ГАЗОВАЯ ТУРБИНА, СИСТЕМА, СОДЕРЖАЩАЯ ГАЗОВУЮ ТУРБИНУ, И СПОСОБ УМЕНЬШЕНИЯ ТЕПЛОВЫХ И МЕХАНИЧЕСКИХ НАПРЯЖЕНИЙ, ДЕЙСТВУЮЩИХ НА НАГРУЗОЧНОЕ СОЕДИНЕНИЕ В ГАЗОВОЙ ТУРБИНЕ
GAS TURBINE SYSTEM COMPRISING GAS TURBINE AND METHOD FOR REDUCING THERMAL AND MECHANICAL STRESSES ACTING ON LOAD JUNCTION IN GAS TURBINE

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Изобретение относится в целом к газовым турбинам, таким как, в частности, но без ограничения этим, газовым турбинам на базе авиационного двигателя. Более конкретно, изобретение относится к промышленным применениям газовых турбин на базе авиационного двигателя для генерации электроэнергии, сжижения природного газа или другим подобным вариантам промышленного применения.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Газовые турбины на базе авиационного двигателя широко используются в качестве источников энергии для устройств с механическим приводом, а также для генерации энергии для промышленных установок, трубопроводов, прибрежных платформ, при сжижении природного газа и т.п.
Фиг.1 изображает схематический вид установки, содержащей газовую турбину и нагрузку, механически приводимую в действие указанной газовой турбиной. Более конкретно, на схематическом виде, показанном на фиг.1, номером 1 позиции обозначена газовая турбина, которая приводит в действие нагрузку, например компрессор или ряд компрессоров, для линии сжижения природного газа, схематически показанной под номером 3 позиции. Газовая турбина 1 соединена с нагрузкой 3 при помощи нагрузочного соединения 5. Соединение 5 содержит вал 7 и муфту 9. В примере, изображенном на фиг.1, вал 7, приводимый во вращение турбиной 1, соединен с редуктором 11. Выходной вал 13 указанного редуктора 11 соединяет редуктор с нагрузкой 3. Нагрузка 3 может представлять собой одиночную ротационную установку, например компрессор или электрический генератор, или ряд ротационных установок с общим валом. Между двумя смежными ротационными установками, приводимыми в действие турбиной 1, может быть установлен дополнительный редуктор.
Газовая турбина 1 содержит газовый генератор 15 и силовую турбину 17. Газовый генератор 15, в свою очередь, содержит компрессор 19, камеру 21 сгорания и турбину 23 высокого давления. Воздух, поступающий в компрессор 19, сжимается при высоком давлении и добавляется к жидкому или газообразному топливу в камере сгорания 21. Сжатые высокотемпературные газы сгорания расширяются сначала в турбине 23 высокого давления, которая присоединена с помощью внутреннего вала 25 к компрессору 19. Расширение газов сгорания в турбине 23 обеспечивает выработку механической энергии, которая приводит во вращение компрессор 19. Частично расширенные газы сгорания, выходящие из турбины 23 высокого давления, поступают в силовую турбину 17 и продолжают расширяться с обеспечением выработки механической энергии, которая приводит в действие нагрузку 3 через соединение 5. Отработанные газы сгорания собираются коллектором-диффузором и выпускаются через выпускную линию 27.
В примере, изображенном на фиг.1, газовая турбина представляет собой одновальную газовую турбину, т.е. газовую турбину, в которой турбина 23 высокого давления соединена с компрессором 19 газового генератора 15 при помощи одного внутреннего вала 25. Силовая турбина, иногда называемая также турбиной низкого давления, поддерживается валом, отличным от внутреннего вала 25, так что газовый генератор 15 может вращаться независимо от турбины 17 и со скоростью, отличной от скорости вращения турбины 17. Другие варианты выполнения газовой турбины предусматривают другое число внутренних валов, при этом газовый генератор может содержать другое число компрессоров и турбин, приводящих указанные компрессоры в действие.
Эти турбины являются типичными турбинами на базе авиационного двигателя.
В иллюстративном варианте выполнения, изображенном на фиг.1, нагрузка 3 соединена при помощи соединения 5 с так называемым горячим концом газовой турбины 1, т.е. с той стороной газовой турбины, на которой расположена силовая турбина 17, в отличие от холодного конца, соответствующего стороне компрессора 19.
