 3 и смешивается с жидким или газообразным топливом. При этом во внутреннем пространстве 4 топочной камеры возникает горючая смесь, которая воспламеняется и сжигается в топочной камере 3. Сжигание во внутреннем пространстве 4 топочной камеры происходит, по существу, изобарно. На выходе 6 топочной камеры смесь имеет соответственно обусловленную сжиганием высокую температуру и через переходный канал 7 направляется к турбине газовой турбины 1.

У турбины на фигуре изображены первая турбинная ступень 8 и вторая турбинная ступень 9. Каждая турбинная ступень 8, 9 имеет ряд 10 направляющих лопаток и ряд 12 рабочих лопаток. Ряд 10 направляющих лопаток первой турбинной ступени 8 образован множеством одинаковых направляющих лопаток 11, расположенных по периметру на равных расстояниях. Ряд 12 рабочих лопаток первой турбинной ступени 8 образован множеством одинаковых рабочих лопаток 13, расположенных по периметру на равных расстояниях. Направляющие лопатки 11 и рабочие лопатки 13 выполнены в осевой конструкции. Направляющие лопатки 11 на своих радиально наружных концах удерживаются обоймой 14 направляющих лопаток. Рабочие лопатки 13 на своих радиально внутренних концах снабжены каждая ножкой лопатки, которая находится в зацеплении с геометрическим замыканием с ротором 15 газовой турбины 1. Каждая направляющая лопатка 11 имеет рабочую сторону лопатки с задней кромкой 16, передней кромкой, а также стороной всасывания (не показана) и напорной стороной 18. В области передних кромок направляющих лопаток 11 подводимая по переходному каналу 7 горячая газовая смесь поступает в первую турбинную ступень 8, причем эта горячая газовая смесь перенаправляется рядом 10 направляющих лопаток и в ряду 12 рабочих лопаток расширяется, отдавая работу.

Чем выше температура горячей газовой смеси на входе турбины, тем выше термодинамический коэффициент полезного действия газовой турбины 1. Пределы термических нагрузок материала направляющих лопаток 11 дают максимально допустимую температуру на входе турбины. Для повышения максимально допустимой температуры на входе турбины направляющие лопатки 11 при эксплуатации газовой турбины 1 охлаждаются, чтобы снизить термическую нагрузку на направляющие лопатки 11. Для этого направляющие лопатки 11 выполнены полыми, при этом через направляющие лопатки 1 протекает охлаждающая среда для охлаждения.

Газовая турбина в качестве устройства подачи охлаждающей среды имеет ответвленный трубопровод 19, дроссельный клапан 20, подводящий трубопровод 21, резервуар 22 для охлаждающей среды, вход 23 для охлаждающего воздуха и камеру 24, при этом дроссельный клапан 20 выполнен в качестве устройства управления массовым потоком. Ответвленный трубопровод 19 подсоединен к сборной камере («plenum») 5 компрессора проводящим жидкость соединением и через дроссельный клапан 20 переходит в подводящий трубопровод 21. Подводящий трубопровод 21 впадает в резервуар 22 для охлаждающей среды, который расположен радиально вне венца 10 направляющих лопаток и выполнен в виде кольцевой камеры. Непосредственно радиально с наружной стороны направляющих лопаток 11 и концентрически резервуару 24 для охлаждающей среды расположена камера 24, которая впадает во внутренние пространства направляющих лопаток 11. Радиальное расстояние между камерой 24 и резервуаром 22 для охлаждающей среды для каждой направляющей лопатки 11 перекрыто входом 23 для охлаждающего воздуха.

