СИСТЕМА ВЕНТИЛЯЦИИ ДЛЯ МАСЛЯНОЙ ПОЛОСТИ ПОДШИПНИКА Российский патент 2021 года по МПК F01D25/16 F02C7/06 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

[0001] Настоящее описание относится к газотурбинным двигателям. Варианты осуществления, описанные в настоящем документе, конкретно относятся к газотурбинным двигателям, имеющим газогенератор и секцию свободной силовой турбины.

ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0002] Газотурбинные двигатели широко применяют в качестве основного привода для приведения в действие вращающегося оборудования как при выработке электроэнергии, так и в сферах применения механического привода. Как понятно из настоящего документа, области применения в сфере выработки электроэнергии представляют собой области применения, в которых электрические генераторы приводит в действие газотурбинный двигатель. Эти системы преобразуют химическую энергию топлива в полезную электрическую энергию. Как понятно из настоящего документа, области применения, в которых требуется механический привод, представляют собой области применения, в которых газотурбинные двигатели приводят в действие вращающееся оборудование, отличное от электрических генераторов, например насосы или компрессоры, такие как одноступенчатые или многоступенчатые осевые или центробежные компрессоры.

[0003] В некоторых областях применения критически важно обеспечить компактность системы газотурбинного двигателя. В частности, в морских областях применения, где газотурбинные двигатели и приводимое ими в действие оборудование устанавливают на плавучем судне или на морской платформе, существует потребность в уменьшении общей площади, занимаемой механическим оборудованием, поскольку доступное пространство невелико. Поэтому большое значение имеет высокая удельная мощность.

[0004] Газотурбинные двигатели на основе авиационных газовых турбин представляют собой компактные машины и, таким образом, особенно желательны в морских областях применения. Как обычно понятно из уровня техники газотурбинных двигателей и в контексте настоящего документа, термин «газотурбинный двигатель на основе авиационной газовой турбины» применяют для обозначения газотурбинного двигателя, в котором по меньшей мере частично применяют оборудование, предназначенное для авиаперевозок. Эти газотурбинные двигатели отличаются компактностью и меньшим весом. Однако эти двигатели имеют некоторые ограничения с точки зрения доступности и значений номинальной мощности.

[0005] Один из критических аспектов газотурбинных двигателей касается конструкции подшипников. Высокие значения номинальной мощности предполагают высокие осевые нагрузки на валах турбины, что, в свою очередь, требует использования сложных подшипников, таких как, например, гидравлические подшипники с более высокой допустимой нагрузкой, чем подшипники качения. Такие подшипники сложны, громоздки и требуют сложных линий подачи текучей среды.

[0006] Таким образом, было бы желательно разработать газотурбинный двигатель, который преодолевает или компенсирует одно или более ограничений настоящего уровня техники.

ИЗЛОЖЕНИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0007] В соответствии с одним аспектом в настоящем документе описан газотурбинный двигатель на основе авиационной газовой турбины, содержащий газогенератор и секцию силовой турбины. Секция силовой турбины содержит ротор силовой турбины, поддерживаемый валом силовой турбины, расположенным с возможностью вращения в корпусе турбины. Вал силовой турбины механически не связан с газогенератором, т. е. может вращаться со скоростью вращения, отличной от скорости вращения вала (-ов) газогенератора. Вал силовой турбины имеет осевую полость, соединенную по текучей среде с масляной полостью подшипника, в которой размещен по меньшей мере один подшипник, поддерживающий вал газогенератора. Масляная полость подшипника соединена по текучей среде с секцией компрессора газогенератора и продувается оттуда сжатым воздухом. Вентиляционный канал для воздуха проходит от указанной осевой полости и ведет к каналу для потока газа, расположенному ниже по потоку от ротора силовой турбины.

[0008] В соответствии с другим аспектом в настоящем документе описан способ эксплуатации газотурбинного двигателя, включающий следующие этапы:

эксплуатация газогенератора газотурбинного двигателя, причем газогенератор содержит по меньшей мере поворотный вал, поддерживаемый по меньшей мере одним подшипником, расположенным в масляной полости подшипника, и генерирует при этом газ сгорания;

расширение газа сгорания в секции силовой турбины, содержащей ротор силовой турбины, поддерживаемый валом силовой турбины;

продувка масляной полости подшипника сжатым воздухом из секции компрессора газогенератора и

выпуск воздуха из масляной полости подшипника в осевую полость вала силовой турбины и через вентиляционный канал, проходящий от осевой полости, соединенной по текучей среде с каналом для газа, расположенным ниже по потоку от ротора силовой турбины.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ГРАФИЧЕСКИХ МАТЕРИАЛОВ

[0009] Более полную оценку описанных вариантов осуществления изобретения и многих сопутствующих ему преимуществ можно легко получить и лучше понять в ходе изучения следующего подробного описания, рассматриваемого в связи с сопровождающими его чертежами.

На Фиг. 1 представлена схема системы, содержащей газокомпрессорную линию, приводимую в действие газовой турбиной, в соответствии с вариантами осуществления, описанными в настоящем документе.

На Фиг. 2 схематически представлен вид в разрезе газотурбинного двигателя в соответствии с вариантом осуществления настоящего описания.

На Фиг. 3 представлен увеличенный и более подробный вид в разрезе части секции турбины газотурбинного двигателя в соответствии с настоящим описанием; и

на Фиг. 4 представлена блок-схема, обобщающая способ в соответствии с настоящим описанием.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

[0010] Описан газотурбинный двигатель на основе авиационной газовой турбины, который содержит новые и полезные устройства, направленные на улучшение вентиляции масляной полости подшипника и снижение осевой нагрузки на вал свободной силовой турбины. За счет снижения осевой нагрузки на вал можно использовать менее эффективные подшипники. В некоторых вариантах осуществления вместо гидравлических подшипников можно использовать подшипники качения даже при более высоких значениях номинальной мощности. Таким образом, уменьшаются общая площадь, занимаемая газотурбинным двигателем, и его сложность, а техническое обслуживание упрощается. Улучшенная вентиляция полости подшипника улучшает работоспособность двигателя в нерасчетных условиях.