Нагрузочное соединение 5 подвержено температурным деформациям вследствие высокой температуры на горячем конце газовой турбины 1. Температурные деформации вала 7 необходимо уменьшить, т.е. должны быть приняты меры для предотвращения вызванного температурным расширением вала 7 повреждения нагрузочных подшипников силовой турбины 17 или оборудования, расположенного на нагрузочной стороне, т.е. подшипников редуктора 11 (в случае наличия) и/или ротационных установок 3, приводимых в действие газовой турбиной 1. Обычно принимаемые меры предусматривают выполнение муфты, которая может компенсировать тепловое расширение вала. Тем не менее, тепловое расширение вала приводит к возникновению осевых усилий, действующих на подшипники с обеих сторон муфты, т.е. на подшипники турбины и на подшипники редуктора и ротационных установок.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Как изложено ниже в данном документе со ссылкой на некоторые варианты изобретения, путем доставки потока охлаждающего воздуха в объем, по меньшей мере частично окружающий по меньшей мере часть нагрузочного соединения, соединяющего газовую турбину и нагрузку, обеспечивается активный отвод тепла вследствие принудительной конвекции воздуха из нагрузочного соединения с уменьшением, таким образом, тепловой деформации указанного соединения и, следовательно, с уменьшением осевой нагрузки на подшипники турбины и нагрузки.
Согласно некоторым вариантам выполнения описанного изобретения предложена газовая турбина, которая содержит по меньшей мере компрессор, силовую турбину, нагрузочное соединение, соединяющее газовую турбину с нагрузкой, ограждение нагрузочного соединения, по меньшей мере частично окружающее указанное соединение, систему каналов для охлаждающего воздуха, выполненную и расположенную с обеспечением циркуляции потока охлаждающего воздуха в указанном ограждении нагрузочного соединения, достаточной для отвода тепла из указанного соединения. Принудительная конвекция воздуха, выполняемая в ограждении нагрузочного соединения, обеспечивает отвод тепла из указанного соединения и поддерживает его при низкой температуре с уменьшением, таким образом, общей тепловой деформации нагрузочного соединения. Таким образом, осевые нагрузки, вызванные тепловым расширением подшипника нагрузки, уменьшаются также в том случае, когда газовая турбина присоединена к нагрузке через указанное соединение на горячем конце газовой турбины, т.е. на стороне силовой турбины, а не на стороне компрессора.
Ниже приведено описание дополнительных вариантов выполнения и преимуществ газовой турбины согласно предложенному изобретению.
В некоторых предпочтительных вариантах выполнения газовая турбина представляет собой газовую турбину на базе авиационного двигателя. Газовая турбина может быть одновальной газовой турбиной, т.е. газовой турбиной, в которой компрессор механически приводится в действие газовой турбиной высокого давления, причем компрессор и турбина высокого давления установлены на общем валу. Компрессор и турбина высокого давления образуют газовый генератор. Отработанные газы сгорания, выходящие из турбины высокого давления, продолжают расширяться в силовой турбине. Силовая турбина установлена на независимом валу и приводит во вращение нагрузку. В некоторых вариантах выполнения между силовой турбиной и нагрузкой расположен редуктор.
В других вариантах выполнения газовая турбина может быть двухвальной или трехвальной газовой турбиной, содержащей два или три компрессора и две или три турбины и коаксиальные валы, соединяющие турбины и валы друг с другом.
Независимо от числа компрессоров и турбин и от числа коаксиальных валов, между силовой турбиной, т.е. турбиной, обеспечивающей энергию для приведения в действие нагрузки, и нагрузкой расположено нагрузочное соединение, при этом имеется возможность установки между ними редуктора для приведения нагрузки и силовой турбины в действие с различными скоростями вращения. Нагрузочное соединение обычно содержит по меньшей мере вал и одну или более муфт. Вал может быть выполнен из одной или более секций или частей, соединенных друг с другом.
В некоторых вариантах выполнения нагрузочное соединение и его ограждение проходят через камеру для отработанного газа или узел выхлопного коллектора-диффузора, который по меньшей мере частично окружает указанное соединение и его ограждение. Узел выхлопного коллектора-диффузора проходит вокруг оси газовой турбины и собирает отработанные и расширенные газы сгорания с обеспечением их выпуска в окружающую среду или направления расширенных высокотемпературных газов сгорания, например, к паровой турбине или другой секции комбинированной установки.
