Газотурбинный двигатель с радиальным диффузором и укороченной средней частью



Газотурбинный двигатель с радиальным диффузором и укороченной средней частью
Газотурбинный двигатель с радиальным диффузором и укороченной средней частью
Газотурбинный двигатель с радиальным диффузором и укороченной средней частью
Газотурбинный двигатель с радиальным диффузором и укороченной средней частью
Газотурбинный двигатель с радиальным диффузором и укороченной средней частью
Газотурбинный двигатель с радиальным диффузором и укороченной средней частью
Газотурбинный двигатель с радиальным диффузором и укороченной средней частью
Газотурбинный двигатель с радиальным диффузором и укороченной средней частью

 


Владельцы патента RU 2631181:

СИМЕНС ЭНЕРДЖИ, ИНК. (US)

Промышленный газотурбинный двигатель (10) включает в себя: блок (80) трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания, имеющий множество отдельных проточных каналов, выполненных с конфигурацией, обеспечивающей возможность приема газообразных продуктов сгорания из соответствующих камер (82) сгорания и подачи газообразных продуктов сгорания вдоль прямолинейного проточного тракта со скоростью и ориентацией, подходящими для подачи непосредственно к первому ряду (56) турбинных лопаток (62); и диффузор (32) компрессора, имеющий поверхность (130, 140) для изменения направления, выполненную с конфигурацией, обеспечивающей возможность приема осевого потока сжатого воздуха и изменения направления осевого потока сжатого воздуха на радиальное направление наружу. Технический результат - обеспечение возможности использования более короткого вала ротора и, следовательно, улучшение аэродинамики в укороченных газотурбинных двигателях. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Изобретение относится к промышленным газотурбинным двигателям с блоками трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания, выполненными с конфигурацией, которая обеспечивает возможность использования более короткого вала ротора, и с радиальным диффузором, который обеспечивает улучшение аэродинамики в укороченных газотурбинных двигателях.

Промышленные газовые турбины (см., например, публикацию US 2011203282) используются главным образом для выработки электрической энергии, при этом другие газотурбинные двигатели могут иметь другие основные назначения. Например, авиационные газотурбинные двигатели спроектированы так, чтобы они были легкими, имели как можно меньшие размеры и обеспечивали движение воздушного судна. Газотурбинные двигатели на основе авиационных газовых турбин представляют собой авиационные газотурбинные двигатели, которые были модифицированы для выработки электрической энергии. Вследствие их исходного авиационного назначения двигатели на основе авиационных газовых турбин являются более легкими по сравнению с промышленными газотурбинными двигателями и, следовательно, переносными, но они являются менее робастными и вырабатывают меньше электрической энергии. При меньшей потребности в малом весе, портативности или аэродинамических свойствах промышленные газовые турбины, как правило, изготавливают из компонентов, предназначенных для работы в тяжелых условиях, при этом первоочередная задача состоит в обеспечении продолжительного срока службы двигателя и выработки электроэнергии. Это часто приводит к получению промышленного газотурбинного двигателя, который является более тяжелым и более объемным по сравнению с авиационными модификациями или модификациями на основе авиационных газовых турбин. Данные габариты приводят к более продолжительному сроку службы двигателя и большей выходной мощности, но также приводят к сложности и затратности проектирования и эксплуатации.

Согласно первому объекту настоящего изобретения создан промышленный газотурбинный двигатель, содержащий:

блок трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания, содержащий множество отдельных проточных каналов, выполненных с возможностью приема газообразных продуктов сгорания из соответствующих камер сгорания и подачи газообразных продуктов сгорания по прямолинейному проточному тракту со скоростью и ориентацией, подходящими для подачи непосредственно к первому ряду турбинных лопаток без направляющих лопаток, и кольцевую камеру, выполненную с возможностью объединения множества отдельных проточных каналов в один кольцевой проточный канал, определяющий границы кольцевого проточного тракта, расположенного по потоку непосредственно перед первым рядом турбинных лопаток; и

диффузор компрессора, расположенный на выходном конце осевого компрессора и выполненный с возможностью приема осевого потока сжатого воздуха из осевого компрессора, причем диффузор компрессора содержит наружную в радиальном направлении стенку диффузора, внутреннюю в радиальном направлении стенку диффузора и выходную часть диффузора между ними, при этом внутренняя в радиальном направлении стенка диффузора имеет поверхность для изменения направления, выполненную с возможностью приема осевого потока сжатого воздуха и изменения направления осевого потока сжатого воздуха на радиальное направление наружу по пути в обход кольцевой камеры,

причем осевой поток сжатого воздуха, выходящий из выходного конца осевого компрессора, представляет собой весь сжатый воздух, выходящий из выходного конца осевого компрессора,

при этом поверхность для изменения направления проходит в радиальном направлении относительно продольной оси промышленного газотурбинного двигателя за внутреннюю в радиальном направлении поверхность кольцевой камеры в камеру давления, окружающую блок трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания.

Предпочтительно длина секции сжигания между задним краем последнего ряда лопаток компрессора и передним краем первого ряда турбинных лопаток составляет не более 20% от длины двигателя между передним краем первого ряда лопаток компрессора и задним краем последнего ряда лопаток турбины.

Предпочтительно длина двигателя между передним краем первого ряда лопаток компрессора и задним краем последнего ряда лопаток турбины составляет, по меньшей мере, 5 метров, и длина секции сжигания между задним краем последнего ряда лопаток компрессора и передним краем первого ряда турбинных лопаток составляет менее 1 метра.

Предпочтительно длина двигателя между передним краем первого ряда лопаток компрессора и задним краем последнего ряда лопаток турбины составляет, по меньшей мере, 6 метров, и длина секции сжигания между задним краем последнего ряда лопаток компрессора и передним краем первого ряда турбинных лопаток составляет менее 1,2 метра.