[0011] Как правило, газотурбинный двигатель включает в себя газогенератор и секцию свободной силовой турбины. Газогенератор включает в себя секцию компрессора и секцию турбины, а также секцию камеры сгорания между ними. Воздух, сжатый в секции компрессора, смешивается с топливом и воспламеняется в секции камеры сгорания с получением горячего сжатого газа сгорания. Последний расширяется в одном или более колесах турбины газогенератора, которые соединены с секцией компрессора с возможностью передачи приводного усилия и обеспечивают энергию для приведения секции компрессора во вращение. Конечный этап расширения выполняется в секции силовой турбины, содержащей свободную силовую турбину, поддерживаемую валом силовой турбины. По меньшей мере один подшипник газогенератора, например подшипник, расположенный ближе всего к секции силовой турбины, расположен в масляной полости, которая соединена по текучей среде с осевой полостью вала силовой турбины, и дополнительно соединена по текучей среде с секцией компрессора газогенератора для приема из нее сжатого воздуха. Благодаря наличию осевой полости в валу силовой турбины ее вес уменьшается, а ее диаметр может быть увеличен по сравнению с машинами известного уровня техники. Осевая полость, в свою очередь, соединена по текучей среде через вентиляционный канал с каналом для газа сгорания, расположенным ниже по потоку от секции силовой турбины, давление газа в которой является наименьшим. Такое расположение способствует вентиляции масляной полости подшипника и повышает эффективность газотурбинного двигателя, в том числе в нерасчетных рабочих условиях. Как будет более подробно описано ниже, увеличенный диаметр вала силовой турбины уменьшает осевую нагрузку на его подшипники.

[0012] Теперь обратимся к рисункам: на Фиг. 1 схематически представлена система 1, содержащая газотурбинный двигатель 2 и нагрузку 3. В некоторых вариантах осуществления нагрузка 3 может включать в себя вращающееся оборудование. Примеры осуществления системы 1 включают в себя компрессорную линию, образующую нагрузку 3 (часть нагрузки). Компрессорная линия 3 может включать в себя валопровод 6 и множество расположенных вдоль него вращающихся машин. На схеме, представленной на Фиг. 1, нагрузка 3 включает в себя три вращающиеся машины 7, 8, 9, например три газовых компрессора для обработки одной или более текучих сред хладагента, циркулирующих в холодильном контуре. Компрессоры могут быть частью одного и того же замкнутого контура, например холодильного контура системы СПГ. В других вариантах осуществления компрессоры могут относиться к двум или трем разным замкнутым контурам для отдельной обработки соответствующих потоков газа, например потоков хладагента в системе СПГ.

[0013] Компоновка, показанная на Фиг. 1, представлена только в качестве примера. Следует понимать, что газотурбинный двигатель 2 можно использовать для приведения в действие другой нагрузки, например электрогенератора. В других дополнительных вариантах осуществления газотурбинный двигатель 2 можно использовать для приведения в действие составной нагрузки, включая, например, компрессоры и электрические машины в комбинации.

[0014] На Фиг. 2 в продолжение ссылки на Фиг. 1 представлен схематический вид в разрезе примера осуществления газотурбинного двигателя 2. Газотурбинный двигатель 2 может включать в себя секцию 11 компрессора, секцию 13 камеры сгорания и секцию 15 турбины.

[0015] В соответствии с некоторыми вариантами осуществления секция 11 компрессора, в свою очередь, включает в себя секцию 17 компрессора низкого давления и секцию 19 компрессора высокого давления. Секция 17 компрессора низкого давления может быть соединена по текучей среде с секцией 19 компрессора высокого давления посредством канала 21 для потока воздуха. Секция 17 компрессора низкого давления может быть соединена по текучей среде с впускным воздушным отверстием пленума, который принимает окружающий воздух через корпус 25 фильтра (Фиг. 1). Корпус 25 фильтра может быть соединен по текучей среде с впускным воздушным отверстием пленума 23 посредством канала 26 подачи чистого воздуха. Воздух может быть предварительно обработан, например может быть охлажден перед подачей в секцию 17 компрессора низкого давления. В некоторых компоновках воздух не охлаждают перед подачей в секцию 17 компрессора низкого давления, так что можно отказаться от охлаждающего устройства и соответствующего оборудования, что дает более компактную компоновку.

[0016] Как показано на схеме, представленной на Фиг. 2, секция 17 компрессора низкого давления может включать в себя ротор 27 компрессора низкого давления, вращающийся вокруг оси A–A газовой турбины. Ротор 27 компрессора низкого давления может включать в себя множество круговых компоновок вращающихся лопастей 31. В примере осуществления, показанном на Фиг. 2, ротор 27 компрессора низкого давления включает в себя четыре круговые компоновки вращающихся лопастей 31, которые поворачиваются как единое целое с ротором 27 компрессора низкого давления.

[0017] Секция 17 компрессора низкого давления может дополнительно включать в себя множество круговых компоновок неподвижных лопастей 33, неподвижно расположенных в корпусе 35. Каждая круговая компоновка неподвижных лопастей 33 объединена с соответствующей одной из упомянутых круговых компоновок вращающихся лопастей 31. Каждая пара последовательно расположенных вращающихся лопастей и неподвижных лопастей образуют ступень компрессора низкого давления. В примерах осуществления, описанных в настоящем документе, секция 17 компрессора низкого давления включает в себя четыре ступени компрессора низкого давления. Набор впускных направляющих лопаток 33A также может быть расположен выше по потоку относительно самого верхнего по потоку набора вращающихся лопастей 31. Между секцией 17 компрессора низкого давления и секцией 19 компрессора высокого давления может быть размещен набор неподвижных лопастей для выпрямления потока газа между двумя секциями.

[0018] В контексте настоящего описания термины «расположенный ниже по потоку» и «расположенный выше по потоку» относятся к направлению потока воздуха или газа через оборудование, если не указано иное.