В некоторых вариантах выполнения газовая турбина по меньшей мере частично расположена в газотурбинном блоке, содержащем турбинное отделение, в котором размещена указанная газовая турбина. В некоторых вариантах выполнения также имеется система циркуляции воздуха, предназначенная для циркуляции охлаждающего воздуха в турбинном отделении. Ниже по потоку от турбинного отделения предпочтительно расположено нагрузочное отделение. Нагрузочное отделение расположено на стороне турбинного отделения. На противоположной стороне турбинного отделения расположена противоположная воздухозаборная камера, обеспечивающая возможность охлаждения внешней части турбинного корпуса воздухом, находящимся в компрессоре газовой турбины и в турбинном отделении. Нагрузочное соединение, которое соединяет газовую турбину и нагрузку, предпочтительно проходит через нагрузочное отделение. Воздух может поступать в ограждение нагрузочного соединения из системы циркуляции воздуха или других предназначенных для этого источников.
Система каналов для охлаждающего воздуха может содержать воздуховод, в котором происходит принудительная циркуляция охлаждающего воздуха из указанной системы циркуляции. Указанный воздуховод проточно соединен с ограждением нагрузочного соединения по меньшей мере первым вентиляционным проходом, при этом в некоторых вариантах выполнения имеется второй и, возможно, третий вентиляционный проход, проточно соединенный с нагрузочным отделением для обеспечения возможности принудительной циркуляции воздуха в указанном отделении.
Ограждение нагрузочного соединения может быть открыто на обоих концах, так что воздух, принудительно циркулирующий в объеме, ограниченном указанным ограждением, может выходить у обоих концов ограждения. Это также улучшает охлаждение нагрузочного соединения в его частях, проходящих вне ограждения.
Согласно следующему аспекту описанное изобретение относится к способу уменьшения тепловых и механических напряжений, действующих на нагрузочное соединение в газовой турбине, которая содержит по меньшей мере компрессор, силовую турбину и нагрузочное соединение, соединяющее указанную газовую турбину с нагрузкой. В соответствии с некоторыми вариантами выполнения указанный способ включает отвод тепла из нагрузочного соединения путем принудительного перемещения охлаждающего воздуха вокруг указанного соединения.
В некоторых вариантах выполнения способ включает следующие этапы:
задание ограниченного объема, по меньшей мере частично окружающего нагрузочное соединение, и принудительную циркуляцию охлаждающего воздуха в указанном ограниченном объеме с обеспечением отвода тепла из нагрузочного соединения. Следует понимать, что тепло обычно отводят только из одной части нагрузочного соединения, т.е. части, ближайшей к горячему концу газовой турбины, так как тепловое расширение сконцентрировано в указанной части нагрузочного соединения.
В иллюстративном варианте выполнения предложенного изобретения указанный способ включает этап установки ограждения нагрузочного соединения, по меньшей мере частично окружающего указанное соединение, при этом указанный ограниченный объем по меньшей мере частично ограничивают указанным ограждением, и этап принудительной циркуляции охлаждающего воздуха между указанным нагрузочным соединением и его ограждением с обеспечением, таким образом, отвода тепла из нагрузочного соединения.
В других вариантах выполнения указанный способ может дополнительно включать этап принудительного выведения охлаждающего воздуха из указанного ограниченного объема по меньшей мере у первого конца ограждения нагрузочного соединения, обращенного к указанной силовой турбине, в результате чего поток охлаждающего воздуха, выходящий из указанного ограниченного объема у первого конца ограждения нагрузочного соединения, направляют на указанную силовую турбину. В некоторых вариантах выполнения способ может дополнительно включать этап выведения охлаждающего воздуха из указанного ограниченного объема по меньшей мере у второго конца ограждения нагрузочного соединения, обращенного к указанной нагрузке, в результате чего поток охлаждающего воздуха, выходящий из указанного ограниченного объема у второго конца ограждения нагрузочного соединения, направляют от силовой турбины к нагрузке. Указанный второй конец ограждения может быть открыт в направлении окружающей среды, т.е. наружу от турбинной установки.
Согласно некоторым иллюстративным вариантам выполнения указанный способ включает этапы установки газовой турбины в газотурбинном блоке, создания потока охлаждающего воздуха для охлаждения корпуса указанной газовой турбины и отведения части указанного потока охлаждающего воздуха к указанному ограниченному объему, частично окружающему нагрузочное соединение.
