Устройство турбины и способ охлаждения бандажа, расположенного у кромки лопатки турбины

Авторы патента:


Устройство турбины и способ охлаждения бандажа, расположенного у кромки лопатки турбины
Устройство турбины и способ охлаждения бандажа, расположенного у кромки лопатки турбины
Устройство турбины и способ охлаждения бандажа, расположенного у кромки лопатки турбины
Устройство турбины и способ охлаждения бандажа, расположенного у кромки лопатки турбины

 


Владельцы патента RU 2462600:

СИМЕНС АКЦИЕНГЕЗЕЛЛЬШАФТ (DE)

Устройство турбины выполнено с ротором и статором, окружающим ротор для образования протока между ротором и статором для образованных в результате сгорания горячих газов под давлением. Ротор определяет радиальное направление и круговое направление и содержит лопатки турбины, проходящие в радиальном направлении через проток по направлению к статору и имеющие бандажи, расположенные на их кромках. Статор содержит секцию стенки, вдоль которой бандажи перемещаются при вращении ротора. По меньшей мере, одно сверхзвуковое сопло расположено в секции стенки и соединено с источником охлаждающей текучей среды и расположено с возможностью обеспечения сверхзвукового потока охлаждающей текучей среды по направлению к бандажу. По меньшей мере, одно сверхзвуковое сопло наклонено относительно радиального направления к круговому направлению в такой ориентации, что сверхзвуковой поток охлаждающей текучей среды имеет составляющую потока, параллельную направлению перемещения бандажа. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Настоящее изобретение относится к устройству турбины с ротором и статором, окружающим ротор так, чтобы образовывать проток между ротором и статором для образованных в результате сгорания горячих газов под давлением, причем ротор содержит лопатки турбины, проходящие по существу в радиальном направлении через проток к статору, и имеет бандаж, расположенный на их кромках. Кроме того, изобретение относится к способу охлаждения бандажа, расположенного у кромки лопатки турбины ротора, при вращении ротора.

Бандажи у радиального внешнего конца лопаток турбины используются для уплотнения зазора между кромкой лопатки турбины и статором турбины, окружающим лопатку турбины. С помощью этой меры поток утечки через зазор между кромкой и статором уменьшается. Типичный бандаж проходит в круговом направлении ротора и в осевом направлении ротора вдоль существенной длины лопатки турбины, в частности, вдоль всей ее осевой длины, то есть над большой областью внутренней стенки статора. Для того чтобы улучшить уплотнительную способность бандажа, может быть предусмотрено одно или более уплотнительных ребер, иногда называемых хвостовиками, которые проходят от части полки бандажа к внутренней стенке статора.

Поскольку бандажи, подобно другим деталям лопаток турбины, подвержены воздействию образованных в результате сгорания горячих газов под давлением, протекающих через проток между статором и ротором, необходимо существенно охлаждать бандажи для продления срока их эксплуатации. Охлаждающее устройство, в котором воздух выдувается из отверстий в статоре по направлению к полке бандажа для выполнения инжекционного охлаждения, описан в документе US 2007/071593 A1.

Документ EP 1083299 А2 описывает газовую турбину со статором и ротором, из которого лопатки турбины выступают по направлению к статору. У радиальной внешней кромки лопатки турбины расположен бандаж, который обращен на структуру сотового уплотнения у внешней стенки статора. Охлаждающий воздух выдувается из отверстия в стенке статора в зазор между бандажом и стенкой статора прямо вверх по потоку от структуры сотового уплотнения.

По сравнению с современным уровнем техники целью настоящего изобретения является разработка улучшенного устройства турбины, которая включает в себя статор и ротор с лопатками турбины, проходящими по существу радиально от ротора к статору и имеющими бандажи на их кромках. Кроме того, второй целью настоящего изобретения является разработка способа охлаждения бандажа, расположенного у кромки лопатки турбины ротора, при вращении ротора.

Первая цель достигается с помощью устройства турбины по п.1 формулы изобретения. Вторая цель достигается с помощью способа охлаждения бандажа по п.11 формулы изобретения. Зависимые пункты содержат дополнительные разработки изобретения.