[0019] Впускные направляющие лопатки 33A могут представлять собой регулируемые впускные направляющие лопатки, т. е. они могут быть установлены на корпусе 35 с возможностью поворота вокруг соответствующих по существу радиальных осей поворота. Лопасти одной, некоторых или всех круговых компоновок неподвижных лопастей 33, расположенных ниже по потоку от впускных направляющих лопаток 33A, могут иметь изменяемую геометрическую форму. Неподвижная лопасть компоновки лопастей с изменяемой геометрической формой может быть закреплена на корпусе 35 таким образом, чтобы она могла поворачиваться вокруг по существу радиальной оси поворота. Используемый в настоящем документе термин «по существу радиальная ось поворота» можно понимать как ось, которая ориентирована по существу перпендикулярно оси A–A газовой турбины, т. е. оси, вокруг которой вращаются вращающиеся части газотурбинного двигателя 2.

[0020] В соответствии с вариантами осуществления, описанными в настоящем документе, секция 19 компрессора высокого давления может включать в себя ротор 41 компрессора высокого давления, расположенный с возможностью вращения вокруг оси A–A газовой турбины и, таким образом, соосно с ротором 27 компрессора низкого давления. Ротор 41 компрессора высокого давления может включать в себя множество круговых компоновок вращающихся лопастей 43. В примере осуществления, показанном на Фиг. 2, ротор 41 компрессора высокого давления включает в себя девять круговых компоновок вращающихся лопастей 43, которые поворачиваются как единое целое с ротором 41 компрессора низкого давления.

[0021] Секция 19 компрессора высокого давления может дополнительно включать в себя множество круговых компоновок неподвижных лопастей 45, неподвижно расположенных в корпусе 35. Круговая компоновка неподвижных лопастей 45 объединена с каждой круговой компоновкой вращающихся лопастей 43. Каждая пара последовательно расположенных компоновок неподвижных лопастей и вращающихся лопастей образует ступень компрессора высокого давления.

[0022] Конечный набор выпускных направляющих лопаток 45A может быть дополнительно предусмотрен ниже по потоку от ступеней компрессора высокого давления для выпрямления потока на выпускном отверстии секции 19 компрессора высокого давления.

[0023] Лопасти одного, некоторых или всех круговых компоновок неподвижных лопастей 45 секции 19 компрессора высокого давления могут иметь изменяемую геометрическую форму. В некоторых вариантах осуществления ни одна из неподвижных лопастей не имеет изменяемой геометрической формы. Кроме того, в секции 19 компрессора высокого давления, как и в секции 17 компрессора низкого давления, каждая компоновка неподвижных лопастей с изменяемой геометрической формой может быть закреплена на корпусе 35 таким образом, чтобы они могли поворачиваться вокруг по существу радиальной оси поворота.

[0024] Секция 19 компрессора высокого давления соединена по текучей среде с секцией 13 камеры сгорания посредством набора неподвижных лопастей 45A и канала 46 для потока воздуха высокого давления.

[0025] Секция 13 камеры сгорания может включать в себя кольцевую камеру 47 сгорания. В некоторых вариантах осуществления множество топливных форсунок 49 кольцеобразно расположены вдоль кольцевой камеры 47 сгорания и вокруг оси A–A газовой турбины. В предпочтительных вариантах осуществления секция 13 камеры сгорания включает в себя систему сухого подавления выбросов (DLE), обычно называемую в данной области системой DLE. Система сухого подавления выбросов обеспечивает снижение вредных выбросов CO и/или NOx без необходимости добавления воды в камеру сгорания.

[0026] В некоторых вариантах осуществления секция камеры сгорания может включать в себя диффузионную камеру сгорания.

[0027] Сжатый воздух, подаваемый секцией 19 компрессора высокого давления, смешивается с газообразным или жидким топливом, и смесь воздух/топливо воспламеняется в секции 13 камеры сгорания для генерирования сжатого горячего газа сгорания, который подается в секцию 15 турбины, которая соединена по текучей среде с секцией 13 камеры сгорания.

[0028] Секция 15 турбины может, в свою очередь, включать в себя несколько подсекций турбины последовательно. В примерах осуществления, описанных в настоящем документе, секция 15 турбины может включать в себя секцию 61 турбины высокого давления, расположенную непосредственно ниже по потоку от секции 13 камеры сгорания. Секция 63 турбины промежуточного давления может быть расположена ниже по потоку от секции 61 турбины высокого давления. Кроме того, секция 65 силовой турбины, также называемая секцией 65 турбины низкого давления, может быть расположена ниже по потоку от секции 63 турбины промежуточного давления. По причинам, которые станут очевидными позже, секцию 65 силовой турбины можно также называть «секцией свободной силовой турбины», и в том числе «свободной силовой турбиной» или «свободной турбиной». Свободная турбина включает в себя ротор свободной турбины, также называемый ротором турбины низкого давления или ротором силовой турбины, и статор свободной турбины, также называемый статором турбины низкого давления или статором силовой турбины.

[0029] В примерах осуществления, описанных в настоящем документе, секция 61 турбины высокого давления может включать в себя ротор 67 турбины высокого давления, расположенный с возможностью вращения вокруг оси A–A турбины. Ротор 67 турбины высокого давления может включать в себя множество наборов вращающихся лопастей, при этом каждый из наборов включает в себя множество лопастей, расположенных в круговой конфигурации вокруг оси A–A турбины. В варианте осуществления, показанном на Фиг. 2, ротор 67 турбины высокого давления включает в себя два набора вращающихся лопастей 69. Соответствующий набор неподвижных лопастей 71 может быть объединен с каждым набором вращающихся лопастей 69. Таким образом, первый набор неподвижных лопастей 71 расположен между камерой 47 сгорания и первым набором вращающихся лопастей 69 секции 61 турбины высокого давления. В соответствии с примерами осуществления газотурбинного двигателя 2 секция 61 турбины высокого давления включает в себя два набора вращающихся лопастей 69 и два набора неподвижных лопастей 71, которые образуют две ступени турбины высокого давления.