Выходная мощность промышленного газотурбинного двигателя предпочтительно составляет менее 75 МВт.

Предпочтительно промышленный газотурбинный двигатель дополнительно содержит вал ротора, опирающийся на гидродинамические подшипники.

Предпочтительно диффузор компрессора перекрывает в аксиальном направлении блок трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания.

Предпочтительно поверхность для изменения направления является криволинейной, причем криволинейная поверхность для изменения направления изменяет направление осевого потока сжатого воздуха более чем на 90 градусов.

Предпочтительно поверхность для изменения направления является криволинейной, причем криволинейная поверхность для изменения направления изменяет направление осевого потока сжатого воздуха на направление, по существу параллельное продольной оси жаровой трубы.

Предпочтительно диффузор компрессора изменяет направление сжатого воздуха на направление в верхние колпаки, ограждающие камеры сгорания.

Предпочтительно поверхность для изменения направления содержит конически расширяющуюся поверхность.

Предпочтительно поверхность для изменения направления содержит дугообразно расширяющуюся поверхность, причем наружная стенка диффузора содержит дугообразно расширяющуюся поверхность.

Предпочтительно каждый проточный канал из множества проточных каналов переходит в поверхность для изменения направления.

Предпочтительно поверхность для изменения направления расположена между выходной частью диффузора и кольцевой камерой.

Согласно второму объекту настоящего изобретения создан промышленный газотурбинный двигатель, содержащий:

блок трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания, содержащий множество отдельных и прямолинейных проточных каналов, выполненных с возможностью приема газообразных продуктов сгорания из соответствующих камер сгорания, и кольцевую камеру, выполненную с возможностью объединения проточных каналов и подачи газообразных продуктов сгорания непосредственно к первому ряду турбинных лопаток, причем блок трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания ускоряет и придает ориентацию газообразным продуктам сгорания без направляющих лопаток; и

радиальный диффузор, расположенный на выходном конце осевого компрессора и выполненный с возможностью приема осевого потока сжатого воздуха из осевого компрессора, при этом радиальный диффузор содержит наружную в радиальном направлении стенку диффузора, внутреннюю в радиальном направлении стенку диффузора и выходную часть диффузора между ними, причем внутренняя в радиальном направлении стенка диффузора выполнена с возможностью приема осевого потока сжатого воздуха, выходящего из осевого компрессора, и изменения его направления на радиальное направление наружу от кольцевой камеры посредством поверхности для изменения направления, при этом выходной конец поверхности для изменения направления проходит в радиальном направлении относительно продольной оси промышленного газотурбинного двигателя за внутреннюю в радиальном направлении поверхность кольцевой камеры,

причем осевой поток сжатого воздуха, выходящий из выходного конца осевого компрессора, представляет собой весь сжатый воздух, выходящий из выходного конца осевого компрессора.

Предпочтительно блок трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания имеет предназначенную для ускорения геометрию для каждого проточного канала из множества отдельных и прямолинейных проточных каналов, которая выполнена возможностью ускорения газообразных продуктов сгорания до числа Маха, составляющего приблизительно 0,8.

Предпочтительно поверхность для изменения направления имеет дугообразную поверхность, которая расширяется в радиальном направлении наружу к заднему по потоку концу радиального диффузора, при этом дугообразная поверхность обеспечивает направление сжатого воздуха в верхние колпаки, окружающие входы в камеры сгорания.

Предпочтительно поверхность для изменения направления содержит конически расширяющуюся поверхность.

Предпочтительно промышленный газотурбинный двигатель рассчитан на максимальную выходную мощность, составляющую по меньшей мере 75 МВт.

Изобретение разъяснено в нижеприведенном описании с учетом чертежей, на которых:

Фиг. 1 - сечение промышленного газотурбинного двигателя с обычной системой сгорания;

Фиг. 2 - сечение обычной секции сжигания с фиг. 1;

Фиг. 3-сечение секции сжигания в промышленной газовой турбине с фиг. 1, но с блоком камер сгорания с измененной конфигурацией;

Фиг. 4 - сечение секции сжигания с измененной конфигурацией, включающей в себя систему сгорания с измененной конфигурацией с фиг. 3, имеющую приведенный в качестве примера вариант осуществления радиального диффузора;

Фиг. 5 - сечение секции сжигания с фиг. 4 с измененной конфигурацией, включающей в себя альтернативный приведенный в качестве примера вариант осуществления радиального диффузора;

Фиг. 6 - сечение секции сжигания с фиг. 4 с измененной конфигурацией, включающей в себя другой альтернативный приведенный в качестве примера вариант осуществления радиального диффузора; и

Фиг. 7 - сечение газотурбинного двигателя с фиг. 4 с измененной конфигурацией.