Газотурбинный блок обычно также содержит нагрузочное отделение, выполненное между газовой турбиной и нагрузкой. Нагрузочное соединение и окружающий его ограниченный объем могут быть расположены по меньшей мере частично в указанном нагрузочном отделении, при этом охлаждающий воздух может циркулировать частично также в указанном ограниченном объеме и частично в нагрузочном отделении.
Ниже приведено описание особенностей и вариантов выполнения, дополнительно изложенных в формуле изобретения, которая является неотъемлемой частью данного описания. В вышеприведенном кратком описании изложены особенности различных вариантов выполнения данного изобретения для лучшего понимания нижеследующего подробного описания и для лучшей оценки предложенного вклада в уровень техники. Разумеется, существуют другие особенности изобретения, которые описаны ниже и изложены в формуле изобретения. В этом отношении, прежде чем рассматривать подробное описание нескольких вариантов выполнения изобретения, необходимо уяснить, что практическое применение изобретения не ограничено только элементами конструкции и вариантами компоновки составных частей, представленными в нижеследующем описании или изображенными на чертежах. Изобретение может иметь другие варианты выполнения и быть реализовано или выполнено различными способами. Кроме того, следует понимать, что формулировки и термины, употребляемые в данном документе, используются с описательной целью и не должны рассматриваться как ограничительные.
По существу, специалистам должно быть понятно, что принцип, лежащий в основе данного изобретения, может легко использоваться в качестве основы для создания других структур, способов и/или систем, предназначенных для достижения нескольких целей данного изобретения. Следовательно, важно, чтобы пункты формулы изобретения рассматривались как включающие такие эквивалентные конструкции при условии, что они не выходят за рамки сущности и объема данного изобретения.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Более полное понимание описанных вариантов выполнения изобретения и многих обеспечиваемых им преимуществ может быть легко достигнуто при рассмотрении нижеследующего подробного описания совместно с прилагаемыми чертежами, на которых:
фиг.1 изображает известное устройство, содержащее газовую турбину и компрессор,
фиг.2 изображает устройство, содержащее газовую турбину и компрессор, в соответствии с предложенным изобретением,
фиг.3 изображает схематический продольный разрез устройства, показанного на фиг.2,
фиг.4 изображает поперечный разрез по линии III-III на фиг.3.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ ВЫПОЛНЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Нижеследующее описание иллюстративных вариантов выполнения приведено со ссылкой на сопроводительные чертежи. Одинаковые номера позиций на разных чертежах обозначают одинаковые или аналогичные элементы. Кроме того, указанные чертежи не обязательно выполнены в масштабе. Приведенное ниже подробное описание не ограничивает данное изобретение, объем которого определяется прилагаемой формулой изобретения.
Используемое на протяжении всего описания выражение «один вариант выполнения», «вариант выполнения» или «некоторые варианты выполнения» означает, что конкретный признак, конструкция или характерная особенность, описанные в связи с вариантом выполнения, присущи по меньшей мере одному варианту выполнения рассматриваемого объекта изобретения. Таким образом, фразы «в одном варианте выполнения», «в варианте выполнения» или «в некоторых вариантах выполнения», встречающиеся в разных местах на протяжении всего описания, не обязательно все относятся к одному и тому же варианту выполнения (к одним и тем же вариантам выполнения). Кроме того, конкретные признаки, конструкции или характерные особенности могут сочетаться любым соответствующим образом в одном или более вариантах выполнения.
Фиг.2 схематически изображает установку в соответствии с изобретением, описанным в данном документе. Указанная установка содержит газовую турбину и нагрузку, присоединенную к газовой турбине с помощью нагрузочного соединения. Более конкретно, на схематическом виде, приведенном на фиг.2, газотурбинный блок 31, содержащий газовую турбину 33, присоединен с помощью нагрузочного соединения 35 к нагрузке 37. В иллюстративном варианте выполнения, изображенном на фиг.2, нагрузка 37 показана в виде компрессора, например компрессора для охладителя системы сжижения природного газа. В иллюстративном варианте выполнения, изображенном на фиг.2, между газовой турбиной и компрессором 37 расположен редуктор 38. Компрессор 37 может быть одним из ряда компрессоров, образующих цепь компрессоров, приводимых в действие одной и той же газовой турбиной 33. Следует понимать, что газовая турбина может приводить в действие различные виды нагрузки. Например, нагрузка может представлять собой электрический генератор силовой установки. Нагрузочное соединение может содержать один или более редукторов и/или одну или более ротационных установок, например электроустановок или турбоустановок.