Устройство турбины согласно изобретению содержит ротор и статор, окружающий ротор так, чтобы образовывать проток между ротором и статором для образованных в результате сгорания горячих газов под давлением. Ротор определяет радиальное направление и круговое направление и содержит лопатки турбины, проходящие в радиальном направлении через проток к статору и имеющие бандажи, расположенные на их кромках. Статор содержит секцию стенки, вдоль которой бандаж перемещается при вращении ротора. По меньшей мере, одно сверхзвуковое сопло расположено в секции стенки и соединено с источником охлаждающей текучей среды. Сверхзвуковое сопло расположено так, чтобы обеспечивать прохождение сверхзвукового потока охлаждающей текучей среды к бандажу. Кроме того, оно наклонено относительно радиального направления к круговому направлению в такой ориентации, что сверхзвуковой поток охлаждающей текучей среды имеет составляющую потока, параллельную направлению перемещения бандажа. Сверхзвуковое сопло может быть легко выполнено посредством сходящегося-расходящегося поперечного сечения сопла.

С таким устройством поток по направлению к бандажу будет иметь очень большую скорость. Этот поток будет смешиваться с перекрывающей утечкой через радиальный зазор между бандажом и внутренней стенкой статора. Эта утечка имеет более низкую скорость в круговом направлении, чем сверхзвуковой поток, поступающий из сверхзвукового сопла. Таким образом, в результате смешивания потока утечки со сверхзвуковым потоком сверхзвуковой поток будет повышать круговую скорость смеси, что будет приводить к более низкой относительной скорости в системе координат бандажа, в результате чего охлаждение бандажа увеличивается. В отличие от этого в современных устройствах данной области техники относительная круговая скорость бандажа и газа в зазоре между бандажом и статором является высокой. Следовательно, в таких устройствах трение между газом и бандажом высокое и, как следствие, температура газа повышается. Такое повышение уменьшает возможность теплоотдачи от бандажа.

Источником охлаждающей текучей среды может быть компрессор газовой турбины, который также подает воздух для горения в систему камеры сгорания. Охлаждающей текучей средой тогда является сжатый воздух из компрессора. Таким образом, нет необходимости в дополнительном источнике охлаждающей текучей среды.

Уплотнение преимущественно расположено в секции стенки, вдоль которой перемещается бандаж. Это уплотнение является частично или полностью плоским, и сверхзвуковое сопло расположено в плоском уплотнении или в его плоской секции, если оно только частично плоское. Такое плоское уплотнение (секция) уменьшает трение между сверхзвуковым потоком и стенкой статора по сравнению с неплоскими уплотнениями.

Уплотнение в стенке статора может, в частности, содержать плоскую секцию и сотовую секцию, причем сотовая секция расположена выше по потоку плоской секции. С помощью такой конфигурации эффективность уплотнения выше по потоку сверхзвукового сопла может быть повышена без существенного повышения трения между сверхзвуковым потоком и стенкой статора.

В дополнение к сверхзвуковому потоку охлаждающей текучей среды на бандаж может быть направлена струя инжекционного охлаждения. Для достижения этого отверстие струи инжекционного охлаждения должно находиться выше по потоку уплотнения в статоре. Это отверстие должно быть расположено и ориентировано таким образом, чтобы обеспечивать струю инжекционного охлаждения, направленную на бандаж. Однако, хотя это упоминалось не подробно до сих пор, сверхзвуковой поток, появляющийся из сверхзвукового сопла, также может сталкиваться с бандажом таким образом, чтобы обеспечивать некоторую степень инжекционного охлаждения. Более того, если разница давления между утечкой и охлаждающей текучей средой из источника охлаждающей текучей среды достаточно высока, что может иметь место для второй или более высокой ступени турбины, или для первой ступени турбины с околозвуковым соплом направляющего аппарата, то отверстие струи инжекционного охлаждения может быть также выполнено таким образом, чтобы обеспечивать сверхзвуковой поток охлаждающей текучей среды с наклоном или без наклона к круговому направлению ротора.

В способе охлаждения бандажа согласно изобретению, расположенного у кромки лопатки турбины ротора, при вращении ротора подается сверхзвуковой поток охлаждающей текучей среды, который имеет составляющую в своем направлении потока, которая параллельна направлению перемещения бандажа вращающейся лопатки ротора. Такой сверхзвуковой поток охлаждающей текучей среды будет смешиваться с потоком утечки, протекающим по существу в осевом направлении ротора через зазор между бандажом и внутренней стенкой статора. Смесь потока сверхзвуковой охлаждающей текучей среды и потока утечки будет, как следствие, иметь составляющую круговой скорости, которая снижает относительную скорость между бандажом и потоком газа через зазор. Снижение скорости в системе координат турбины приводит к снижению нагрева газа в зазоре посредством перемещения вращающегося ротора и, следовательно, к улучшенной эффективности охлаждения, так как нагревание газа от перемещения означает уменьшенную возможность рассеивания тепла от самого бандажа.