[0030] Секция 63 турбины промежуточного давления, расположенная ниже по потоку от секции 61 турбины высокого давления, может включать в себя ротор 73 турбины промежуточного давления, расположенный в корпусе 35 с возможностью вращения вокруг оси A–A турбины. Ротор 73 турбины промежуточного давления может включать в себя множество вращающихся лопастей 75, установленных для совместного с ним вращения. В некоторых вариантах осуществления, как показано на Фиг. 2, вращающиеся лопасти 75 ротора 73 турбины промежуточного давления могут быть расположены в соответствии с одним набором лопастей, расположенных по окружности. Секция 63 турбины промежуточного давления может дополнительно включать в себя неподвижные лопасти 77. В соответствии с примерами осуществления, как показано на Фиг. 2, неподвижные лопасти 77 образуют один набор установленных по окружности неподвижных лопастей 77, расположенных выше по потоку от вращающихся лопастей 75. Расположенный по окружности набор неподвижных лопастей 77 и расположенный по окружности набор вращающихся лопастей 75 образуют одну ступень турбины промежуточного давления.

[0031] Показанное количество ступеней турбины приводится только в качестве примера. В других вариантах осуществления секция 61 турбины высокого давления, секция 63 турбины промежуточного давления или обе секции могут включать в себя разное число ступеней.

[0032] Секция 17 компрессора низкого давления, секция 19 компрессора высокого давления, секция 13 камеры сгорания, секция 61 турбины высокого давления и секция 63 турбины промежуточного давления в комбинации образуют секцию газогенератора, совокупно обозначенную позицией 66, которая генерирует газ сгорания, который частично расширяется в секции 61 турбины высокого давления и в секции 63 турбины промежуточного давления, генерируя механическую энергию для приведения в действие секции 11 компрессора. Частично расширенный газ сгорания, подаваемый секцией 63 турбины промежуточного давления, дополнительно расширяется в секции 65 турбины низкого давления для генерирования полезной энергии, доступной на валу силовой турбины, который будет описан ниже.

[0033] Секция турбины низкого давления или секция 65 силовой турбины, расположенные ниже по потоку от секции 63 турбины промежуточного давления, могут включать в себя ротор 81 турбины низкого давления, также называемый ротором свободной силовой турбины или просто ротором 81 силовой турбины, который расположен в корпусе 35 с возможностью вращения вокруг оси A–A турбины. Секция 65 силовой турбины дополнительно включает в себя статор турбины низкого давления, также называемый статором свободной силовой турбины или просто статором силовой турбины.

[0034] Расположенные по окружности компоновки вращающихся лопастей 83 могут быть установлены на роторе 81 турбины низкого давления. В некоторых вариантах осуществления четыре набора вращающихся лопастей 83, расположенных по окружности, установлены на роторе 81 турбины низкого давления. Каждый набор или компоновка расположенных по окружности вращающихся лопастей 83 объединен с набором или компоновкой расположенных по окружности неподвижных лопастей 85, которые установлены на корпусе 35 и образуют часть статора свободной силовой турбины или статора турбины низкого давления. Каждая пара набора последовательно расположенных по окружности неподвижных лопастей 85 и соответствующего набора расположенных по окружности вращающихся лопастей 83 образует соответствующую ступень секции 65 турбины низкого давления.

[0035] Газ сгорания, полученный в секции 13 камеры сгорания, последовательно расширяется в секции 61 турбины высокого давления, в секции 63 турбины промежуточного давления и в секции турбины низкого давления или секции 65 силовой турбины. Падение энтальпии в газе сгорания в каждой секции турбины высокого давления, промежуточного давления и низкого давления генерирует соответствующее количество механической энергии, которую используют как описано ниже в настоящем документе.

[0036] И ротор 41 компрессора высокого давления, и ротор 67 турбины высокого давления установлены на первом валу 91 турбины или ограничены им для совместного вращения с ним вокруг оси A–A турбины. Комбинация ротора 41 компрессора высокого давления, ротора 67 турбины высокого давления и первого вала 91 турбины образуют первый каскад газотурбинного двигателя. Иногда эти три компонента совокупно называют «первым ротором» или «ротором высокого давления» газотурбинного двигателя 2.

[0037] Ротор 41 компрессора высокого давления, первый вал 91 турбины и ротор 67 турбины высокого давления вращаются с одинаковой скоростью вращения. Механическую энергию, генерируемую в секции 61 турбины высокого давления за счет расширения газа сгорания между давлением в камере 47 сгорания и промежуточным давлением на впускном отверстии секции 63 турбины промежуточного давления, используют для вращения ротора 41 компрессора высокого давления и, таким образом, для повышения давления воздуха от давления нагнетания на стороне нагнетания секции 17 компрессора низкого давления до давления воздуха на впускном отверстии секции 13 камеры сгорания.

[0038] И ротор 27 компрессора низкого давления, и ротор 73 турбины промежуточного давления установлены на втором валу 92 турбины для совместного вращения с ним вокруг оси A–A турбины. Объединенные ротор 27 компрессора низкого давления, ротор 73 турбины промежуточного давления и второй вал 92 турбины образуют второй каскад газотурбинного двигателя 2. Иногда эти три компонента совокупно называют «вторым ротором» или «ротором промежуточного давления» газотурбинного двигателя 2.

[0039] Таким образом, ротор 27 компрессора низкого давления и ротор 73 турбины промежуточного давления механически соединены друг с другом и вращаются с одной и той же скоростью вращения. Механическую энергию, генерируемую расширением газа в секции 63 турбины промежуточного давления, используют для вращения ротора 27 компрессора низкого давления. Таким образом, механическую энергию, генерируемую при расширении газа в секции 63 турбины промежуточного давления, используют для повышения давления воздуха, подаваемого газотурбинным двигателем 2, от давления окружающей среды до первого давления воздуха, которое достигается в канале 21 потока воздуха, соединяющего по текучей среде сторону нагнетания секции 17 компрессора низкого давления и секции 19 компрессора высокого давления друг с другом.

[0040] Первый вал 91 турбины расположен соосно со вторым валом 92 турбины. Первый вал 91 турбины является полым внутри, так что второй вал 92 турбины проходит через первый вал 91 турбины и выступает на обоих концах первого вала 91 турбины за пределы противоположных первого и второго концов первого вала 91 турбины и за пределы ротора 41 компрессора высокого давления и ротора 67 турбины высокого давления соответственно.