Компрессорный конечный воздух течет от конца компрессора через диффузор для изменения направления в сборную камеру («plenum») 5 компрессора, в котором компрессорный воздух помещен в качестве охлаждающей среды (охлаждающего воздуха). Из сборной камеры («plenum») 5 компрессора охлаждающий воздух отбирается с помощью ответвленного трубопровода 19. В зависимости от прикрытия дроссельного клапана 20, в ответвленном трубопроводе 19 и подводящем трубопроводе 21 получается соответствующий массовый поток охлаждающего воздуха. Из подводящего трубопровода 21 охлаждающий воздух течет в резервуар 22 для охлаждающего воздуха и помещается в резервуар 22 для охлаждающего воздуха. Давление охлаждающего воздуха в резервуаре 22 для охлаждающего воздуха получается, в частности, из массового потока охлаждающего воздуха, который вытекает через вход 23 для охлаждающего воздуха из резервуара 22 для охлаждающего воздуха, массового потока охлаждающего воздуха, который притекает через подводящий трубопровод 21 в резервуар 22 для охлаждающего воздуха, и положения прикрытия дроссельного клапана 20. Из резервуара 22 для охлаждающего воздуха охлаждающий воздух через вход 23 для охлаждающего воздуха течет в камеру 24, откуда охлаждающий воздух течет во внутренние пространства направляющих лопаток 11. Направляющие лопатки 11 в области своих задних кромок 16 на своих напорных сторонах 18 имеют каждая, по существу, радиально проходящий ряд отверстий 25 для выхода охлаждающего воздуха, через которые охлаждающий воздух вытекает изнутри направляющих лопаток 11 в главное течение.

Поперечные сечения ответвленного трубопровода 19, подводящего трубопровода 21 и входа 23 для охлаждающего воздуха имеют такие размеры, что направляющие лопатки 11 в режиме полной нагрузки газовой турбины 1 снабжаются таким высоким массовым потоком охлаждающего воздуха, что, когда дроссельный клапан 20 находится в определенном прикрытом положении, происходит достаточное охлаждение направляющих лопаток 11. При этом угол скоса потока на направляющих лопатках 11 устанавливается так, что набегание потока на рабочие лопатки 13 на их передних кромках 17 происходит под углом набегания потока, который соответствует расчетному углу набегания потока. При расчете направляющей лопатки 11 учтено, что массовый поток охлаждающего воздуха имеет такую достаточную величину, что охлаждающее действие охлаждающего воздуха на направляющие лопатки 11 препятствует термической перегрузке направляющей лопатки 11, и все же происходит оптимальное набегание потока на рабочие лопатки 13.

Благодаря вытеканию охлаждающего воздуха на напорной стороне через отверстие 25 для выхода охлаждающего воздуха в области задних кромок 16 направляющих лопаток 11 усиливается действие направляющих лопаток по изменению направления. При этом в режиме частичной нагрузки газовой турбины 1 прикрытый в режиме полной нагрузки дроссельный клапан 20 открыт, благодаря чему массовый поток охлаждающего воздуха через отверстия 25 для выхода охлаждающего воздуха повышен. Вследствие этого повышается действие направляющих лопаток 11 по изменению направления.

С точки зрения необходимого эффекта охлаждения охлаждающим воздухом такого рода повышение массового потока охлаждающего воздуха не требовалось бы. Повышение массового потока охлаждающего воздуха способствует дополнительно усилению действия направляющих лопаток 11 по изменению направления, благодаря чему угол изменения направления направляющих лопаток 11 может устанавливаться путем соответствующего выбора массового потока охлаждающего воздуха при манипулировании дроссельным клапаном 20.

В режиме частичной нагрузки газовой турбины, при котором действие направляющих лопаток 11 по изменению направления негативным образом снижено, дроссельный клапан 20 открывается, в экстремальном случае открывается полностью, благодаря чему массовый поток через отверстия 25 для выхода охлаждающего воздуха увеличивается. Благодаря этому в режиме частичной нагрузки газовой турбины 1 действие направляющих лопаток 11 по изменению направления предпочтительным образом увеличивается, при этом происходит оптимальное набегание потока на передние кромки 17 рабочих лопаток 13, и направляющие лопатки 11 охлаждаются в достаточной мере.

