Газотурбинная установка

Авторы патента:

F02C3/14 - отличающиеся размещением камер сгорания (камеры сгорания как таковые F23R)

Владельцы патента RU 2389888:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Газотурбинная установка с трубчатой камерой сгорания содержит цилиндрические корпусы жаровых труб, установленные своими внутренними фланцами на наружном корпусе камеры сгорания. В газотурбинной установке дополнительно выполнен канал наружного контура, охватывающий с внешней стороны наружный корпус камеры сгорания и цилиндрические корпусы жаровых труб. Цилиндрические корпусы установлены внешними фланцами на внутренней поверхности корпуса канала наружного контура и выполнены с компенсаторами температурных деформаций со стороны внешнего фланца. Изобретение направлено на повышение надежности и к.п.д. газотурбинной установки путем компенсации температурных деформаций корпусов камер сгорания, жаровых труб и наружного контура. 2 ил.

Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода и для привода электрогенератора.

Известна газотурбинная установка с компрессором низкого давления и с размещенными ниже по потоку каналом наружного контура и компрессором высокого давления, на выходе из которого установлена трубчато-кольцевая камера сгорания (Патент РФ №2305789, F02K 3/02, 2007 г.).

Недостатком такой конструкции является низкая надежность и ремонтопригодность камеры сгорания, жаровую трубу которой невозможно отремонтировать или заменить без разборки всей газотурбинной установки.

Наиболее близкой к заявляемой является газотурбинная установка с трубчатой камерой сгорания, жаровые трубы которой размещены в цилиндрических корпусах, установленных своими внутренними фланцами на общем наружном корпусе камеры сгорания (Патент США №6928823, F23R 3/10, 2004 г.).

Недостатком конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенной температуры наружного корпуса камеры сгорания и цилиндрических корпусов жаровых труб, которые выполнены неохлаждаемыми с внешней стороны.

Техническая задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в повышении надежности газотурбинной установки путем компенсации температурных деформаций корпусов камер сгорания, жаровых труб и наружного контура.

Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинной установке с трубчатой камерой сгорания, цилиндрические корпусы жаровых труб которой установлены своими внутренними фланцами на наружном корпусе камеры сгорания, согласно изобретению дополнительно выполнен канал наружного контура, охватывающий с внешней стороны наружный корпус камеры сгорания и цилиндрические корпусы жаровых труб, причем цилиндрические корпусы установлены внешними фланцами на внутренней поверхности корпуса канала наружного контура и выполнены с компенсаторами температурных деформаций со стороны внешнего фланца.

Выполнение установки с каналом наружного контура, охватывающим с внешней стороны наружный корпус камеры сгорания и цилиндрические корпусы жаровых труб, позволяет за счет охлаждения низкотемпературным воздухом наружного контура понизить температуру наружного корпуса и цилиндрических корпусов, что повышает их надежность и надежность установки в целом.

Дополнительная установка цилиндрических корпусов жаровых труб внешними фланцами на внутренней поверхности корпуса кольца наружного контура позволяет повысить герметичность стыков внутреннего фланца цилиндрического корпуса с наружным корпусом камеры сгорания и внешнего фланца цилиндрического корпуса с внутренней поверхностью корпуса наружного контура за счет увеличенной температурной деформации наружного корпуса камеры сгорания на основных режимах работы газотурбинной установки, что повышает ее надежность.

Выполнение на цилиндрических корпусах жаровых труб компенсаторов температурных деформаций позволяет устранять за счет упругой деформации компенсаторов повышенную температурную деформацию более горячего наружного корпуса камеры сгорания по отношению к менее нагретому корпусу наружного контура, что также повышает надежность установки.

Выполнение указанных компенсаторов со стороны внешних фланцев позволяет разместить их на максимальном удалении от высокотемпературного наружного корпуса камеры сгорания, что позволяет снизить температуру компенсаторов, повысив их надежность.

Изобретение проиллюстрировано следующими фигурами.

На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинной установки с трубчатой камерой сгорания заявляемой конструкции. На фиг.2 представлен элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Газотурбинная установка 1 состоит из компрессора низкого давления 2, а также из установленных ниже по потоку канала наружного контура 3 и компрессора высокого давления 4, на выходе из которого размещена трубчатая камера сгорания 5, на наружном корпусе 6 которой своими внутренними фланцами 7 установлено множество цилиндрических корпусов 8 жаровых труб 9, а канал наружного контура 3 охватывает с внешней стороны корпус 6 и корпусы 8.

На выходе из камеры сгорания 5 последовательно размещены турбина высокого давления 10, турбина низкого давления 11 и силовая свободная турбина 12.

Цилиндрические корпусы 8 своими внешними фланцами 13 дополнительно закреплены болтами 14 на внутренней поверхности 15 корпуса 16 канала наружного контура 3, что повышает на рабочих режимах герметичность стыка 17 внутреннего фланца 7 с наружным корпусом 6 камеры сгорания 5 и стыка 18 внешнего фланца 13 с корпусом 16 канала наружного контура.