Кроме того, сверхзвуковой поток охлаждающей текучей среды может иметь радиальную составляющую, которая позволяет ей сталкиваться с бандажом так, чтобы обеспечивать некоторую степень инжекционного охлаждения.

Дополнительные признаки, свойства и преимущества настоящего изобретения будут понятны из следующего описания вариантов осуществления, приведенного со ссылками на прилагаемые чертежи.

Фиг.1 - изображение газотурбинного двигателя в очень схематичном виде.

Фиг.2 - первый вариант осуществления устройства турбины в сечении вдоль осевого направления ротора.

Фиг.3 - устройство турбины из фиг.1 в сечении вдоль радиального направления ротора.

Фиг.4 - второй вариант осуществления устройства турбины согласно изобретению в сечении вдоль осевого направления ротора.

На фиг.1 в очень схематичном виде изображен газотурбинный двигатель 1, содержащий секцию 3 компрессора, секцию 5 камеры сгорания и секцию 7 турбины. Ротор 9 проходит через все секции и содержит, в секции 3 компрессора, ряды лопаток 11 компрессора и, в секции 7 турбины, ряды лопаток 13 турбины, которые могут быть оборудованы бандажами на их кромках. Между соседними рядами лопаток 11 компрессора и между соседними рядами лопаток 13 турбины ряды лопастей 15 компрессора и лопастей 17 турбины соответственно проходят от статора или корпуса 19 газотурбинного двигателя 1 радиально внутрь по направлению к ротору 9.

При работе газотурбинного двигателя 1 воздух забирается через воздухозаборник 21 секции 3 компрессора. Воздух сжимается и подается к секции 5 камеры сгорания посредством вращающихся лопаток 11 компрессора. В секции 5 камеры сгорания воздух смешивается с газообразным или жидким топливом, и смесь сжигается. Горячий газ под давлением, образованный в результате сгорания смеси топлива/воздуха, подается в секцию 7 турбины. На своем пути через секцию 7 турбины горячий газ под давлением передает кинетическую энергию лопаткам 13 турбины при расширении и охлаждении, вызывая тем самым вращательное движение ротора 9, который приводит в движение компрессор и потребляющее устройство, например, генератор для выработки электроэнергии или промышленный механизм. Расширенный и охлажденный газ, образованный в результате сгорания, выходит из секции 7 турбины через выпускное устройство 23.

Первый вариант осуществления устройства турбины согласно изобретению будет описан со ссылкой на фиг. 2 и 3. В то время как на фиг.2 изображен вид устройства в сечении вдоль осевого направления ротора, на фиг.3 изображен вид устройства в сечении вдоль радиального направления ротора. На чертежах изображена лопатка 13 турбины с бандажом 25, расположенным у ее кромки, то есть у ее радиального внешнего конца. На них также дополнительно показана секция 27 стенки статора 19 (или корпуса) турбины. Плоское уплотнение 29 расположено на внутренней поверхности внутренней стенки 27, где бандаж 25 обращен на стенку. Бандаж 25 оборудован хвостовиками 31, проходящими радиально снаружи от полки 33 бандажа к уплотнению 29. Эти хвостовики 31 обеспечивают функцию лабиринтного уплотнения, которая снижает давление газа, протекающего через зазор между бандажом 25 и стенкой 27. Выше по потоку в секции 32 стенки 27 предусмотрен канал 30, по которому инжекционная струя может вдуваться к расположенной выше по потоку части бандажа 25.

Направление основного потока образованных в результате сгорания горячих газов под давлением показано стрелкой 35 на фиг.2. Меньшая часть потока вытекает через зазор между бандажом 25 и стенкой 27 статора 19. Этот поток утечки показан стрелкой 37. Этот поток утечки 37 в основном направлен параллельно осевому направлению ротора 9. Давление потока утечки будет понижаться лабиринтным уплотнением.

В стенке 27 статора предусмотрено сходящееся-расходящееся сопло 39. Это сопло образует сверхзвуковое сопло, которое соединяет зазор между бандажом 25 и стенкой 27 с областью 41 повышенного давления у другой стороны стенки 27. Область 41 повышенного давления соединена с выходом компрессора через поток и, следовательно, содержит сжатый воздух от компрессора. Сжатый воздух от компрессора проходит через область 41 повышенного давления к сверхзвуковому соплу 39 и выдувается через сопло к бандажу 25. Повышенные скорости охлаждающей текучей среды достигаются с помощью использования сходящейся-расходящейся конфигурации сопла, в котором сверхзвуковые потоки образуются у выходного отверстия 45 сопла.