[0041] В описанной выше компоновке первый каскад, включая ротор 41 компрессора высокого давления, первый вал 91 турбины и ротор 67 турбины высокого давления, вращается с первой скоростью вращения. Второй каскад, включая ротор 27 компрессора низкого давления, второй вал 92 турбины и ротор 73 турбины промежуточного давления, вращается со второй скоростью вращения, которая может отличаться от первой скорости вращения.

[0042] Первый и второй каскад в комбинации с секцией 13 камеры сгорания в совокупности называют также «суперсердечником» или «газогенератором» газотурбинного двигателя 2. Первый каскад в комбинации с секцией 13 камеры сгорания совокупно также называют «сердечником» газотурбинного двигателя 2.

[0043] Ротор турбины низкого давления или ротор 81 свободной силовой турбины могут быть установлены на валу 93 силовой турбины для совместного вращения с ним в корпусе 35. В данном случае вал 93 силовой турбины также будет упоминаться как третий вал 93 турбины. В примере конфигурации компрессорной линии 3, показанной на Фиг. 1, третий вал 93 турбины может быть соединен с возможностью передачи приводного усилия с валопроводом 6 нагрузки, приводимой в действие газотурбинным двигателем 2. Третий вал 93 турбины установлен соосно с первым валом 91 турбины и вторым валом 92 турбины, но снаружи от них и механически отделен от них.

[0044] В описанной выше компоновке секция 19 компрессора высокого давления и секция 61 турбины высокого давления механически соединены посредством первого вала 91 турбины, а также соединены по текучей среде посредством канала для потока, проходящего через секцию 13 камеры сгорания. Секция 17 компрессора низкого давления и секция 63 турбины промежуточного давления механически соединены посредством второго вала 92 турбины и дополнительно соединены по текучей среде посредством проточного канала, проходящего через секцию 19 компрессора высокого давления, секцию 13 камеры сгорания и секцию 63 турбины высокого давления.

[0045] Напротив, секция 65 турбины низкого давления или секция 65 силовой турбины соединена по текучей среде только с секцией 63 турбины промежуточного давления, но механически отделена, т. е. не связана с первым каскадом и вторым каскадом. По этой причине секцию 65 силовой турбины также называют секцией 65 свободной силовой турбины, поскольку ее ротор турбины может вращаться отдельно от первого каскада и второго каскада со скоростью вращения, отличной от скорости вращения сердечника и суперсердечника газотурбинного двигателя.

[0046] Секция 65 силовой турбины и вал 93 силовой турбины или третий вал 93 турбины образуют «полукаскад», который может вращаться с третьей скоростью вращения, которая может отличаться от первой скорости вращения первого каскада и/или от второй скорости вращения второго каскада.

[0047] Первый вал 91 турбины, и/или второй вал 92 турбины, и/или третий вал 93 турбины могут поддерживаться множеством подшипников. В некоторых вариантах осуществления один, некоторые или предпочтительно все подшипники, поддерживающие первый вал 91 турбины, представляют собой подшипники качения, а не гидростатические подшипники, магнитные подшипники или гидродинамические подшипники. Аналогичным образом в некоторых вариантах осуществления один, некоторые или предпочтительно все подшипники, поддерживающие второй вал 92 турбины, представляют собой подшипники качения, а не гидростатические подшипники, магнитные подшипники или гидродинамические подшипники. Кроме того, в некоторых вариантах осуществления один, некоторые или предпочтительно все подшипники, поддерживающие третий вал 93 турбины, представляют собой подшипники качения, а не гидростатические подшипники, магнитные подшипники или гидродинамические подшипники.

[0048] Термин «подшипник качения» в контексте настоящего документа и как обычно понятно из уровня техники представляет собой подшипник, включающий в себя первый несущий компонент или дорожку качения для совместного вращения с поддерживаемым валом и второй несущий компонент или дорожку качения, ограниченные опорной конструкцией, которая может быть неподвижной и дополнительно включать в себя тела качения между первым несущим компонентом и вторым несущим компонентом, которые катаются между первым несущим компонентом и вторым несущим компонентом и находятся в контакте с ними для уменьшения трения между ними.

[0049] Подшипники качения особенно предпочтительны, поскольку для них требуется ограниченное количество смазочного масла по сравнению с гидростатическими или гидродинамическими подшипниками. Кроме того, они проще и требуют меньшего технического обслуживания, чем магнитные подшипники. Вследствие этого им требуется меньше места для вспомогательного оборудования.

[0050] В некоторых вариантах осуществления один, некоторые или все из первого вала турбины, второго вала турбины и третьего вала турбины поддерживаются по меньшей мере двумя радиальными подшипниками и по меньшей мере одним осевым или упорным подшипником. Используемый в настоящем документе термин «радиальный подшипник» можно понимать как подшипник, обладающий по существу способностью выдерживать радиальную нагрузку, т. е. который специально выполнен с возможностью поддержки нагрузок, ориентированных в направлении по существу перпендикулярном оси вращения подшипника. В настоящем документе термин «осевой подшипник» или «упорный подшипник» можно понимать как подшипник, обладающий по существу способностью выдерживать осевую нагрузку, т. е. который специально выполнен с возможностью поддержки осевого усилия или нагрузки, ориентированной параллельно оси вращения подшипника.

[0051] Первый вал 91 турбины может опираться на первый осевой подшипник 101 качения, например шариковый подшипник. Первый вал 91 турбины может дополнительно поддерживаться вторым радиальным подшипником 102 качения. Подшипники 101 и 102 могут быть расположены на первом конце первого вала 91 турбины. Третий радиальный подшипник 103 качения может быть дополнительно расположен с возможностью поддержки первого вала 91 турбины на его втором конце. В некоторых вариантах осуществления второй радиальный подшипник 102 и третий радиальный подшипник 103 могут представлять собой роликовые подшипники. В некоторых вариантах осуществления первый осевой подшипник 101 также может иметь возможность выдерживать радиальную нагрузку в сочетании с возможностью выдерживать осевую нагрузку, т. е. он может быть выполнен с возможностью поддержки комбинированных радиальных и осевых нагрузок.