Авторы настоящего изобретения определили способ уменьшения длины ротора в промышленном газотурбинном двигателе, в котором используется система трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания. Положение трубчатых камер сгорания системы трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания может быть изменено на положение, более смещенное в радиальном направлении наружу, в аксиальном направлении ближе к турбине, и с продольной осью камеры сгорания, расположенной под меньшим углом относительно плоскости, определяемой входным кольцевым пространством турбины. При изменении ориентации жаровых труб подобным образом диаметр блока камер сгорания (который включает в себя все камеры сгорания и конструкции между камерами сгорания и турбиной) увеличивается. Авторы настоящего изобретения осознали, что длина вдоль оси двигателя, рассматриваемая после изменения ориентации блока камер сгорания, может быть уменьшена по сравнению с длиной, рассматриваемой при использовании трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания с традиционной ориентацией. Данное уменьшение длины секции сжигания и соответствующее уменьшение длины двигателя могут быть значительными. Например, в промышленных газотурбинных двигателях меньшего размера, имеющих длины двигателей, составляющие 5-6 метров от переднего края первого ряда лопаток компрессора (или направляющих лопаток, или лопаток в зависимости от того, какие расположены первыми) до заднего края последнего ряда лопаток турбины (или направляющих лопаток, или лопаток в зависимости от того, какие расположены последними), уменьшение длины блока камер сгорания в аксиальном направлении и, следовательно, длины двигателя может составлять приблизительно метра в определенных новых технически усовершенствованных конструкциях. В промышленных газотурбинных двигателях большего размера, имеющих длины двигателей, составляющие 10-12 метров, уменьшение длины в аксиальном направлении может составлять приблизительно 1 метр. Двигатели других габаритов, включая промышленные газотурбинные двигатели, имеющие длину двигателя, составляющую порядка менее двух метров, будут также иметь сопоставимое уменьшение длины. В используемом в данном документе смысле длина секции сжигания представляет собой длину между задним краем последнего ряда лопаток компрессора и передним краем первого ряда турбинных лопаток. В промышленном газотурбинном двигателе с более чем одной турбиной в данном случае имеется в виду первый ряд турбинных лопаток первой турбины. Первый ряд неподвижных направляющих лопаток, расположенный по потоку перед первым рядом вращающихся турбинных лопаток и соседний с данным первым рядом вращающихся турбинных лопаток, рассматривается в данном случае как часть секции сжигания.

Ориентация на компоненты, предназначенные для работы в тяжелых условиях, в промышленных газотурбинных двигателях привела к длинным тяжелым валам роторов и соответствующим подшипникам. По мере увеличения размера вала ротора увеличивается динамическое воздействие вала ротора. Увеличенное динамическое воздействие ротора требует все более сложной конструкции вала ротора, а также подшипников, размеры которых должны соответствовать валам роторов. Следовательно, любое уменьшение размера вала ротора приведет к валам роторов, имеющим меньшие размеры, менее сложным конструкциям валов роторов и подшипникам меньших размеров, при этом каждый из данных факторов обеспечивает уменьшение затрат и сложности. Результатом использования идей, изложенных в данном документе, является промышленный газотурбинный двигатель, который является более коротким, но который сохраняет долговечность и выходную мощность, но при этом затраты на его создание и техническое обслуживание и текущий ремонт уменьшаются.

Кроме того, авторы настоящего изобретения осознали, что аэродинамические характеристики сжатого воздуха и, следовательно, эксплуатационные характеристики двигателя могут быть улучшены посредством использования радиального диффузора для изменения направления сжатого воздуха, выходящего из компрессора, с осевого направления движения на более радиальное направление движения. Радиальный диффузор может быть особенно полезным в одной новой технически усовершенствованной конструкции камер сгорания для газотурбинных двигателей с кольцевым расположением жаровых труб, которая включает в себя конструкции, которые обеспечивают направление газообразных продуктов сгорания от места сгорания к первому ряду турбинных лопаток при отсутствии необходимости в ряде направляющих лопаток на конце конструкции (то есть по потоку до первого ряда турбинных лопаток), где данные конструкции обеспечивают надлежащую ориентацию и ускорение газообразных продуктов сгорания. Каждая конструкция для направления потока включает в себя жаровую трубу и соответствующий проточный канал, который обеспечивает направление газообразных продуктов сгорания из камеры сгорания к первому ряду турбинных лопаток вдоль прямолинейного проточного тракта и с надлежащей скоростью и ориентацией без первого ряда направляющих лопаток. Блок камер сгорания включает в себя все конструкции для направления потока, по одной для каждого места сгорания. Один подобный блок камер сгорания раскрыт в патенте США №7721547, включенном полностью в данный документ путем ссылки. Другой подобный блок камер сгорания, который также включает в себя кольцевую камеру, расположенную по потоку непосредственно перед первым рядом турбинных лопаток, раскрыт в патентной заявке на патент США с номером 2010/0077719, которая полностью включена в данный документ путем ссылки. В частности, поскольку вход камеры сгорания расположен настолько дальше в радиальном направлении наружу в конфигурации с измененной ориентацией и поскольку выход компрессора расположен ближе к задней стенке компрессорной секции в данном новом технически усовершенствованном решении для камер сгорания, радиальный диффузор может обеспечить резкое улучшение аэродинамических характеристик. Радиальный диффузор может обеспечить преимущества для любого промышленного газотурбинного двигателя, в котором используется подобная новая технически усовершенствованная камера сгорания. Это относится к газотурбинным двигателям от промышленных газотурбинных двигателей меньшего размера, имеющих длину двигателя, составляющую менее двух метров, и номинальную электрическую выходную мощность, составляющую менее 1 МВт, до тех, которые имеют длину двигателя, превышающую двенадцать метров, и номинальную электрическую выходную мощность, превышающую 100 МВт.

Фиг. 1 показывает сечение промышленного газотурбинного двигателя 10 по предшествующему уровню техники, включающего в себя компрессорную секцию 12, обычную секцию 14 сжигания, турбинную секцию 16 и обычный вал 18 ротора. Компрессорная секция 12 включает в себя направляющие лопатки 20 компрессора и лопатки 22 компрессора. В используемом в данном документе смысле длина 24 компрессорной секции охватывает расстояние от переднего края 26 (основания) первого ряда лопаток компрессора (независимо от того, являются ли они направляющими лопатками 20 компрессора или лопатками 22 компрессора) до заднего края 28 (основания) последнего ряда лопаток компрессора (независимо от того, являются ли они направляющими лопатками 20 компрессора или лопатками 22 компрессора). К заднему концу 30 компрессорной секции 12 прикреплен диффузор 32, выполненный с конфигурацией, обеспечивающей возможность приема сжатого воздуха из компрессорной секции 12 и его диффузии перед его подачей в обычную секцию 14 сжигания.