Сопло 39 выполнено в секции 27 стенки и плоском уплотнении таким образом, что его выходное отверстие 45 обращено на расположенную ниже по потоку выходную полость 43, которая определяется пространством между двумя расположенными наиболее низко по потоку хвостовиками 31. Следовательно, сверхзвуковой поток охлаждающей текучей среды поступает из сопла 39 в эту расположенную ниже по потоку полость 43, где давление газа уже было снижено посредством действия хвостовика 31, расположенного выше по потоку полости. Поэтому высокая степень повышения давления достигается посредством использования поступающего от компрессора воздуха высокого давления для подачи охлаждающей текучей среды к соплу 39.

Сопло 39 наклонено относительно радиального направления ротора 9, как можно видеть на фиг.3. Наклон является таким, что сверхзвуковой поток охлаждающей текучей среды входит в зазор между бандажом 25 и стенкой 27 с составляющей скорости, которая параллельна направлению 48 перемещения бандажей 25 при вращении ротора. Направление потока у выходного отверстия 45 сопла отмечено стрелкой 46. Следовательно, сверхзвуковой поток охлаждающей текучей среды предварительно закручивается в том же направлении, в каком вращается лопатка 13 ротора с бандажом 25.

У выходного отверстия 45 сходящегося-расходящегося сопла поток будет сверхзвуковым и будет иметь очень большую скорость. Этот сверхзвуковой поток охлаждающей текучей среды будет смешиваться с потоком утечки, входящим в зазор между бандажом 25 и стенкой 27 вдоль протока, который показан стрелкой 37. Этот поток утечки будет иметь меньшую скорость в круговом направлении и, таким образом, будет являться источником трения между потоком 37 утечки и бандажом 25. Путем введения сверхзвукового потока 46 охлаждающей текучей среды с круговым направлением скорости скорость смеси сверхзвукового охлаждающего воздуха и потока утечки будет увеличена в круговом направлении ротора 9. Более высокая скорость потока в круговом направлении будет давать более низкую относительную температуру во вращающейся системе координат, так как трение уменьшается, и будет давать дополнительное охлаждение бандажа 25. Плоская структура уплотнения 29 также снижает трение в основном между уплотнением 29 и смесью сверхзвукового охлаждающего воздуха и потока утечки.

Второй вариант осуществления устройства турбины согласно изобретению показан на фиг.4. На фиг.4 изображен вид в сечении через бандаж 25 и стенку 27 статора, который взят вдоль осевого направления ротора 9. Элементы, которые идентичны элементам первого варианта осуществления, обозначены такими же ссылочными позициями, что и на фиг.2, и не будут описаны снова, чтобы избежать повторения.

Разница между первым вариантом осуществления, показанным на фиг.2 и 3, и вторым вариантом осуществления, показанным на фиг.4, заключается в уплотнении. В то время как уплотнение в первом варианте осуществления является простым плоским уплотнением 29, уплотнение во втором варианте осуществления является комбинацией секции плоского уплотнения 129 и секции сотового уплотнения 131. В то время как секция плоского уплотнения 129 расположена в секции стенки, обращенной на бандаж 25, расположенной ниже по потоку, секция сотового уплотнения 131 расположена в секции стенки, обращенной на бандаж 25, расположенной выше по потоку. За счет этого эффективность лабиринтного уплотнения может быть повышена. Как видно в осевом направлении ротора 9, протяженность этой секции сотового уплотнения 131 охватывает только область от кромки 133 бандажа, расположенной выше по потоку, до заднего конца хвостовика 31, расположенного выше по потоку всех хвостовиков.

Этот второй вариант осуществления в особенности подходит для использования с турбинами большого размера. Однако часть плоского уплотнения должна окружать сходящееся-расходящееся сопло 39, чтобы уменьшать трение по сравнению с сотовым уплотнением и, следовательно, не снижать скорости текучей среды в зазоре в круговом направлении ротора 9. В противном случае, второй вариант осуществления не отличается от первого варианта осуществления.

Хотя было описано только одно сверхзвуковое сопло 39, сверхзвуковые сопла будут обычно размещены по всей окружности такой стенки статора, обращенной на бандажи лопаток турбины.

