Бронированный машинный компонент и газовая турбина



Бронированный машинный компонент и газовая турбина
Бронированный машинный компонент и газовая турбина
Бронированный машинный компонент и газовая турбина
Бронированный машинный компонент и газовая турбина
Бронированный машинный компонент и газовая турбина

 


Владельцы патента RU 2451241:

СИМЕНС АКЦИЕНГЕЗЕЛЛЬШАФТ (DE)

Газовая турбина содержит несколько машинных компонентов. Машинный компонент имеет изготовленное из основного материала основное тело, которое снабжено в частичной зоне своей поверхности бронированием из нанесенного материала с большей по сравнению с основным материалом твердостью. Бронирование выполнено сегментированно и образовано несколькими бронированными сегментами. Бронированная частичная зона поверхности первого машинного компонента расположена смежно с бронированной частичной зоной поверхности второго машинного компонента, при этом нанесенный материал первого машинного компонента имеет другую твердость по сравнению с нанесенным материалом второго машинного компонента. В турбине жаровая труба камеры сгорания, смесительный корпус камеры сгорания и/или внутренний корпус камеры сгорания могут быть выполнены в виде машинных компонентов. Изобретение направлено на уменьшение износа конструктивных деталей турбины, работающих в сравнительно сильно термически нагружаемых областях. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к машинному компоненту с изготовленным из основного материала основным телом, которое снабжено на части своей поверхности бронированием из нанесенного материала с большей по сравнению с основным материалом твердостью. Кроме того, изобретение относится к газовой турбине с несколькими машинными компонентами этого вида.

Турбины, в частности газовые турбины, применяются во многих областях техники для привода генераторов или рабочих машин. При этом содержание энергии топлива используется для создания вращательного движения турбинного вала. Для этого топливо сжигают в камере сгорания, при этом подводится сжимаемый воздушным компрессором воздух. При этом образующаяся в камере сгорания за счет сжигания топлива, имеющая высокое давление и высокую температуру рабочая среда направляется через расположенный за камерой сгорания турбинный блок, где она расширяется с выполнением работы.

При этом для создания вращательного движения турбинного вала на нем расположено множество обычно объединенных в группы лопаток или ряды лопаток рабочих лопаток, которые за счет передачи количества движения из рабочей среды приводят во вращение турбинный вал. Кроме того, для направления рабочей среды в турбинном блоке обычно между соседними рядами рабочих лопаток расположены соединенные с корпусом турбины ряды направляющих лопаток.

Турбина такого вида содержит множество конструктивных частей или машинных компонентов, которые расположены соответствующим образом в турбине с соблюдением размеров, форм и/или допусков. При этом во многих случаях может быть желательным минимизировать контакт друг с другом соседних машинных компонентов или конструктивных частей для удерживания тем самым особенно небольшого износа соответствующих конструктивных частей. Тем не менее, при работе турбины, например вследствие теплового расширения или вследствие возникающих при работе колебаний или т.п., может происходить сам по себе нежелательный контакт между такими конструктивными частями, так что происходит определенный износ таких конструктивных частей. Например, такими машинными компонентами в зоне камеры сгорания газовой турбины обычно являются так называемая жаровая труба, смесительный корпус, которые расположены смежно друг с другом. Они имеют на основании своей конструкции такие большие деформации и критичные допуски, что при работе газовой турбины не исключается контакт этих конструктивных частей друг с другом в некоторых местах. За счет этого контакта возникает нежелательный и, в частности, при длительной работе возможно также критичный износ, так что указанные конструктивные части необходимо с регулярными интервалами проверять и при необходимости заменять или ремонтировать.

Для того чтобы в таких ситуациях удерживать износ соответствующих конструктивных частей и машинных компонентов особенно небольшим, можно выполнять машинный компонент в так называемом бронированном виде, при этом особенно подвергаемые ожидаемому износу или ожидаемым контактам с соседними компонентами зоны покрывают называемым бронированием защитным покрытием. При этом такое бронирование может быть образовано наносимым материалом, который имеет повышенную по сравнению с основным материалом механическую твердость, так что уже за счет такого выбора материала можно уменьшать возникающий при контакте износ.