Со стороны внешних фланцев 13 на цилиндрических корпусах 8 размещены компенсаторы 19 для уравновешивания взаимных температурных деформаций корпусов 6, 8, 16.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе газотурбинной установки 1 низкотемпературный воздух из-за компрессора низкого давления 2, протекая по каналу наружного контура 3, охлаждает наружный корпус 6 и цилиндрические корпусы 8 трубчатой камеры сгорания 5. С внутренней стороны наружный корпус 6 и цилиндрические корпусы 8 камеры сгорания 5 омываются горячим воздухом из-за компрессора высокого давления 4, и поэтому суммарная их температурная деформация на рабочих режимах существенно превышает температурную деформацию корпуса 16 канала наружного контура, омываемого воздухом из-за компрессора низкого давления 2, что могло бы привести к поломке камеры сгорания 5. Однако этого не происходит благодаря упругой деформации компенсаторов 19 на корпусах 8, которые устраняют разницу температурных деформаций корпусов 6, 8 и 16.

Газотурбинная установка с трубчатой камерой сгорания, цилиндрические корпусы жаровых труб которой установлены своими внутренними фланцами на наружном корпусе камеры сгорания, отличающаяся тем, что дополнительно выполнен канал наружного контура, охватывающий с внешней стороны наружный корпус камеры сгорания и цилиндрические корпусы жаровых труб, причем цилиндрические корпусы установлены внешними фланцами на внутренней поверхности корпуса канала наружного контура и выполнены с компенсаторами температурных деформаций со стороны внешнего фланца.

Похожие патенты:

Газотурбинная установка // 2379533

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к мощным стационарным газотурбинным двигателям ГТД, предназначенным преимущественно для газоперекачивающих агрегатов, и может найти применение для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.

Газотурбинная установка // 2310086

Изобретение относится к теплоэнергетическому машиностроению и может быть использовано в различных отраслях и на компрессорных станциях газопроводов. .

Газотурбинный двигатель // 2261998

Изобретение относится к области газотурбостроения, а именно к двигателям, работающим на газообразном топливе, и может найти применение для электростанций и других потребителей.

Охлаждаемая двухступенчатая турбина гтд с трубчатой или трубчато-кольцевой камерой сгорания // 2261997

Изобретение относится к области двигателестроения, а конкретно к высокотемпературным газотурбинным двигателям с трубчатыми или трубчато-кольцевыми стехиометрическими камерами сгорания для дальней авиации, в том числе беспилотной и, в частности, к устройству сопловых аппаратов ступеней высокотемпературных охлаждаемых газотурбинных двигателей (ГТД) с трубчатыми или трубчато-кольцевыми камерами сгорания.

Способ преобразования энергии, получаемой при сжигании органического топлива, во вращательное движение и устройство для его осуществления // 2258828

Изобретение относится к области машиностроения, авиастроения, судостроения, локомотивостроения, автомобилестроения, тракторостроения и может быть использовано в качестве привода для транспортных средств автомобильного, железнодорожного, воздушного и водного транспорта, а также передвижных и стационарных электростанций малой и средней мощности и привода стационарных и самоходных механизмов и устройств.

Газотурбинный двигатель // 2241840

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

Способ выработки энергии и устройство для выработки энергии (варианты) // 2199019

Газотурбинная установка // 2166655

Изобретение относится к силовым установкам, работающим на продуктах сгорания, и может быть использовано на тепловых электростанциях, в авиации и других отраслях промышленности, требующих газатурбинных установок /ГТУ/.

Газотурбинный двигатель с системой карбюрирования и сгорания // 2138659

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей, преимущественно наземных энергетических установок, работающих на газообразном топливе. .

Газотурбинная установка и способ ее эксплуатации // 2137935

Гидрореактивный двигатель stm // 2397917

Изобретение относится к области двигателей внутреннего сгорания

Роторный гидрореактивный двигатель // 2405714

Изобретение относится к области двигателей внутреннего сгорания и может быть использовано на водном транспорте

Экологически чистая газотурбинная установка регенеративного цикла с каталитической камерой сгорания и способ управления ее работой // 2489588

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

Газотурбинный двигатель // 2525385

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. Камера сгорания выполнена с межтрубным пространством между внутренним, наружным корпусом и кольцевой жаровой трубой с фронтовыми устройствами. Вход фронтового устройства кольцевой жаровой трубы соединен с проточной частью компрессора последовательно от компрессора через кольцевой сегмент лопаточного диффузора, выход которого соединен с входом пневмопровода - канального патрубка, выход которого соединен с входом в третью внутреннюю полость охлаждаемой лопатки соплового аппарата, один из выходов из которой соединен с входом во фронтовое устройство жаровой трубы. Кроме того, имеются еще два выхода из третьей внутренней полости. Один из выходов через межтрубное пространство камеры сгорания и кольцевую полость-ресивер соединен с входом в первую внутреннюю полость лопатки. Второй выход через окно в разделительной стенке соединен с четвертой внутренней полостью лопатки соплового аппарата. В сопловом аппарате имеются, по крайней мере, одна или несколько лопаток, у которых третья внутренняя полость имеет четвертый выход, соединяющий ее через окно в разделительной стенке со второй внутренней полостью. В этих лопатках располагается перепускное устройство, имеющее кинематическую связь с клапаном, расположенным на входе в топливную форсунку соединенного с этой лопаткой фронтового устройства. Вторая полость этих лопаток соединена со второй полостью лопатки, не имеющей перепускного устройства. Изобретение обеспечивает на различных режимах эффективную работу камеры сгорания газотурбинного двигателя и системы охлаждения высокотемпературной газовой турбины. 5 з.п. ф-лы, 11 ил.