[0052] В некоторых вариантах осуществления первый осевой подшипник 101 может быть расположен на верхнем по потоку конце первого вала 91 турбины или вблизи него, т. е. на конце, обращенном к секции компрессора низкого давления. В примерах осуществления второй, радиальный подшипник 102 может быть расположен на верхнем по потоку конце первого вала 91 турбины или вблизи него. Третий радиальный подшипник 103 может быть расположен вблизи нижнего по потоку конца первого вала 91 турбины, т. е. конца, обращенного к секции 65 турбины низкого давления.

[0053] В некоторых вариантах осуществления первый осевой подшипник 101 может быть расположен между вторым радиальным подшипником 102 и третьим радиальным подшипником 103. В других вариантах осуществления, как показано на Фиг. 2, второй радиальный подшипник 102 может быть расположен между первым осевым подшипником 101 и третьим радиальным подшипником 103.

[0054] Второй вал 92 турбины может поддерживаться четвертым подшипником 104 качения, например роликовый подшипник. Второй вал 92 турбины может дополнительно поддерживаться пятым подшипником 105 качения. Шестой подшипник 106 качения может быть дополнительно расположен с возможностью поддержки второго вала 92 турбины. В некоторых вариантах осуществления четвертый подшипник 104 и шестой подшипник 106 могут представлять собой радиальные подшипники. В некоторых вариантах осуществления пятый подшипник 105 может представлять собой осевой подшипник, т. е. упорный подшипник. В некоторых вариантах осуществления пятый осевой подшипник 105 также может иметь возможность выдерживать радиальную нагрузку в сочетании с возможностью выдерживать осевые нагрузки, т. е. он может быть выполнен с возможностью поддержки комбинированных радиальных и осевых нагрузок.

[0055] Два подшипника качения, поддерживающие второй вал 92 турбины, могут быть расположены на одном конце второго вала 92 турбины, а один подшипник качения, поддерживающий второй вал 92 турбины, может быть расположен на другом конце второго вала 92 турбины. Например, два подшипника качения могут быть расположены на верхнем по потоку конце второго вала 92 турбины или вблизи него, т. е. на конце, проходящем выше по потоку от первого вала 91 турбины, а другой подшипник качения может быть расположен на нижнем по потоку конце второго вала 92 турбины или вблизи него, т. е. на конце вала, проходящем ниже по потоку от первого вала 91 турбины. В примерах осуществления, показанных на Фиг. 2, четвертый радиальный подшипник 104 расположен на роторе 27 компрессора низкого давления. Пятый осевой подшипник 105 расположен на роторе 27 компрессора низкого давления. Шестой радиальный подшипник 106 может быть расположен на роторе 73 турбины промежуточного давления или вблизи него.

[0056] Размещение подшипников 103 и 106 в одном и том же месте масляной полости позволяет избежать необходимости в другой опорной раме между ротором 73 промежуточного давления и ротором 81 турбины низкого давления.

[0057] Таким образом, первый вал 91 турбины может поддерживать как ротор 41 компрессора высокого давления, так и ротор 67 турбины высокого давления в конфигурации между подшипниками, т. е. между первой группой подшипников, например подшипников 101 и 102, и второй группой подшипников, включающей только подшипник 103, расположенный вблизи конца первого вала 91 турбины, обращенного к секции свободной силовой турбины, т. е. секции 65 турбины низкого давления.

[0058] Ротор 73 турбины промежуточного давления и ротор 27 компрессора низкого давления, установленные на втором валу 92 турбины, могут поддерживаться в соответствии с частично консольной конфигурацией, т. е. подшипником 106 и подшипниками 104 и 105 соответственно.

[0059] В некоторых вариантах осуществления ротор турбины низкого давления или ротор 81 силовой турбины установлен в консольной конфигурации на третий вал 93 силовой турбины. В примерах осуществления ротор 81 турбины низкого давления может быть установлен на первом расположенном выше по потоку конце третьего вала 93 турбины, который обращен к ротору 73 турбины промежуточного давления. Второй противоположный конец третьего вала 93 турбины, схематически показанный позицией 94, представляет собой конец для подключения нагрузки, выполненный с возможностью механического соединения с валопроводом 6 и с приводимой в действие нагрузкой. Третий вал 93 турбины может поддерживаться тремя подшипниками качения, а именно седьмым подшипником 107, восьмым подшипником 108 и девятым подшипником 109. Эти три подшипника 107, 108, 109, поддерживающие третий вал 93 турбины, могут быть расположены на одной и той же стороне ротора 81 турбины низкого давления, т. е. между ротором 81 турбины низкого давления и концом 94 для подключения нагрузки третьего вала 93 турбины. В особенно предпочтительных вариантах осуществления седьмой подшипник 107 и девятый подшипник 109 могут представлять собой радиальные подшипники, а промежуточный восьмой подшипник 108 может представлять собой осевой или упорный подшипник.

[0060] Благодаря расположению подшипников третьего вала 93 турбины на стороне, противоположной секциям турбины высокого давления и промежуточного давления, подшипники лучше защищены от загрязнений, в частности, при вмешательствах для технического обслуживания газотурбинного двигателя. Более конкретно, подшипники третьего вала 93 турбины лучше всего защищены от загрязняющих примесей, например, когда сердечник и суперсердечник газотурбинного двигателя открыты и/или сняты, например для технического обслуживания, ремонта или замены.

[0061] В соответствии с настоящим описанием признаки и компоновки можно использовать для снижения осевой нагрузки на третий вал 93 турбины, т. е. вал силовой турбины, поддерживающий ротор 81 силовой турбины. За счет снижения осевой нагрузки на третий вал 93 турбины можно с легкостью обеспечивать высокие значения номинальной мощности турбины, например в диапазоне 40 МВт или выше, например 60 МВт или выше, например 65 МВт или выше, в дневных условиях по ISO без использования гидродинамических или гидростатических упорных подшипников. Снижение осевой нагрузки на валу позволяет использовать подшипники качения вместо или более сложных гидравлических подшипников и соответствующего вспомогательного оборудования. Указанные выше диапазоны мощности приведены только в качестве примера. Следует понимать, что можно предусмотреть газотурбинные двигатели, имеющие разные значения номинальной мощности, например меньшие значения номинальной мощности.