Однако на основании обычно большей для таких целей применения твердости наносимого материала, он является также более хрупким, чем соответствующий основной материал основного тела машинного компонента. Дальнейшая обработка снабженного нанесенным материалом основного тела, например, посредством изгиба или т.п., является тем самым лишь ограниченно возможной. Кроме того, при тепловом расширении основного тела в снабженной нанесенным материалом зоне могут возникать трещины и другие повреждения на основе различных характеристик теплового расширения. Поэтому как раз для применения в сравнительно сильно термически нагружаемых областях, как, например, во внутренней зоне камеры сгорания газовой турбины, такие бронированные машинные компоненты пригодны лишь условно.

Поэтому в основу данного изобретения положена задача создания машинного компонента указанного выше вида, который особенно пригоден также для применения в термически сравнительно сильно нагружаемой зоне рабочей машины. Кроме того, должна быть создана газовая турбина с несколькими такими машинными компонентами.

Относительно машинного компонента эта задача решена, согласно изобретению, с помощью пункта 1 формулы изобретения.

При этом изобретение исходит из понимания того, что машинный компонент для обеспечения принципиальной возможности применения с соблюдением условий работы с малым износом должен быть снабжен подходящим бронированием. Для исключения связанных с этим недостатков, в частности, относительно возможности дальнейшей обработки, а также стабильности относительно тепловой нагрузки, боковое расширение бронирования должно удерживаться особенно небольшим. Однако для обеспечения, тем не менее, возможности покрытия достаточно большой частичной зоны поверхности, отдельные зоны бронирования необходимо выполнять с развязкой друг от друга, чтобы обеспечивать тем самым достаточную податливость относительно тепловой деформации и т.п. Для этого бронирование необходимо выполнять в виде сегментов.

При этом можно осуществлять бронирование, в частности, смежно расположенных друг с другом конструктивных частей или машинных компонентов так, что при этом бронированная частичная зона поверхности первого машинного компонента расположена смежно с бронированной частичной зоной второго машинного компонента. При этом наносимый материал первого машинного компонента имеет твердость, отличающуюся от твердости наносимого материала второго машинного компонента. Таким образом, за счет подходящего выбора материала можно при возникающем контакте друг с другом обоих машинных компонентов целенаправленно сосредотачивать износ на одном из обоих машинных компонентов, а именно на компоненте с бронированием меньшей твердости, при этом можно выбирать для этого, в частности, более просто заменяемый или ремонтируемый машинный компонент.

Бронированные сегменты можно наносить на основное тело машинного компонента с помощью подходящих технологий. Однако предпочтительно наносить бронированные сегменты на основное тело с помощью наплавки, так что достигается в целом особенно тесное соединение с основным телом и тем самым высокая стабильность машинного компонента.

Бронированные сегменты можно наносить на наружную поверхность основного тела, так что возникающий за счет этого контур имеет по существу множество задаваемых бронированными сегментами выемок на поверхности машинного компонента. Однако для обеспечения возможности выдерживания требуемых размеров конструктивной части или машинного компонента или же для обеспечения гладкой снаружи поверхности, бронированные сегменты предпочтительно вносятся или заделываются в соответствующие углубления в основном теле. За счет этого предпочтительно достигается в целом почти плоская общая поверхность машинного компонента, при этом, в частности, наружная поверхность бронированных сегментов и наружная поверхность проходящих между бронированными сегментами перегородок основного тела образуют сплошную поверхность.

Машинные компоненты указанного вида предпочтительно применяются в газовой турбине, в частности, в виде жаровой трубы камеры сгорания, в виде смесительного корпуса камеры сгорания и/или в виде внутреннего корпуса камеры сгорания.

Достигаемые с помощью изобретения преимущества состоят, в частности, в том, что за счет сегментированного выполнения бронирования машинного компонента даже при малых диапазонах допусков вообще впервые обеспечивается возможность нанесения бронирования на основное тело, при этом как раз относительно сегментированного выполнения бронирования можно максимально предотвращать коробление основного тела вследствие высоких рабочих температур при наплавке. Кроме того, за счет сегментированного нанесения бронирования предотвращается образование трещин при нанесении бронирования, которые могли бы возникать при сплошной направке бронирования. Дополнительно к этому, обеспечивается возможность последующего сгибания конструктивной части, без очень сильной нагрузки при этом нанесенного материала. Кроме того, во время монтажа и при работе можно сравнительно легко выполнять деформации и соединительную сварку без опасности критичного воздействия на конструктивную часть.