1. Устройство турбины с ротором (9) и статором (19), окружающим ротор (9) для образования протока между ротором (9) и статором (19) для образованных в результате сгорания горячих газов под давлением, при этом ротор (9) определяет радиальное направление и круговое направление и содержит лопатки (13) турбины, проходящие в радиальном направлении через проток по направлению к статору (19) и имеющие бандажи (25), расположенные на их кромках, причем статор (19) содержит секцию (27) стенки, вдоль которой бандажи (25) перемещаются при вращении ротора (9), отличающееся тем, что, по меньшей мере, одно сверхзвуковое сопло (39) расположено в секции (27) стенки и соединено с источником (3) охлаждающей текучей среды и расположено с возможностью обеспечения сверхзвукового потока (46) охлаждающей текучей среды по направлению к бандажу (25), причем, по меньшей мере, одно сверхзвуковое сопло (39) наклонено относительно радиального направления к круговому направлению в такой ориентации, что сверхзвуковой поток (46) охлаждающей текучей среды имеет составляющую потока, параллельную направлению (48) перемещения бандажа.

2. Устройство турбины по п.1, отличающееся тем, что охлаждающей текучей средой является сжатый воздух, а источником охлаждающей текучей среды является компрессор (3), связанный с турбиной.

3. Устройство турбины по п.1 или 2, отличающееся тем, что уплотнение (29, 129, 131), которое является, по меньшей мере, частично плоским, расположено в части (27) стенки, вдоль которой перемещается бандаж, а сверхзвуковое сопло расположено в уплотнении там, где оно является плоским.

4. Устройство турбины по п.3, отличающееся тем, что уплотнение содержит плоскую секцию (129) и сотовую секцию (131), которая расположена выше по потоку плоской секции (129).

5. Устройство турбины по п.4, отличающееся тем, что отверстие (30) инжекционного охлаждения находится выше по потоку уплотнения (29, 129, 131) в секции (27) стенки, которая расположена и ориентирована так, чтобы обеспечивать инжекционную струю, направленную к бандажу (25).

6. Устройство турбины по п.5, отличающееся тем, что отверстие (30) инжекционного охлаждения имеет такую структуру, чтобы обеспечивать сверхзвуковой поток охлаждающей текучей среды.

7. Устройство турбины по п.3, отличающееся тем, что отверстие (30) инжекционного охлаждения находится выше по потоку уплотнения (29, 129, 131) в секции (27) стенки, которая расположена и ориентирована так, чтобы обеспечивать инжекционную струю, направленную к бандажу (25).

8. Устройство турбины по п.7, отличающееся тем, что отверстие (30) инжекционного охлаждения имеет такую структуру, чтобы обеспечивать сверхзвуковой поток охлаждающей текучей среды.

9. Устройство турбины по п.3, отличающееся тем, что сверхзвуковое сопло (39) и/или отверстие (30) инжекционного охлаждения имеет/имеют сходящееся-расходящееся поперечное сечение сопла.

10. Устройство турбины по любому из пп.1, 2 или 4-8, отличающееся тем, что сверхзвуковое сопло (39) и/или отверстие (30) инжекционного охлаждения имеет/имеют сходящееся-расходящееся поперечное сечение сопла.

11. Способ охлаждения бандажа (25), расположенного у кромки лопатки (13) турбины ротора (9) при вращении ротора (9), отличающийся тем, что обеспечивают поток сверхзвуковой охлаждающей составляющей текучей среды в его направлении (46) потока, которое параллельно направлению (48) перемещения бандажа (25) вращающейся лопатки (13) турбины.

12. Способ по п.11, отличающийся тем, что сверхзвуковой поток охлаждающей текучей среды смешивают с потоком охлаждающей текучей среды и/или с потоком газа, образованного в результате сгорания, поступающего из направления выше по потоку по отношению к лопатке (13) турбины.

13. Способ по п.11 или 12, отличающийся тем, что сверхзвуковой поток охлаждающей текучей среды имеет радиальную составляющую, которая позволяет ему сталкиваться с бандажом (25).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к торцевым уплотнениям рабочих лопаток паровых турбин, газотурбинных двигателей и установок, а также лопаток других роторных машин.

Изобретение относится к турбиностроению, в частности к бандажам рабочих удлиненных лопаток осевых турбин. .

Изобретение относится к области теплотехники и может быть использовано при создании теплообменных устройств, систем охлаждения теплонапряженных элементов энергоустановок.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к двигателестроению. .

Изобретение относится к системам охлаждения цилиндров низкого давления (ЦНД) паровых турбин. .

Изобретение относится к газовым силовым турбинам газотурбинных двигателей установок наземного применения. .

Изобретение относится к области энергетики, к турбиностроению и может быть использовано при проектировании и модернизации паровых турбин, имеющих двухкорпусный цилиндр с наружным и внутренним корпусом и подвод пара на охлаждение ротора, например, для турбины К-160-130 ХТГЗ.

Изобретение относится к охлаждаемым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .
Наверх