В иллюстративном варианте выполнения, изображенном на фиг.2, газотурбинный блок 31 содержит воздухозаборную камеру 39, проточно соединенную с воздухозаборной линией 41 и с впускной стороной компрессора 43 газовой турбины 33. Газовая турбина 33 может содержать турбину 45 высокого давления и силовую турбину 47. Турбина 45 высокого давления присоединена с возможностью передачи приводного усилия к компрессору 43 с помощью внутреннего вала (не показан). Газы сгорания, образующиеся в камере сгорания газовой турбины, затем расширяются в турбине 45 высокого давления с обеспечением выработки энергии, необходимой для приведения в действие компрессора 43, а затем - в силовой турбине 47 с обеспечением приведения в действие нагрузки 37. Возможно использование различных газотурбинных устройств, например, содержащих два или более установленных последовательно компрессоров и более двух турбин, установленных последовательно на горячей стороне газовой турбины 33. В целом, газовая турбина 33 содержит газовый генератор, выполненный из по меньшей мере одного компрессора 43 и турбины 45 высокого давления и создающий газы сгорания, находящиеся при высокой температуре и высоком давлении и подвергаемые расширению в одной или более турбинах 47.
В некоторых вариантах выполнения газовая турбина 33 может представлять собой газовую турбину на базе авиационного двигателя. Общая конструкция и конфигурация, в том числе количество компрессоров, турбин, валов, ступеней сжатия и расширения в газовой турбине на базе авиационного двигателя, может изменяться от одной такой турбины к другой. Подходящими газовыми турбинами на базе авиационного двигателя являются турбины LM2500+G4 LSPT или LM2500, серийно выпускаемые фирмой GE Aviation (г.Эвендейл, шт.Огайо, США). Другими подходящими газовыми турбинами на базе авиационного двигателя являются, например, турбина PGT25+G4, серийно выпускаемая фирмой GE Oil and Gas (г.Флоренция, Италия), или турбина Dresser-Rand Vectra 40G4, серийно выпускаемая фирмой Dresser Rand Company (г.Хьюстон, шт.Техас, США). В других вариантах выполнения газовые турбины на базе авиационного двигателя могут представлять собой турбины PGT16, PGT20, серийно выпускаемые фирмой GE Oil and Gas (г.Флоренция, Италия), или турбина LM6000, серийно выпускаемая фирмой GE Aviation (г.Эвендейл, шт.Огайо, США).
Расширенные и отработанные газы сгорания собираются в узле 49 выхлопного диффузора-коллектора и выпускаются в окружающую среду через выпускную линию 51.
В иллюстративном варианте выполнения, показанном на чертежах, узел 49 расположен в нагрузочном отделении 53. Нагрузочное отделение 53 расположено на противоположной стороне газотурбинного блока 31 по отношению к воздухозаборной камере 39, т.е. на стороне горячего конца газовой турбины. Нагрузочное соединение 35 проходит от силовой турбины 47 через узел 49, который, таким образом, по меньшей мере частично окружает указанное соединение 35.
Часть воздуха, втянутого через камеру 39 на стороне холодного конца газовой турбины 33, проходит через газотурбинный блок 31 и, более конкретно, через турбинное отделение 55, которое образует промежуточную часть указанного блока 31 и в котором по меньшей мере частично расположена турбина 33. Воздух, циркулирующий в отделении 55, охлаждает корпус турбинного устройства и выводится через выпускную линию 57 для охлаждающего воздуха.
В некоторых вариантах выполнения часть охлаждающего воздуха, втянутого в турбинное отделение 55, отводится в воздушный проход 59, который проточно соединен с воздуховодом 61.
В иллюстративном варианте выполнения, показанном на чертеже, воздуховод 61 проточно соединен с ограждением 65 воздушным вентиляционным проходом 63, конструкция которого лучше всего видна на фиг.3. В некоторых вариантах ограждение 65 нагрузочного соединения выполнено из цилиндрической оболочки или рукава 67, который по меньшей мере частично окружает вал 69, образующий часть нагрузочного соединения 35.