В режиме частичной нагрузки газовой турбины 1 в сборной камере («plenum») 5 компрессора имеется в распоряжении большее количество компрессорного воздуха, чем в режиме полной нагрузки, так как в режиме частичной нагрузки компрессорный конечный воздух направляется по топочной камере 3, чтобы при снижении температуры на входе турбины избегать слишком сильного падения температуры воспламенения и препятствовать явлениям нестабильности сжигания. Этот избыточный компрессорный конечный воздух предпочтительно имеется в распоряжении для подвода к направляющим лопаткам 11. В экстремальном режиме частичной нагрузки газовой турбины 1 дроссельный клапан 20 установлен в неприкрытое положение, так что к направляющим лопаткам 11 подается наибольший массовый поток охлаждающего воздуха. Если, напротив, газовая турбина 1 эксплуатируется при полной нагрузке, то дроссельный клапан прикрыт, благодаря чему массовый поток охлаждающего воздуха уменьшен. Это уменьшение массового потока охлаждающего воздуха должно выбираться так, чтобы всегда осуществлялись как достаточное охлаждение, так и достаточное действие направляющих лопаток 11 по изменению направления при эксплуатации газовой турбины 1.

Резервуар 22 для охлаждающего воздуха действует в качестве буферной емкости для охлаждающего воздуха, так что резервуаром 22 может компенсироваться сильно неустановившаяся потребность в охлаждающем воздухе газовой турбины 1. Кроме того, величина объема резервуара для охлаждающего воздуха выбрана так, что уровень скоростей течения в резервуаре для охлаждающего воздуха низок.

1. Способ охлаждения имеющей несколько направляющих лопаток (11) турбинной ступени (8) газовой турбины (1), направляющие лопатки (11) которой могут эксплуатироваться с охлаждением охлаждающей средой, и которая имеет устройство (19-24) подачи охлаждающей среды для подачи охлаждающей среды внутрь направляющих лопаток (11), при этом направляющая лопатка (11) в области своей задней кромки (16) на своей напорной стороне (18) имеет по меньшей мере одно отверстие (25) для выхода охлаждающей среды, через которое охлаждающая среда может вытекать изнутри направляющих лопаток (11) в главное течение,
при этом устройство (19-24) подачи охлаждающей среды имеет устройство (20) управления массовым потоком для управления массовым потоком через указанное по меньшей мере одно отверстие (25) для выхода охлаждающей среды,
включающий в себя этапы:
- эксплуатация газовой турбины (1) в режиме частичной нагрузки;
- управление устройством (20) управления массовым потоком, чтобы массовый поток через указанное по меньшей мере одно отверстие (25) для выхода охлаждающей среды повышался по сравнению с массовым потоком через указанное по меньшей мере одно отверстие (25) для выхода охлаждающей среды в режиме полной нагрузки газовой турбины (1),
причем устройство управления массовым потоком имеет дроссельный клапан (20) для управления массовым потоком, а направляющая лопатка (11) в режиме полной нагрузки рассчитана на дросселируемый дроссельным клапаном (20) массовый поток охлаждающей среды.

2. Способ по п. 1, при котором направляющая лопатка (11) в режиме частичной нагрузки рассчитана на не дросселируемый дроссельным клапаном массовый поток охлаждающей среды.

3. Способ по одному из пп. 1 или 2, при котором охлаждающая среда представляет собой компрессорный конечный воздух, а устройство (20) управления массовым потоком питается компрессорным конечным воздухом от конца компрессора.

4. Способ по п. 3, при котором компрессорный конечный воздух в режиме частичной нагрузки газовой турбины (1) направляется по топочной камере (3).

5. Способ по п. 1 или 2, при котором направляющая лопатка (11) имеет вход (23) для охлаждающей среды, через который охлаждающая среда может втекать внутрь направляющей лопатки (11), и резервуар (22) для охлаждающей среды, с помощью которого на входе (23) охлаждающей среды устройством (20) управления массовым потоком обеспечивается охлаждающая среда.

6. Способ по п. 3, при котором направляющая лопатка (11) имеет вход (23) для охлаждающей среды, через который охлаждающая среда может втекать внутрь направляющей лопатки (11), и резервуар (22) для охлаждающей среды, с помощью которого охлаждающая среда от устройства (20) управления массовым потоком направляется на вход (23) охлаждающей среды.