Обычная секция 14 сжигания включает в себя блок 40 камер сгорания, включающий в себя отдельные жаровые трубы 42 и соответствующие обычные переходные трубы 44, выполненные с конфигурацией, обеспечивающей возможность приема газообразных продуктов сгорания из соответствующих жаровых труб 42 и подачи их к турбинной секции 16. Обычная секция 14 сжигания также включает в себя камеру 46 давления, ограниченную обычным кожухом 48 секции сжигания для ротора, при этом камера 46 давления получает подвергнутый диффузии, сжатый воздух из диффузора 32 и служит в качестве своего рода резервуара высокого давления, предназначенного для удерживания подвергнутого диффузии, сжатого воздуха при его проходе по направлению к входу 50 камеры сгорания каждой жаровой трубы 42. В используемом в данном документе смысле длина 52 обычной секции сжигания охватывает расстояние от заднего края 28 (основания) последнего ряда лопаток компрессора (независимо от того, являются ли они направляющими лопатками 20 компрессора или лопатками 22 компрессора) до переднего края 54 (основания) первого ряда 56 турбинных лопаток. Длина 52 обычной секции сжигания охватывает ряд направляющих лопаток 58 на конце обычной переходной трубы 44, расположенный по потоку перед первым рядом 56 турбинных лопаток и соседний с первым рядом 56 турбинных лопаток.

Турбинная секция 16 включает в себя направляющие лопатки 60 турбины и турбинные лопатки 62. В используемом в данном документе смысле длина 64 турбинной секции охватывает расстояние от переднего края 54 (основания) первого ряда 56 турбинных лопаток до заднего края 66 (основания) последнего ряда лопаток турбины (независимо от того, являются ли они направляющими лопатками 60 турбины или турбинными лопатками 62).

В показанном промышленном газотурбинном двигателе по предшествующему уровню техники можно видеть, что длина 52 обычной секции сжигания составляет приблизительно 23% от длины 68 обычного двигателя, которая в используемом в данном документе смысле охватывает расстояние от переднего края 26 первого ряда лопаток компрессора до заднего края 66 последнего ряда лопаток турбины. Авторам изобретения неизвестен какой-либо промышленный газотурбинный двигатель по предшествующему уровню техники, в котором используется кольцевое расположение трубчатых камер сгорания вокруг одного вала ротора и который вырабатывает, по меньшей мере, 75 МВт, и в котором длина 52 обычной секции сжигания составляет менее приблизительно 23% от длины 68 обычного двигателя. Авторы изобретения предлагают уменьшить данное процентное соотношение до величины, составляющей не более 20%. Для данного промышленного газотурбинного двигателя 10 авторы изобретения предлагают уменьшить длину двигателя на 8-10% посредством смещения обычных жаровых труб в более радиальное положение. В одном приведенном в качестве примера варианте осуществления, описанном в данном документе с дополнительными подробностями, авторы изобретения заменяют обычный блок 40 камер сгорания блоком камер сгорания, соответствующим новому технически усовершенствованному решению (иначе называемым блоком с измененной конфигурацией), но при этом оставляют компрессорную секцию 12 и турбинную секцию 16 такими же в соответствующей части.

Фиг. 2 показывает обычную секцию 14 сжигания промышленного газотурбинного двигателя 10 по фиг. 1. Можно видеть, что ориентация жаровых труб 42 и обычной переходной трубы 44 определяет длину 52 обычной секции сжигания. В показанной конфигурации центральная ось 70 обычной жаровой трубы 42 образует угол α с плоскостью, определяемой входным кольцевым пространством 72 турбины, который составляет приблизительно 60 градусов. В используемом в данном документе смысле входное кольцевое пространство турбины представляет собой кольцевое пространство, ориентированное перпендикулярно к продольной оси 76 газотурбинного двигателя. Его внутренняя периферия определяется максимальным радиусом переднего края 54 (основания) первого ряда 56 турбинных лопаток и определяет внутреннюю границу для газообразных продуктов сгорания, проходящих через данное пространство. Его наружная периферия выровнена в аксиальном направлении относительно продольной оси 76 газотурбинного двигателя, но расположена в радиальном направлении снаружи от внутренней периферии и определяет наружную границу для газообразных продуктов сгорания, поступающих в турбину. Таким образом, входное кольцевое пространство 76 турбины находится в пределах плоскости/определяет плоскость входного кольцевого пространства турбины, перпендикулярную к продольной оси 76 газотурбинного двигателя.

Обычный блок 40 камер сгорания охватывает определяемую в аксиальном направлении длину 74 обычной системы сгорания (от переднего конца входа 50 камеры сгорания до переднего края 54 первого ряда 56 турбинных лопаток) вдоль продольной оси 76 газотурбинного двигателя. Можно видеть, что определяемая в аксиальном направлении длина 74 обычной системы сгорания почти такая же, как длина 52 обычной секции сжигания, и оказывает большое влияние на значение длины 52 обычной секции сжигания. Также можно видеть, что ряд направляющих лопаток 58 у конца обычной переходной трубы 44 охватывает длину 78 направляющих лопаток, которая должна учитываться при определении длины обычного вала 18 ротора.