В некоторых вариантах выполнения ограждение 65 имеет первый конец 65А, обращенный к газовой турбине 33, и второй конец 65В, обращенный к нагрузке 37. По меньшей мере один конец, а предпочтительно оба конца 65А и 65В могут быть выполнены открытыми, так что охлаждающий воздух, подвергаемый принудительной циркуляции через воздуховод 61 и вентиляционный проход 63, выходит из ограниченного объема или пространства, ограниченного цилиндрической оболочкой или рукавом 67 ограждения 65 и обозначенного номером 70 позиции. В некоторых вариантах выполнения первый конец 65А ограждения нагрузочного соединения ориентирован таким образом, что воздух, выходящий из указанного конца 65А, направляется на узел 49 выхлопного диффузора-коллектора. В некоторых вариантах выполнения второй конец 65В ограждения 65 может быть открыт по направлению к окружающей среде, наружу от турбинного блока, так что часть охлаждающего воздуха, подвергаемого принудительной циркуляции в ограниченном объеме, окружающем нагрузочное соединение, выпускается в окружающую среду.
В некоторых вариантах выполнения воздуховод 61 дополнительно проточно соединен со вторым вентиляционным проходом 64 и, возможно, с третьим вентиляционным проходом 66 (см. фиг.4).
Второй и третий вентиляционные проходы 64 и 66 имеют открытые концы, расположенные в нагрузочном отделении 53, так что воздух, направленный в указанные проходы 64, 66, выпускается в отделение 53. Воздух, циркулирующий в нагрузочном отделении, охлаждает указанное отделение 53 и любые расположенные в нем устройства.
При вышеописанной конфигурации обеспечивается поступление охлаждающего воздуха, направляемого системой циркуляции охлаждающего воздуха через воздушный проход 59, в первый вентиляционный проход 63, а также во второй и/или третий вентиляционные проходы 64 и 66 в случае их наличия. Воздушный поток, проходящий по первому вентиляционному проходу 63 в объем 70, окружающий нагрузочное соединение 35, охлаждает указанное соединение 35 и, более конкретно, вал 69, окруженный ограждением 65. Воздушный поток, выходящий из обоих концов 65А и 65В ограждения нагрузочного соединения, также отводит тепло от обеих частей вала 69, выходящих из ограждения 65, и одной или более муфт, расположенных на указанном валу 69 за пределами ограждения 65. Кроме того, воздух, выходящий из открытого конца 65А ограждения 65, направляется к узлу 49 выхлопного диффузора-коллектора с обеспечением поддержания температуры в области, окружающей нагрузочное соединение 35, на пониженном уровне.
Температура охлаждающего воздуха и скорость его потока предпочтительно обеспечивают поддержание температуры нагрузочного соединения 35 и, более конкретно, вала 69, при таком значении, которое существенно уменьшает осевую нагрузку на подшипники вала как на сторонах турбины, так и на стороне нагрузки.
Как видно, в частности, из фиг.3, в некоторых вариантах выполнения открытый конец 65А ограждения 65 нагрузочного соединения расположен в полой части узла 49 выхлопного диффузора-коллектора, через который проходит нагрузочное соединение 35. Таким образом, эффективный поток охлаждающего воздуха, выходящий из трубчатого ограждения 65 нагрузочного соединения, направляется вдоль проксимального конца вала 69 и, возможно, муфты 69А, расположенной между валом 69 и горячим концом газовой турбины 33, непосредственно в ту область, где имеет место самая высокая тепловая нагрузка, вызванная горячими отработанными газами, которые собираются узлом 49 и направляются к выпускной линии 51.
Фиг.4 схематически изображает дополнительную муфту 69В, расположенную на нагрузочном соединении 35 в области второго открытого конца 65В ограждения указанного соединения. В данной области направленный поток охлаждающего воздуха, выходящий из открытого конца 65В, также обеспечивает эффективное охлаждение этой области соединения 35.
Несмотря на то что представленные варианты выполнения изобретения изображены на чертежах и подробно описаны выше применительно к нескольким иллюстративным вариантам выполнения, специалистам должно быть очевидно, что возможно выполнение множества модификаций, изменений и исключений без существенного отклонения от изложенных новых идей, принципов и концепций, а также преимуществ изобретения, перечисленных в прилагаемой формуле изобретения. Таким образом, истинный объем раскрытых нововведений определяется только самым широким толкованием прилагаемой формулы изобретения с охватыванием всех таких модификаций, изменений и исключений. Кроме того, порядок или последовательность любых этапов процесса или способа может варьироваться или изменяться в соответствии с альтернативными вариантами выполнения.