7. Способ по п. 4, при котором направляющая лопатка (11) имеет вход (23) для охлаждающей среды, через который охлаждающая среда может втекать внутрь направляющей лопатки (11), и резервуар (22) для охлаждающей среды, с помощью которого охлаждающая среда от устройства (20) управления массовым потоком направляется на вход (23) охлаждающей среды.

8. Способ по п. 5, при котором устройство (20) управления массовым потоком питается от сборника (5) компрессора газовой турбины (1).

9. Способ по п. 1 или 2, при котором направляющая лопатка является первой, расположенной непосредственно ниже по потоку от топочной камеры (3) газовой турбины (1) направляющей лопаткой (11) первой турбинной ступени (8) газовой турбины (1).

10. Способ по п. 3, при котором направляющая лопатка является первой, расположенной непосредственно ниже по потоку от топочной камеры (3) газовой турбины (1) направляющей лопаткой (11) первой турбинной ступени (8) газовой турбины (1).

11. Способ по п. 4, при котором направляющая лопатка является первой, расположенной непосредственно ниже по потоку от топочной камеры (3) газовой турбины (1) направляющей лопаткой (11) первой турбинной ступени (8) газовой турбины (1).

12. Способ по п. 5, при котором направляющая лопатка является первой, расположенной непосредственно ниже по потоку от топочной камеры (3) газовой турбины (1) направляющей лопаткой (11) первой турбинной ступени (8) газовой турбины (1).

13. Способ по п. 1 или 2, при котором массовый поток устанавливается таким образом, чтобы режим частичной нагрузки газовой турбины (1) был оптимизирован в отношении термодинамического коэффициента полезного действия, и/или угла набегания потока на рабочую лопатку, расположенную ниже по потоку от направляющей лопатки, и/или температуры выхлопных газов турбины газовой турбины (1), и/или стабильности воспламенения в топочной камере (3) газовой турбины (1).

14. Способ эксплуатации газовой турбины, включающей в себя турбинную ступень (8), которая имеет множество охлаждаемых охлаждающей средой направляющих лопаток (11), и включающей в себя устройство (19-24) подачи охлаждающей среды для подачи охлаждающей среды внутрь направляющих лопаток (11), которое в своей наружной поверхности имеет несколько отверстий (25) для выхода охлаждающей среды, через которые охлаждающая среда может вытекать изнутри направляющих лопаток (11) в главное течение,
причем устройство (19-24) подачи охлаждающей среды имеет устройство (20) управления массовым потоком для управления массовым потоком через указанные отверстия (25) для выхода охлаждающей среды, таким образом, что во время эксплуатации массовый поток охлаждающей среды имеет процентное значение относительно массового потока, всасываемого компрессором,
отличающийся тем этапом способа, что с уменьшением мощности газовой турбины это процентное значение повышается.

15. Газовая турбина, снабженная устройством для осуществления способа по одному из пп. 1-14.



 

Похожие патенты:

Устройство подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам высокотемпературной газовой турбины содержит аппарат закрутки охладителя и рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатками, в ножке хвостовика которых расположены приемные каналы, в совокупности образующие кольцевой приемный канал.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Газотурбинный двигатель включает компрессор и двухступенчатую турбину, компрессор низкого давления, на выходе которого установлен компрессор.

Изобретение относится к энергетике. Способ регулирования помпажа для газотурбинного двигателя, включающий в себя предоставление газотурбинного двигателя, имеющего компрессор, камеру сгорания, ниже по потоку от компрессора, с трактом горячих газов, турбину ниже по потоку от камеры сгорания, с трактом горячих газов, причём регулируют выпускной поток из компрессора, на основании контроля в целях регулирования для исключения условия помпажа, и направление выпускного потока по меньшей мере к одному из трактов горячих газов, чтобы обходить по меньшей мере часть камеры сгорания.