[0062] В продолжение ссылок на Фиг. 1 и 2, в то время как на Фиг. 2 схематически показаны основные секции и компоненты газотурбинного двигателя 2, на Фиг. 3 более подробно представлен увеличенный вид в разрезе части секции 15 турбины в варианте осуществления в соответствии с настоящим описанием.

[0063] Как показано на Фиг. 3, третий вал 93 турбины или вал 93 силовой турбины может быть снабжен осевой полостью 511, которая может быть выполнена в виде глухого отверстия и которая может проходить соосно через ротор 81 турбины низкого давления и может открываться в направлении ротора 73 турбины промежуточного давления. Осевая полость 511 может собирать сжатый воздух, вытекающий из полости 513 ротора 81 турбины низкого давления. В полости 513 размещены диски 84 ротора 81 турбины низкого давления, на которых установлены вращающиеся лопасти 83 секции 65 турбины низкого давления.

[0064] Полость 513 обычно нагнетают воздухом из секции 11 компрессора. Давление в полости 513 обычно немного превышает наибольшее давление в канале 515 для потока газа сгорания через секцию 65 турбины низкого давления. Повышение давления в полости 513 предотвращает приведение горячего газа сгорания в контакт с компонентами ротора 81 турбины низкого давления, за исключением лопастей ротора. Это может быть полезно, поскольку, хотя лопасти турбины обычно изготовлены из высокоэффективных материалов, пригодных для выдерживания высоких температур, большинство внутренних частей ротора могут быть изготовлены из менее дорогих, менее эффективных материалов, не пригодных для нахождения в контакте с высокотемпературным газом сгорания.

[0065] Давление воздуха в полости 513 увеличивает прямое осевое усилие, действующее на третий вал 93 турбины, и, таким образом, отрицательно влияет на нагрузку на осевой подшипник 108 третьего вала 93 турбины.

[0066] Для уменьшения отрицательного влияния давления воздуха в полости 513 на осевое усилие, приложенное к третьему валу 91 турбины, диаметр полости 513 давления уменьшают путем увеличения диаметра третьего вала 91 турбины в области, в которой находится осевая полость 511.

[0067] Между третьим валом 93 турбины, выполненным заедино с ротором 81 турбины низкого давления, и вторым валом 92 турбины, выполненным заедино с ротором 73 турбины промежуточного давления, предусмотрено вращающееся вентиляционное уплотнение 517. Таким образом, сжатый воздух, протекающий через вращающееся вентиляционное уплотнение 517, собирается в осевой полости 511 третьего вала 93 турбины.

[0068] Осевая полость 511 может быть соединена по текучей среде с масляной полостью подшипника, поддерживающего второй вал 92 турбины. В частности, осевая полость 511 может быть соединена по текучей среде с масляной полостью 521 подшипника, в которой расположен шестой подшипник 106 качения. Масляную полость 521 подшипника аналогично другим масляным полостям подшипника газотурбинного двигателя 2 можно продувать сжатым воздухом из секции 11 компрессора для предотвращения контакта горячего газа сгорания с подшипником, расположенным в масляной полости, и повреждения смазочного масла или механических компонентов подшипника. Сжатый воздух, подаваемый в масляную полость подшипника, должен отводиться таким образом, чтобы в масляной полости подшипника можно было поддерживать непрерывный поток воздуха для защиты подшипника от высокой температуры горячего газа сгорания.

[0069] В соответствии с некоторыми вариантами осуществления в роторе 73 турбины промежуточного давления предусмотрены вентиляционные отверстия 523 для воздуха. Вентиляционные отверстия 523 для воздуха обеспечивают сообщение по текучей среде масляной полости 521 с осевой полостью 511 третьего вала 93 турбины.

[0070] Воздух, собранный в осевой полости 511, которая может включать в себя воздух утечки из вращающегося вентиляционного уплотнения 517, а также воздух из масляной полости 521 подшипника, может выпускаться из осевой полости 511 через вентиляционные отверстия 525 для воздуха и вентиляционный канал 527 для воздуха, который проходит через неподвижную часть 529 газотурбинного двигателя 2. Вентиляционный канал 527 для воздуха может вести в концевую часть 531 канала для потока газа, например расположенного непосредственно ниже по потоку от последней ступени секции 65 турбины низкого давления. Давление в концевой части 531 канала для потока газа может быть ниже давления окружающей среды, так что эффективный отвод воздуха из масляной полости 521 подшипника может быть обеспечен при всех условиях эксплуатации газотурбинного двигателя 2 даже в условиях частичной нагрузки. Эффективный отвод воздуха, в частности, поддерживают также, когда газотурбинный двигатель 2 работает на мощности ниже расчетного режима, например на уровне или ниже 80% от номинальной мощности, например на уровне или около 70% от номинальной мощности.

[0071] В дополнение к обеспечению эффективного пути отвода воздуха из масляной полости 521 подшипника, как упомянуто выше, осевая полость 511 в третьем валу 93 газовой турбины уменьшает объем полости 513 ротора 81 турбины низкого давления и, следовательно, общую площадь, на которую действует давление воздуха, содержащегося в полости 511, поскольку часть внутренней части ротора 81 турбины низкого давления занята осевой полостью 511 третьего вала 93 турбины. Таким образом, уменьшается осевое усилие, формируемое давлением воздуха в полости 513 третьего вала 93 турбины и осевого или упорного подшипника 108.

[0072] В соответствии с некоторыми вариантами осуществления для дополнительного уменьшения осевого усилия на третьем валу 93 турбины газотурбинный двигатель 2 может быть снабжен полостью 533 балансировочного поршня. В некоторых вариантах осуществления полость 533 балансировочного поршня может быть расположена перед ротором 81 турбины низкого давления, т. е. на его стороне напротив секции 63 промежуточного давления. Например, полость 533 балансировочного поршня может быть расположена между неподвижной диафрагмой 535, выполненной заедино с корпусом 35, и передней поверхностью ротора 81 турбины низкого давления, т. е. поверхностью ротора 81 турбины низкого давления, обращенной к концу 94 для подключения нагрузки третьего вала 93 турбины.