Фиг. 3 показывает промышленный газотурбинный двигатель 10 по фиг. 1, но при этом обычный блок 40 камер сгорания заменен приведенным в качестве примера вариантом осуществления блока 80 камер сгорания с измененной конфигурацией нового технически усовершенствованного типа, описанного выше, включающим в себя камеру 82 сгорания и в показанном приведенном в качестве примера варианте осуществления конус 84 и интегрированный выходной элемент ("IEP") 86 для каждой камеры 82 сгорания. Конус 84 выполнен с конфигурацией, обеспечивающей возможность приема газообразных продуктов сгорания из соответствующей камеры 82 сгорания и направления их в интегрированный выходной элемент 86. В свою очередь, интегрированный выходной элемент направляет газообразные продукты сгорания к первому ряду 56 турбинных лопаток со скоростью и ориентацией, надлежащими для подачи непосредственно к первому ряду 56 турбинных лопаток. Конус 84 и интегрированный выходной элемент 86 вместе могут рассматриваться как проточный канал. В одном приведенном в качестве примера варианте осуществления блок 80 трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания содержит кольцевую камеру 85, выполненную с конфигурацией, обеспечивающей возможность объединения множества отдельных проточных каналов и, следовательно, проточных трактов в один кольцевой проточный тракт, расположенный по потоку непосредственно перед первым рядом 56 турбинных лопаток. Кольцевая камера 85 образована из частей соседних интегрированных выходных элементов 86, работающих совместно. Таким образом, в блоке 80 камер сгорания с измененной конфигурацией отсутствуют направляющие лопатки 58 у конца обычной переходной трубы 44, которые в противном случае обеспечивали бы ориентацию и ускорение газообразных продуктов сгорания для подачи к первому ряду 56 турбинных лопаток.

На фиг. 3 также виден имеющий измененную конфигурацию кожух 88 двигателя с камерами сгорания, который также может быть использован вместо обычного кожуха 48 секции сжигания. Имеющий измененную конфигурацию кожух 88 двигателя с камерами сгорания может быть выполнен с конфигурацией, обеспечивающей возможность уменьшения объема, ограждаемого данным кожухом. За счет уменьшения его размера и, следовательно, площади его поверхности давление, действующее на имеющий измененную конфигурацию кожух 88 двигателя с камерами сгорания, создает меньшую результирующую силу. Следовательно, не требуется такое упрочнение конструкции имеющего измененную конфигурацию кожуха 88 двигателя с камерами сгорания, как в случае кожуха 48 обычной секции сжигания. Кроме того, имеющий измененную конфигурацию кожух 88 двигателя с камерами сгорания может включать в себя отдельные верхние колпаки 90, выполненные с конфигурацией, обеспечивающей возможность ограждения соответствующих камер 82 сгорания, с целью дополнительного уменьшения огражденного объема и обусловленных давлением сил, связанных с ним. Данные верхние колпаки 90 могут образовывать расположенные по окружности отверстия 92 верхних колпаков, проходящие сквозь кольцеобразную часть 94 имеющего измененную конфигурацию кожуха 88 двигателя с камерами сгорания, при этом кольцеобразная часть 94 простирается от компрессорной секции 12 до турбинной секции 16. При такой конфигурации и в случае отдельно взятой камеры 82 сгорания сжатый воздух будет удерживаться в камере 46 давления посредством кольцеобразной части 94 и будет проходить через отверстие 92 верхнего колпака и в верхний колпак 90 на своем пути к входу 50 камеры сгорания.

Авторы изобретения осознали, что жаровые трубы 42 в блоке 80 камер сгорания с измененной конфигурацией ориентированы в большей степени в радиальном направлении наружу, ближе к турбине и с меньшим углом β между продольной осью 87 камеры сгорания и плоскостью, определяемой входным кольцевым пространством 72 турбины. В результате наличия данного меньшего угла β, составляющего от 35 градусов и менее, получают блок 80 камер сгорания с измененной конфигурацией с определяемой в аксиальном направлении длиной 96 системы сгорания с измененной конфигурацией. Можно видеть, что определяемая в аксиальном направлении длина 96 системы сгорания с измененной конфигурацией составляет значительно меньшую часть длины 52 (показанной в виде пунктирной линии) обычной секции сжигания, чем определяемая в аксиальном направлении длина 74 обычной системы сгорания по предшествующему уровню техники. Это «оставляет» длину 98, соответствующую остатку длины 52 обычной секции сжигания. Блок камер сгорания с измененной конфигурацией не ограничен блоком, который показан на фиг. 3, но также может включать в себя традиционные жаровые трубы 42 и переходные трубы 44, но с ориентацией, измененной до угла β, составляющего 35 градусов или менее.

Ожидается, что данная конфигурация будет функционировать с обычным валом 18 ротора и кожухом 48 секции сжигания без каких-либо проблем, вызываемых блоком 80 камер сгорания с измененной конфигурацией. Тем не менее, остающаяся длина 98 и длина 78 направляющих лопаток представляют собой длины, которые вносят свой вклад в длину 68 обычного двигателя, которая должна учитываться при определении длины обычного вала 18 ротора. (Хотя известно, что в определенных газотурбинных двигателях по предшествующему уровню техники обычный вал 18 ротора может простираться за компрессорную секцию 12 и турбинную секцию 16, для обеспечения простоты разъяснения в используемом в данном документе смысле длина обычного ротора двигателя равна длине 68 обычного двигателя.) Авторы настоящего изобретения осознали, что в том случае, если остающаяся длина 98 и/или длина 78 направляющих лопаток могут быть удалены из конструкции, обычный вал 18 ротора, обычная секция 14 сжигания и обычный кожух 48 секции сжигания могут быть укорочены, и это приведет к уменьшению динамического воздействия вала ротора и сокращению соответствующих затрат на проектирование, изготовление и эксплуатацию.