За счет нанесения бронированных сегментов в выполненные в основном теле углубления можно затем гомогенизировать поверхность машинного компонента, при этом можно также затем удалять возможное выступание после наплавки. При этом можно обеспечивать, в частности, при согласованной геометрии конструктивной части, выдерживание заданных размеров. Сегментированное нанесение бронирования уменьшает также нагрузку конструктивной части при изготовлении, монтаже и при работе.

Кроме того, как раз при применении в турбинах, в частности газовых турбинах, можно за счет подходящего выбора материалов при бронировании пар компонентов сосредотачивать износ на одном из обоих машинных компонентов за счет подходящего выбора различных твердостей, так что значительно облегчаются последующее техническое обслуживание и замена соответствующих компонентов.

Ниже приводится подробное пояснение примера выполнения изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображено:

фиг.1 - продольный разрез газовой турбины;

фиг.2 - разрез камеры сгорания газовой турбины, согласно фиг.1; и

фиг.3-5 - машинные компоненты газовой турбины, согласно фиг.1.

На всех фигурах одинаковые части обозначены одинаковыми позициями.

Показанная на фиг.1 газовая турбина 1 имеет компрессор 2 для воздуха сгорания, камеру 4 сгорания, а также турбину 6 для привода компрессора 2 и не изображенного генератора или рабочей машины. Для этого турбина 6 и компрессор 2 расположены на общем, называемом также ротором турбины турбинном валу 8, с которым соединен также генератор, соответственно рабочая машина, и который установлен с возможностью вращения вокруг средней оси 9.

Камера 4 сгорания снабжена несколькими горелками 10 для сжигания жидкого или газообразного топлива. Кроме того, камера сгорания снабжена на своей внутренней поверхности не изображенными теплозащитными элементами.

Турбина 6 имеет множество соединенных с турбинным валом 8 вращающихся рабочих лопаток 12. Рабочие лопатки 12 расположены в виде венца на турбинном валу 8 и образуют несколько рядов рабочих лопаток. Кроме того, турбина 6 содержит множество неподвижных направляющих лопаток 14, которые также в виде венца с образованием рядов направляющих лопаток закреплены на внутреннем корпусе 16 турбины 6. При этом рабочие лопатки 12 служат для приведения во вращение турбинного вала 8 за счет передачи количества движения проходящей через турбину 6 рабочей среды М. В противоположность этому, направляющие лопатки 14 служат для направления потока рабочей среды М между, при рассматривании в направлении потока рабочей среды М, расположенными последовательно друг за другом рядами рабочих лопаток или венцами рабочих лопаток. При этом следующая друг за другом пара из венца направляющих лопаток 14 или ряда направляющих лопаток и из венца рабочих лопаток 12 или ряда рабочих лопаток обозначается как ступень турбины.

Каждая направляющая лопатка 14 имеет платформу 18, которая для фиксации соответствующей направляющей лопатки 14 на внутреннем корпусе 16 турбины 6 расположена в качестве стенного элемента. При этом платформа 18 является сравнительно сильно нагружаемой термически конструктивной частью, которая образует наружное ограничение канала горячего газа для проходящего через турбину 6 потока рабочей среды М. Аналогичным образом, каждая рабочая лопатка 12 закреплена на турбинном валу 8 с помощью называемой также хвостовиком лопатки платформы 20.

Между расположенными на расстоянии друг от друга платформами 18 направляющих лопаток 14 двух соседних рядов направляющих лопаток на внутреннем корпусе 16 турбины 6 расположено направляющее кольцо 21. При этом внутренняя поверхность каждого направляющего кольца 21 также подвергается воздействию проходящего через турбину 6 потока горячей рабочей среды М, и отделена в радиальном направлении от наружного конца противоположных ему рабочих лопаток 12 ряда рабочих лопаток зазором 24.

Как показано в увеличенном масштабе на фиг.2, каждая из камер 4 сгорания в своей входной зоне, с которой соединено несколько не изображенных подающих трубопроводов для сред, таких как топливо и воздух сгорания, снабжена внутри так называемой жаровой трубой 30, внутри которой происходит сгорание топлива. Через также расположенный внутри корпуса 32 соответствующей горелки 10 называемый также смесительным корпусом переходной элемент 34 жаровая труба 30 на стороне выхода соединена со смесительным корпусом 34 камеры 4 сгорания.