Газотурбинная установка и установка, содержащая лопатки-форсунки (варианты) // 2531110

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. Турбина имеет первую секцию и вторую секцию и выполнена с возможностью приема выхлопного газа из камеры сгорания и использования его для вращения вала. Между первой и второй секциями турбины расположено кольцевое устройство сгорания для вторичного подогрева, которое содержит лопатку-форсунку для предварительного смешивания, выполненную с возможностью смешивания воздуха и топлива с созданием воздушно-топливной смеси и с возможностью введения этой смеси в выхлопной газ, поступающий из первой секции турбины. Изобретение направлено на повышение кпд установки за счет дополнительного подогрева и предварительного смешивания топлива и воздуха. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 12 ил.

Компрессорно-турбинный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины // 2533285

Компрессорно-турбинный авиационный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины включает в себя входное устройство, компрессор, противоточную камеру сгорания, реактивное сопло, редуктор. Газовая турбина расположена поперечно оси двигателя. Камера сгорания расположена по оси двигателя в центре конструкции. Использование поперечного расположения газовой турбины и центральное размещение камеры сгорания позволяют значительно уменьшить массу и длину двигателя за счет уменьшения длины вала и объема корпуса камеры сгорания. Вал двигателя будет необходимо рассчитывать лишь на сжатие от газовых сил, возникающих в компрессоре, а длина вала уменьшится на величину длины турбины пропорционально. 3 ил.

Система и способ сжигания для поддержания непрерывной детонационной волны с нестационарной плазмой // 2537659

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. Система получения нестационарной плазмы включает импульсный генератор для генерирования указанных высоковольтных импульсов низкой энергии, чтобы обеспечить образование нестационарной плазмы, увеличивающей реакционную способность химических частиц компонентов топлива. Изобретение позволяет поддерживать непрерывную, стабильную детонационную волну, которая обеспечивает низкое давление подачи и высокую эффективность сжигания топлива. 2 н. и 16 з. п. ф-лы, 2 ил.

Газотурбинная система сгорания // 2561956

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. Камера сгорания состоит из единственной трубчатой камеры сгорания или содержит множество трубчатых камер сгорания, расположенных в кольцевой трубчатой конфигурации, причем трубчатая камера сгорания содержит по меньшей мере одну горелку предварительного смешивания. Воспламенение смеси начинается на выпуске горелки предварительного смешивания, а пламя стабилизируется в области выпуска горелки предварительного смешивания посредством области обратного течения. Изобретение позволяет обеспечить стабильное сгорание во всём рабочем диапазоне, а также позволяет понизить выбросы CO. 2 н. и 22 з.п. ф-лы, 11 ил.

Камера сгорания микротурбинной установки // 2561966

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. Система подачи топлива включает блок отражателя топлива, поворотно закрепленный на блоке вала, включающий в себя корпус отражателя топлива и рабочее колесо отражателя топлива. Рабочее колесо отражателя топлива содержит канал сброса, гидравлически соединенный с камерой сгорания. Внутри корпуса двигателя неподвижно закреплен дефлектор топлива. Дефлектор топлива имеет внутреннюю поверхность, расположенную на определенном расстоянии и напротив наружной поверхности корпуса отражателя топлива, образуя канал подачи топлива. Канал подачи топлива имеет вход, гидравлически соединенный с топливопроводом, отклоняется вдоль продольной оси и заканчивается выходом, прилегающим к каналу сброса указанного рабочего колеса отражателя. Внутренняя поверхность имеет фасонную поверхность, образованную рядом концентрических неровностей на ней. Изобретение направлено на повышение экономичности и уменьшение себестоимости двигателя. 2 н. и 20 з. п. ф-лы, 10 ил.

Способ смешивания разбавляющего воздуха в системе последовательного сгорания газовой турбины // 2562132

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. Горячие газы из первой камеры сгорания впускают в одну промежуточную турбину или непосредственно во вторую камеру сгорания, при этом горячие газы из второй камеры сгорания впускают в дополнительную турбину или непосредственно в систему регенерации энергии. Способ включает в себя этап, на котором осуществляют соосное введение охлаждающего воздуха жаровой трубы первой камеры сгорания с охлаждающим воздухом жаровой трубы второй камеры сгорания. Также представлены смеситель разбавляющего воздуха, а также варианты камеры сгорания для осуществления способа согласно изобретению. Изобретение позволяет увеличить эффективность работы газовой турбины. 4 н. и 13 з.п. ф-лы, 10 ил.