Противообледенительная система газотурбинного двигателя содержит теплообменник, установленный в проточной части двигателя перед входом в компрессор двигателя. Воздух, отбираемый за последней ступенью компрессора, через теплообменник подается в систему охлаждения турбины.

Газотурбинный двигатель содержит по меньшей мере одну охлаждаемую ступень турбины с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, системы охлаждения ротора и статора турбины, корпус турбины и систему регулирования радиального зазора.

Изобретение относится к энергетике. Турбина содержит первую внутреннюю стенку, вторую внутреннюю стенку, внутреннюю обшивку и защитный элемент.

Способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя включает охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура.

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.

Изобретение относится к системам охлаждения турбин двухконтурных газотурбинных двигателей воздушной средой. .

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

Изобретение относится к охлаждаемым рабочим лопаткам турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В охлаждаемой рабочей лопатке турбомашины между замковым соединением хвостовика и пером лопатки выполнена удлиненная ножка, внутренняя щелевая полость которой выполнена увеличенной высоты по отношению к высоте внутренней щелевой полости замкового соединения хвостовика лопатки.

Турбинный узел содержит полую аэродинамическую часть, имеющую по меньшей мере одну полость с по меньшей мере одной трубкой соударительного охлаждения, предназначенную для введения внутрь полости полой аэродинамической части и используемую для соударительного охлаждения, по меньшей мере, внутренней поверхности полости, и по меньшей мере одну платформу, расположенную на радиальном конце полой аэродинамической части, и по меньшей мере одну охлаждающую камеру, используемую для охлаждения по меньшей мере одной платформы, и которая расположена на противоположной полой аэродинамической части стороне платформы.

Охлаждаемая лопатка высокотемпературной турбины газотурбинного двигателя содержит во внутренней полости пера цилиндрические перемычки-турбулизаторы и радиальные ребра.

Устройство подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам высокотемпературной газовой турбины содержит аппарат закрутки охладителя и рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатками, в ножке хвостовика которых расположены приемные каналы, в совокупности образующие кольцевой приемный канал.

Охлаждаемая рабочая перфорированная лопатка турбины содержит перфорированную оболочку с охлаждающими отверстиями малого диаметра изогнутой формы. Средняя линия каждого из охлаждающих отверстий расположена в плоскости вдоль пера лопатки и нормальной к поверхности обвода профиля лопатки.

Устройство направляющих лопаток содержит внутреннюю платформу, полый аэродинамический профиль и направляющую. Внутренняя платформа выполнена со сквозным отверстием, образующим проточный канал для охлаждающей текучей среды.

Лопатка газовой турбины содержит хвостовик и перо лопатки с входной и выходной кромками и вершиной, систему каналов для охлаждающего воздуха, простирающихся от отверстия для охлаждающего воздуха в хвостовике посредством извилистого змеевидного канала к расположенному в зоне выходной кромки каналу у выходной кромки, имеющей выпуск для воздуха в выходной кромке, и обходной канал для воздуха.

Узел платформы для поддержки сопловой лопатки для газовой турбины содержит поверхность прохождения газа, расположенную так, чтобы контактировать с потоковым рабочим газом, по меньшей мере, один охлаждающий канал.

Лопатка, используемая в потоке текучей среды турбинного двигателя, содержит тонкостенное проходящее в радиальном направлении аэродинамическое тело лопатки, имеющее отстоящие по оси друг от друга переднюю и заднюю кромки и радиально наружную полку.

Компонент лопасти или лопатки для турбомашины содержит внутреннее пространство между двумя противоположными внутренними стенками компонента, образующими проток для охлаждающей текучей среды в направлении выпускного отверстия для текучей среды в задней кромке компонента, и множество ребер, выступающих из двух противоположных внутренних стенок, образуя множество каналов на каждой из двух противоположных внутренних стенок, чтобы направлять охлаждающую текучую среду в направлении задней кромки.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления процессом охлаждения компонентов турбины, при котором во время фазы туманного охлаждения для охлаждения компонентов турбины используется разбавленный водяным туманом воздушный поток.
Наверх