При этом жаровая труба 30, переходной элемент 34 и внутренний корпус 36 соединены друг с другом в виде вставленных друг в друга труб, так что обеспечивается надежное направление потока среды из жаровой трубы 30 во внутренний корпус 36 камеры 4 сгорания. При этом соответствующие вставленные друг в друга концы труб позиционированы по возможности без соприкосновения друг с другом с сохранением заданных размеров и допусков, так что по возможности предотвращается износ на основе возникающего контакта друг с другом компонентов или трущихся друг о друга компонентов. Однако в рабочих условиях при работе газовой турбины 1 не удается избежать повторяющегося контакта между этими компонентами, так что в любом случае приходится считаться с остаточным износом. Для учета этого износа необходимо в рамках работ по техническому обслуживанию и инспектированию выполнять регулярную проверку и при необходимости замену этих компонентов.

Для уменьшения эксплуатационных расходов газовой турбины 1 и максимального упрощения необходимых инспекционных и обслуживающих работ компоненты газовой турбины 1 выполнены с возможно меньшим износом. При этом для учета износа, вызываемого контактом машинных компонентов, - жаровая труба 30, переходной элемент 34 и внутренний корпус 36, и для удерживания как раз этого износа при возникающем контакте компонентов друг с другом особенно небольшим, - эти указанные машинные компоненты выполнены в виде бронированных компонентов. Для этого каждый из машинных компонентов жаровая труба 30, переходной элемент 34 и внутренний корпус 36 выполнен из изготовленного из основного материала основного тела 40, которое в показанной на фиг.3-5 частичной зоне своей поверхности снабжено бронированием 42 из нанесенного материала. При этом нанесенный материал выбран так, что он по сравнению с основным материалом имеет более высокую твердость, так что обеспечивается повышенная стойкость относительно механической и тепловой нагрузки. При этом нанесенный материал нанесен на основное тело 40 с помощью наплавки.

Для исключения отрицательного воздействия бронирования 42 на изготовление, монтаж, а также работу соответствующих машинных компонентов, которое может возникать, например, за счет различных характеристик теплового расширения и связанного с этим образования трещин во время собственно процесса наплавки или во время работы при повышенной тепловой нагрузке, бронирование 42 соответствующих машинных компонентов выполнено сегментировано. Для этого бронирование 42 содержит несколько сегментов 44 бронирования, при этом размеры относительно размеров собственно машинного компонента и применяемые материалы выбраны так, что за счет ограниченного бокового расширения соответствующих сегментов 44 бронирования предотвращается слишком большое отрицательное влияние на основное тело 40 за счет различных характеристик теплового расширения и т.п.

Как показано на фиг.3, бронированные сегменты 44 выполнены в соответствующих углублениях в основном корпусе 40. При этом углубления могут быть выполнены с помощью подходящих способов обработки, таких как, например, фрезерование, токарная обработка или шлифование. При этом выбор размеров можно в принципе осуществлять так, что на плоскую поверхность основного тела 40 наносятся бронированные сегменты 44, и в соответствии с их толщиной между ними возникают соответствующие углубления. Однако при нанесении бронированных сегментов 44 изготовление можно выполнять, как показано на фиг.3-5, так, что наружная поверхность бронированных сегментов 44 образует с наружной поверхностью проходящих между наружными бронированными сегментами 44 перегородок 46 основного тела 40 сплошную и тем самым плоскую поверхность. При этом в качестве готового машинного компонента образуется конструктивная часть, которая относительно своей формы, размеров и допусков максимально соответствует первоначально предусмотренной конструктивной части и имеет, в частности, соответствующую гладкую и плоскую поверхность.

На фиг.4 показано, что также изогнутое кольцо 50 для охлаждающего воздуха может быть выполнено, по меньшей мере, частично в виде бронированного машинного компонента указанного вида. При этом кольцо 50 для охлаждающего воздуха также снабжено на своей поверхности бронированными сегментами 44, которые заделаны в соответствующие углубления образующего кольцо 50 для охлаждающего воздуха основного тела 40. При этом в основном теле 40 кольца 50 для охлаждающего воздуха дополнительно предусмотрены каналы 52 охлаждающего воздуха, которые образованы соответствующими отверстиями. За счет формы называемых также карманами углублений, в которых расположены бронированные сегменты 44, можно сохранять желаемую геометрию кольца 50 для охлаждающего воздуха. Тем не менее, при применении бронированных сегментов 44 создается также почти плоская поверхность и плоский переход к основному телу 40. За счет этого обеспечивается усиленное понижение износа и улучшенное соединение между применяемыми материалами.