[0073] Сжатый воздух из секции 11 компрессора может подаваться в полость 533 балансировочного поршня через каналы (не показаны), образованные в корпусе и в неподвижной части газотурбинного двигателя 2. Давление внутри полости 533 балансировочного поршня создает осевое усилие на роторе 81 турбины низкого давления, которое направлено противоположно усилию, создаваемому давлением воздуха в полости 513 ротора, и осевой нагрузке, создаваемой газом сгорания, расширяющимся посредством турбины 65 низкого давления.

[0074] В некоторых вариантах осуществления полость 533 балансировочного поршня может быть расположена между вентиляционным каналом 527 для воздуха и ротором 81 турбины низкого давления таким образом, чтобы вентиляционный канал 527 для воздуха был сформирован в неподвижной части газотурбинного двигателя 2 позади полости 533 балансировочного поршня между последним и концом 94 для подключения нагрузки третьего вала 93 турбины. Таким образом, вентиляционный канал 527 для воздуха проходит вокруг полости 533 балансировочного поршня с ее стороны напротив ротора турбины низкого давления.

[0075] В других вариантах осуществления полость балансировочного поршня может быть расположена в другом положении вокруг секции 65 турбины низкого давления, как известно специалистам в данной области.

[0076] Хотя настоящее изобретение описано с точки зрения различных конкретных вариантов осуществления, специалистам в данной области будет очевидно, что возможны многие модификации, изменения и исключения без отступления от сущности и объема формулы изобретения.

Газотурбинный двигатель содержит газогенератор (66), содержащий секцию (11) компрессора и секцию (65) силовой турбины. Секция (65) силовой турбины содержит ротор (81) силовой турбины, поддерживаемый валом (93) силовой турбины, который механически не связан с газогенератором (66). Вал (93) силовой турбины имеет внутри себя осевую полость (511), соединенную по текучей среде с масляной полостью (521) подшипника, соединенной по текучей среде с секцией (11) компрессора и вмещающей в себя по меньшей мере один подшипник (106), поддерживающий вал газогенератора (66). Вентиляционный канал (527) для воздуха проходит от указанной осевой полости (511) и ведет к каналу (515) для потока газа сгорания, расположенному ниже по потоку от ротора (81) силовой турбины. Таким образом, уменьшаются общая площадь, занимаемая газотурбинным двигателем, и его сложность, а техническое обслуживание упрощается. Улучшенная вентиляция полости подшипника улучшает работоспособность двигателя в нерасчетных условиях. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Газотурбинный двигатель (2) на основе авиационной газовой турбины, содержащий:

− газогенератор (66), содержащий секцию (11) компрессора; и

− секцию (65) силовой турбины, имеющую ротор (81) силовой турбины, поддерживаемый валом (93) силовой турбины, который механически не связан с газогенератором (66);

причем вал (93) силовой турбины имеет внутри себя осевую полость (511), соединенную по текучей среде с масляной полостью (521) подшипника; причем масляная полость (521) подшипника соединена по текучей среде с секцией (11) компрессора и вмещает в себя по меньшей мере один подшипник (106), поддерживающий вал (92) газогенератора (66); и при этом вентиляционный канал (527) для воздуха проходит от указанной осевой полости (511) и ведет к каналу (515) для потока газа сгорания, расположенному ниже по потоку от ротора (81) силовой турбины.

2. Газотурбинный двигатель (2) по п. 1, в котором газогенератор (66) содержит по меньшей мере секцию (61) турбины высокого давления, включающую в себя первый вал (91) турбины, и секцию (63) турбины промежуточного давления, включающую в себя второй вал (92) турбины, поддерживаемый указанным по меньшей мере одним подшипником (106).

3. Газотурбинный двигатель (2) по п. 1, в котором газогенератор (66) содержит:

секцию (61) турбины высокого давления и секцию (19) компрессора высокого давления, соединенные друг с другом с возможностью передачи приводного усилия посредством первого вала (91) турбины;

секцию (63) турбины промежуточного давления и секцию (17) компрессора низкого давления, соединенные друг с другом с возможностью передачи приводного усилия посредством второго вала (92) турбины, причем первый вал (91) турбины и второй вал (92) турбины расположены соосно, причем второй вал (92) турбины проходит через первый вал (91) турбины; и

секцию (13) камеры сгорания, соединенную по текучей среде с секцией (19) компрессора высокого давления и секцией (61) турбины высокого давления.

4. Газотурбинный двигатель (2) по п. 3, в котором указанный по меньшей мере один подшипник (106), расположенный в масляной полости (521) подшипника, поддерживает второй вал (92) турбины.

5. Газотурбинный двигатель (2) по любому из предшествующих пунктов, в котором на стороне ротора (81) силовой турбины напротив газогенератора (66) предусмотрена полость (533) балансировочного поршня.

6. Газотурбинный двигатель (2) по п. 5, в котором вентиляционный канал (527) для воздуха проходит радиально на стороне полости (533) балансировочного поршня напротив ротора силовой турбины.

7. Газотурбинный двигатель (2) по любому из предшествующих пунктов, в котором вал (93) силовой турбины поддерживается подшипниками (107, 108, 109) качения.

8. Газотурбинный двигатель (2) по любому из предшествующих пунктов, в котором ротор (81) силовой турбины установлен на валу (93) силовой турбины в консольной конфигурации, причем вал (93) силовой турбины поддерживается подшипниками (107, 108, 109), расположенными на стороне ротора (81) силовой турбины напротив газогенератора (66).

9. Способ эксплуатации газотурбинного двигателя, включающий следующие этапы:

эксплуатация газогенератора (66) газотурбинного двигателя (2), причем газогенератор содержит по меньшей мере поворотный вал (92), поддерживаемый по меньшей мере одним подшипником (106), расположенным в масляной полости (521) подшипника, и генерирует при этом газ сгорания;

расширение газа сгорания в секции (65) силовой турбины, содержащей ротор (81) силовой турбины, поддерживаемый валом (93) силовой турбины;

продувка масляной полости (521) подшипника сжатым воздухом из секции (11) компрессора газогенератора (66); и

выпуск воздуха из масляной полости (521) подшипника в полость (511) вала (93) силовой турбины и через вентиляционный канал (527), соединенный по текучей среде с каналом (515) для потока газа сгорания, расположенным ниже по потоку от ротора (81) силовой турбины.