Фиг. 4 показывает промышленную газовую турбину 10, в которой обычная секция 14 сжигания была укорочена для получения имеющей измененную конфигурацию секции 110 сжигания с длиной 112 системы сгорания с измененной конфигурацией. Можно видеть, что определяемая в аксиальном направлении длина 96 системы сгорания с измененной конфигурацией составляет значительно большую, выраженную в процентах долю длины 112 системы сгорания с измененной конфигурацией, и, следовательно, обеспечивается значительно более эффективное использование пространства. Для укорачивания обычной секции 14 сжигания обычный вал 18 ротора укорочен до вала 114 ротора с измененной конфигурацией. Поскольку компрессорная секция 12 и турбинная секция 16 могут оставаться с такой же длиной, укорачивание обычной секции 14 сжигания приводит к валу 114 ротора с измененной конфигурацией при длине двигателя с валом ротора с измененной конфигурацией, которая меньше длины обычного вала 18 ротора. В результате весь промышленный газотурбинный двигатель 10 также имеет меньшую длину двигателя с измененной конфигурацией.

Секция 110 сжигания с измененной конфигурацией неизбежно приводит к смещению диффузора 32 в аксиальном направлении ближе к задней стороне 116 секции 110 сжигания с измененной конфигурацией. Следовательно, сжатый воздух, выходящий из выходной части 118 диффузора, скорее всего, будет продолжать перемещаться до некоторой степени в аксиальном направлении до тех пор, пока он не столкнется с препятствием, таким как интегрированный выходной элемент 86 или сама задняя сторона 116 секции сжигания с измененной конфигурацией. Полнота сгорания сильно зависит от плавного, прогнозируемого и эффективного прохождения сжатого воздуха через камеру 46 давления. Следовательно, любые препятствия вызывают турбулентность, локальные изменения давления и потери давления, при этом каждый из данных факторов приводит к снижению степени полноты сгорания и может вызвать увеличение вредных выбросов.

Несмотря на то что полагают, что газотурбинный двигатель будет работать с диффузором 32, расположенным подобным образом, в одном приведенном в качестве примера варианте осуществления авторы изобретения применили радиальную стенку 130 диффузора, выполненную с конфигурацией, обеспечивающей возможность приема проходящего в аксиальном направлении, сжатого воздуха, выходящего из выходной части 118 диффузора, и изменения его направления на более радиальное направление. Радиальная стенка 130 диффузора может обеспечить направление сжатого воздуха в каком-либо направлении от «слегка» радиального направления до направления в место, находящееся в радиальном направлении снаружи от кольцевой камеры 85, до направления, перпендикулярного к продольной оси 7 6 газотурбинного двигателя. Радиальная стенка 130 диффузора может даже обеспечить направление потока сжатого воздуха под углом, превышающим 90 градусов, так, что он будет проходить в радиальном направлении наружу и назад по отношению к осевому потоку, выходящему из выходной части 118 диффузора, так что направление движения будет представлять собой направление к компрессорной секции 12, а также радиальное направление наружу. Таким образом, радиальная стенка 130 диффузора может обеспечить направление периферийных частей потока сжатого воздуха непосредственно в отверстия 92 верхних колпаков. В приведенном в качестве примера варианте осуществления, показанном пунктирной линией, радиальная стенка 130 диффузора обеспечивает направление потока сжатого воздуха параллельно продольной оси 87 камеры сгорания. В приведенном в качестве примера варианте осуществления радиальная стенка 130 диффузора может представлять собой один лист и может быть волнистой в аксиальном направлении вдоль ее периферии от зоны между соседними интегрированными выходными элементами 86 до зоны, расположенной по потоку перед интегрированными выходными элементами 86. В другом приведенном в качестве примера варианте осуществления радиальная стенка диффузора может быть расположена главным образом между соседними интегрированными выходными элементами 86 и может иметь отверстия или просто не простираться вблизи интегрированных выходных элементов 86.

Фиг. 5 показывает альтернативный приведенный в качестве примера вариант осуществления диффузора 32. Вместо добавления радиальной стенки 132 диффузора сам диффузор 32 модифицирован так, что он включает в себя прямолинейную внутреннюю в радиальном направлении стенку 140 диффузора и прямолинейную наружную в радиальном направлении стенку 142 диффузора. В данном приведенном в качестве примера варианте осуществления внутренняя в радиальном направлении стенка 140 диффузора может принимать коническую форму так, что она расширяется вдоль продольной оси 76 газотурбинного двигателя. Прямолинейная наружная в радиальном направлении стенка 142 также может принимать коническую форму так, что она также расширяется вдоль продольной оси 76 газотурбинного двигателя. Прямолинейная наружная в радиальном направлении стенка 142 может быть выполнена с конфигурацией, при которой она расширяется в большей степени, чем прямолинейная внутренняя в радиальном направлении стенка 140 диффузора, так что расширение обеспечивает диффузионное воздействие на сжатый воздух в диффузоре. Степень расширения может варьироваться в соответствии с необходимостью. Аналогичным образом, существует возможность того, что диффузор 32 и, в частности, прямолинейная внутренняя в радиальном направлении стенка 140 диффузора будет иметь геометрию, предназначенную для направления сжатого воздуха вокруг интегрированных выходных элементов 86 в отличие от направления сжатого воздуха непосредственно к расположенной впереди по потоку поверхности 144 интегрированных выходных элементов.