На фиг.5 показано, что в виде таких бронированных машинных компонентов выполнены, в частности, переходной элемент 34 и жаровая труба 30 газовой турбины 1 в зоне их соединения внахлестку. При этом бронирования 42 этих машинных компонентов предусмотрены на обращенных друг к другу сегментах поверхности. Дополнительно к этому, при таком смежном расположении двух бронированных машинных компонентов, как в данном случае предусмотрено для переходного элемента 34 и жаровой трубы 30, за счет подходящего выбора материала для бронирований 42 обеспечивается целенаправленное фокусирование износа на один из обоих машинных компонентов, в частности, на более легко заменяемый машинный компонент. Для этого в данном случае целенаправленно предусмотрен выбор наносимого материала для бронирования 42 жаровой трубы 30 с меньшей твердостью, чем у материала для бронирования 42 переходного элемента 34.

1. Газовая турбина, содержащая несколько машинных компонентов, при этом машинный компонент имеет изготовленное из основного материала основное тело (40), которое снабжено в частичной зоне своей поверхности бронированием (42) из нанесенного материала с большей по сравнению с основным материалом твердостью, при этом бронирование (42) выполнено сегментированием и образовано несколькими бронированными сегментами (44), при этом бронированная частичная зона поверхности первого машинного компонента расположена смежно с бронированной частичной зоной поверхности второго машинного компонента, при этом нанесенный материал первого машинного компонента имеет другую твердость по сравнению с нанесенным материалом второго машинного компонента.

2. Турбина по п.1, в которой, по меньшей мере, у одного машинного компонента бронированные сегменты (44) нанесены на основное тело (40) с помощью наплавки.

3. Турбина по любому из пп.1 или 2, в которой, по меньшей мере, у одного машинного компонента бронированные сегменты (44) нанесены в соответствующие углубления в основном теле (40).

4. Турбина по п.3, в которой, по меньшей мере, у одного машинного компонента наружная поверхность бронированных сегментов (44) и наружная поверхность проходящих между бронированными сегментами (44) перегородок (46) основного тела (40) образуют сплошную поверхность.

5. Турбина по п.1, в которой жаровая труба (30) камеры (4) сгорания, смесительный корпус (34) камеры (4) сгорания и/или внутренний корпус камеры (4) сгорания выполнены в виде машинных компонентов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способам и устройствам для воспламенения топлива и может быть использовано для зажигания скоростных потоков горючих смесей в различных технологических устройствах и энергетических установках, в частности в импульсно-детонационных двигателях летательных аппаратов.

Изобретение относится к камере сгорания для газовой турбины и к газовой турбине. .

Изобретение относится к области металлургии, в частности к сплавам на основе никеля, подходящим для литья конструктивных элементов газовой турбины. .

Изобретение относится к жаростойкому компоненту такому, как, например, лопатка турбины или рабочее колесо нагнетателя, подвергающемуся трению о другой компонент в условиях высокой температуры.

Изобретение относится к производству паровых турбин, в частности к способам создания противоэрозионной защиты входных кромок турбинных лопаток. .

Изобретение относится к системе теплоизоляционных слоев. .

Изобретение относится к детали газотурбинного двигателя, термобарьерному покрытию (варианты) и способу защиты деталей от повреждений, связанных с воздействием песка.

Изобретение относится к турбинной лопатке для паровой турбины с участком пера лопатки, а также с участком корня лопатки, причем участок пера лопатки содержит по меньшей мере в отдельных областях волокнистый композитный материал, при этом участок пера турбины имеет сердцевинный элемент, расположенный посредине пера и полностью окруженный волокнистым композитным материалом.

Изобретение относится к турбинным компонентам и к способам покрытия турбинных компонентов. .

Изобретение относится к машиностроению и может быть применено для упрочнения деталей машин, работающих в условиях фреттинг-коррозии. .

Изобретение относится к слоистой системе со слоем, содержащим фазу пирохлора. .
Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в авиационном двигателестроении и энергетическом турбостроении. .
Наверх