Фиг. 6 показывает другой альтернативный приведенный в качестве примера вариант осуществления диффузора 32, в котором могут быть использованы криволинейная внутренняя в радиальном направлении стенка 146 диффузора и криволинейная наружная в радиальном направлении стенка 148 диффузора. В данном приведенном в качестве примера варианте осуществления криволинейная внутренняя в радиальном направлении стенка 146 диффузора может принимать дугообразную форму так, что она расширяется в радиальном направлении наружу вдоль продольной оси 76 газотурбинного двигателя. Криволинейная наружная в радиальном направлении стенка 148 диффузора также может принимать дугообразную форму так, что она расширяется в радиальном направлении наружу вдоль продольной оси 76 газотурбинного двигателя. Криволинейная наружная в радиальном направлении стенка 148 диффузора может быть выполнена с конфигурацией, обеспечивающей возможность увеличения ее радиуса в большей степени по сравнению с криволинейной внутренней в радиальном направлении стенкой 146 диффузора. Степень расширения может варьироваться в соответствии с необходимостью. Аналогичным образом, существует возможность того, что диффузор 32 и, в частности, криволинейная внутренняя в радиальном направлении стенка 146 диффузора будет иметь геометрию, предназначенную для направления сжатого воздуха вокруг интегрированных выходных элементов 86 в отличие от направления сжатого воздуха непосредственно к расположенной впереди по потоку поверхности 144 интегрированных выходных элементов.

Кроме того, может быть использована комбинация криволинейного диффузора и конического диффузора. Например, одна стенка может быть криволинейной, а другая - прямолинейной, или одна или обе стенки могут включать в себя криволинейный и/или прямолинейный участок. Различные приведенные в качестве примера варианты осуществления, в которых используются прямолинейные и/или криволинейные стенки, могут быть использованы без ограничения при условии, что направление сжатого воздуха изменяется с по существу аксиального на более радиальное направление наружу.

Фиг. 7 показывает газотурбинный двигатель по фиг. 1, но при этом обычный блок 40 камер сгорания заменен блоком 80 камер сгорания с измененной конфигурацией. На данной фигуре можно видеть, что длина 24 компрессорной секции остается такой же. Длина 64 турбинной секции также остается такой же. Однако длина 152 секции сжигания с измененной конфигурацией меньше длины 52 обычной секции сжигания. Меньшая длина 152 секции сжигания неизбежно приводит к длине 154 двигателя с измененной конфигурацией, которая значительно меньше длины 68 обычного двигателя. Следовательно, длина ротора с измененной конфигурацией может быть аналогичным образом значительно уменьшена. Это, в свою очередь, обеспечивает снижение затрат на проектирование, изготовление и эксплуатацию вала ротора и подшипников и соответствующих систем, и при включении радиального диффузора в конструкцию отсутствует существенное отрицательное воздействие на аэродинамические характеристики в секции сжигания, и, следовательно, приведенное в данном документе изобретение представляет собой усовершенствование в уровне техники.

Несмотря на то что различные варианты осуществления настоящего изобретения были показаны и описаны в данном документе, будет очевидно, что подобные варианты осуществления приведены только в качестве примера. Многочисленные варианты, изменения и замены могут быть выполнены без отхода от изобретения, приведенного в данном документе. Соответственно, предусмотрено, что изобретение должно быть ограничено только сущностью и объемом приложенной формулы изобретения.

1. Промышленный газотурбинный двигатель, содержащий:

блок трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания, содержащий множество отдельных проточных каналов, выполненных с возможностью приема газообразных продуктов сгорания из соответствующих камер сгорания и подачи газообразных продуктов сгорания по прямолинейному проточному тракту со скоростью и ориентацией, подходящими для подачи непосредственно к первому ряду турбинных лопаток без направляющих лопаток, и кольцевую камеру, выполненную с возможностью объединения множества отдельных проточных каналов в один кольцевой проточный канал, определяющий границы кольцевого проточного тракта, расположенного по потоку непосредственно перед первым рядом турбинных лопаток; и

диффузор компрессора, расположенный на выходном конце осевого компрессора и выполненный с возможностью приема осевого потока сжатого воздуха из осевого компрессора, причем диффузор компрессора содержит наружную в радиальном направлении стенку диффузора, внутреннюю в радиальном направлении стенку диффузора и выходную часть диффузора между ними, при этом внутренняя в радиальном направлении стенка диффузора имеет поверхность для изменения направления, выполненную с возможностью приема осевого потока сжатого воздуха и изменения направления осевого потока сжатого воздуха на радиальное направление наружу по пути в обход кольцевой камеры,

причем осевой поток сжатого воздуха, выходящий из выходного конца осевого компрессора, представляет собой весь сжатый воздух, выходящий из выходного конца осевого компрессора,

при этом поверхность для изменения направления проходит в радиальном направлении относительно продольной оси промышленного газотурбинного двигателя за внутреннюю в радиальном направлении поверхность кольцевой камеры в камеру давления, окружающую блок трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания.

2. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором длина секции сжигания между задним краем последнего ряда лопаток компрессора и передним краем первого ряда турбинных лопаток составляет не более 20% от длины двигателя между передним краем первого ряда лопаток компрессора и задним краем последнего ряда лопаток турбины.

3. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором длина двигателя между передним краем первого ряда лопаток компрессора и задним краем последнего ряда лопаток турбины составляет по меньшей мере 5 метров и длина секции сжигания между задним краем последнего ряда лопаток компрессора и передним краем первого ряда турбинных лопаток составляет менее 1 метра.

4. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором длина двигателя между передним краем первого ряда лопаток компрессора и задним краем последнего ряда лопаток турбины составляет по меньшей мере 6 метров и длина секции сжигания между задним краем последнего ряда лопаток компрессора и передним краем первого ряда турбинных лопаток составляет менее 1,2 метра.

5. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 2, выходная мощность которого составляет менее 75 МВт.

6. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, выходная мощность которого составляет менее 75 МВт.

7. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 5, дополнительно содержащий вал ротора, опирающийся на гидродинамические подшипники.

8. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором диффузор компрессора перекрывает в аксиальном направлении блок трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания.

9. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором поверхность для изменения направления является криволинейной, причем криволинейная поверхность для изменения направления изменяет направление осевого потока сжатого воздуха более чем на 90 градусов.

10. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором поверхность для изменения направления является криволинейной, причем криволинейная поверхность для изменения направления изменяет направление осевого потока сжатого воздуха на направление, по существу параллельное продольной оси жаровой трубы.

11. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором диффузор компрессора изменяет направление сжатого воздуха на направление в верхние колпаки, ограждающие камеры сгорания.

12. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором поверхность для изменения направления содержит конически расширяющуюся поверхность.

13. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором поверхность для изменения направления содержит дугообразно расширяющуюся поверхность, причем наружная стенка диффузора содержит дугообразно расширяющуюся поверхность.

14. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором каждый проточный канал из множества проточных каналов переходит в поверхность для изменения направления.

15. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 1, в котором поверхность для изменения направления расположена между выходной частью диффузора и кольцевой камерой.

16. Промышленный газотурбинный двигатель, содержащий:

блок трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания, содержащий множество отдельных и прямолинейных проточных каналов, выполненных с возможностью приема газообразных продуктов сгорания из соответствующих камер сгорания, и кольцевую камеру, выполненную с возможностью объединения проточных каналов и подачи газообразных продуктов сгорания непосредственно к первому ряду турбинных лопаток, причем блок трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания ускоряет и придает ориентацию газообразным продуктам сгорания без направляющих лопаток; и

радиальный диффузор, расположенный на выходном конце осевого компрессора и выполненный с возможностью приема осевого потока сжатого воздуха из осевого компрессора, при этом радиальный диффузор содержит наружную в радиальном направлении стенку диффузора, внутреннюю в радиальном направлении стенку диффузора и выходную часть диффузора между ними, причем внутренняя в радиальном направлении стенка диффузора выполнена с возможностью приема осевого потока сжатого воздуха, выходящего из осевого компрессора, и изменения его направления на радиальное направление наружу от кольцевой камеры посредством поверхности для изменения направления, при этом выходной конец поверхности для изменения направления проходит в радиальном направлении относительно продольной оси промышленного газотурбинного двигателя за внутреннюю в радиальном направлении поверхность кольцевой камеры,

причем осевой поток сжатого воздуха, выходящий из выходного конца осевого компрессора, представляет собой весь сжатый воздух, выходящий из выходного конца осевого компрессора.

17. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 16, в котором блок трубчатых расположенных по кольцу камер сгорания имеет предназначенную для ускорения геометрию для каждого проточного канала из множества отдельных и прямолинейных проточных каналов, которая выполнена с возможностью ускорения газообразных продуктов сгорания до числа Маха, составляющего приблизительно 0,8.

18. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 16, в котором поверхность для изменения направления имеет дугообразную поверхность, которая расширяется в радиальном направлении наружу к заднему по потоку концу радиального диффузора, при этом дугообразная поверхность обеспечивает направление сжатого воздуха в верхние колпаки, окружающие входы в камеры сгорания.

19. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 16, в котором поверхность для изменения направления содержит конически расширяющуюся поверхность.

20. Промышленный газотурбинный двигатель по п. 16, рассчитанный на максимальную выходную мощность, составляющую по меньшей мере 75 МВт.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике. Последовательное сжигающее устройство (104), содержащее первую горелку (112), первую камеру (101) сгорания, смеситель для примешивания разбавляющего газа к горячим газам, выходящим из первой камеры (101) сгорания при работе, вторую горелку (113) и вторую камеру (102) сгорания, расположенную последовательно в соединении по потоку текучей среды.

Турбомашина содержит, по меньшей мере, в направлении потока газов компрессор, камеру, содержащую средства, обеспечивающие создание горячих газов из воздушной смеси, образуемой из захваченного потока воздуха, и из топлива, и турбину, приводимую во вращение посредством горячих газов и приводящую в действие компрессор.

Изобретение относится к энергетике. Способ смешивания разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в системе последовательного сгорания газовой турбины, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором.

Газотурбинный двигатель содержит корпус двигателя с поворотно-закрепленным блоком вала на блоке подшипника, камеру сгорания, заключенную в корпус двигателя, компрессор, присоединенный к блоку для вращения вокруг продольной оси, турбину, присоединенную к блоку вала для вращения вокруг упомянутой продольной оси, систему подачи топлива для доставки топливовоздушной смеси в камеру сгорания.

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинная система сгорания, при этом газовая турбина содержит компрессор, камеру сгорания для выработки рабочего газа, соединенную для приема сжатого воздуха из компрессора, турбину, соединенную для приема рабочего газа из камеры сгорания.

Система для поддержания непрерывной детонационной волны содержит кольцевую камеру сгорания и систему получения нестационарной плазмы. Система получения нестационарной плазмы расположена по отношению к камере сгорания таким образом, чтобы поддерживать вращающуюся детонационную волну путем генерирования высоковольтных импульсов низкой энергии в кольцевой камере сгорания.

Компрессорно-турбинный авиационный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины включает в себя входное устройство, компрессор, противоточную камеру сгорания, реактивное сопло, редуктор.

Газотурбинная установка содержит компрессор, выполненный с возможностью приема и сжатия рабочей текучей среды, камеру сгорания, турбину. Камера сгорания выполнена с возможностью приема сжатой рабочей текучей среды из компрессора и топлива и с возможностью сжигания смеси сжатой рабочей текучей среды и топлива с образованием выхлопного газа.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, лопаточные диффузоры, канальный патрубок, кольцевую полость-ресивер, камеру сгорания, турбину. Турбина выполнена с охлаждаемым сопловым аппаратом, лопатки которого вдоль профиля пера от входной кромки имеют первую, вторую, третью и четвертую внутренние полости, соединенные с проточной частью через отверстия в пере лопатки, и перепускное устройство.

Изобретение относится к газотуроинным энергетическим установкам и транспортным двигателям наземного, морского и воздушного назначения. .
Наверх