Переходная область между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления газовой турбины



Переходная область между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления газовой турбины
Переходная область между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления газовой турбины
Переходная область между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления газовой турбины
Переходная область между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления газовой турбины
Переходная область между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления газовой турбины
Переходная область между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления газовой турбины
Переходная область между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления газовой турбины
Переходная область между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления газовой турбины
Переходная область между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления газовой турбины

 


Владельцы патента RU 2540350:

АЛЬСТОМ ТЕКНОЛОДЖИ ЛТД. (CH)

Газовая турбина, соединенная со вторичной камерой сгорания, включает ряд направляющих лопаток турбины низкого давления, расположенный ниже по потоку относительно указанной камеры сгорания. Радиально наружная граница вторичной камеры сгорания образована наружным стенным сегментом, закрепленным на опорном элементе, расположенном радиально снаружи. Поток горячих газов ограничен радиально снаружи, в области ряда направляющих лопаток, наружной полкой, закрепленной на опоре направляющей лопатки. Между стенным сегментом и наружной полкой расположена радиально продолжающаяся полость, имеющая ширину от 1 до 25 мм в осевом направлении во входной области. Во входной области полости расположен ступенчатый элемент, уменьшающий ширину полости на 10% на ступеньке, продолжающейся в полость перпендикулярно направлению потока горячего газа. Ширина полости радиально снаружи относительно ступенчатого элемента вновь увеличена до ширины во входной области посредством ступеньки, продолжающейся в полость перпендикулярно направлению потока горячего газа. Изобретение позволяет снизить поступление горячего газа в полость между стенным сегментом и наружной полкой направляющих лопаток. 15 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Данное изобретение относится к газовой турбине, в частности к газовой турбине с усовершенствованной переходной областью между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления.

Известный уровень техники

Газовые турбины могут иметь одну камеру сгорания, однако в турбинах также можно обеспечить, так называемое, последовательное сжигание топлива. При последовательном сжигании газы сгорания, образовавшиеся в результате сгорания топлива в первичной камере сгорания, расширяются при прохождении через первую турбину, т.е. турбину высокого давления. Ниже по ходу турбины высокого давления все еще горячие газы сгорания проходят через вторичную камеру сгорания, в которую подается большее количество топлива, сгораемого в результате самовоспламенения. Затем газы сгорания расширяются в турбине низкого давления, располагаемой ниже по ходу указанной вторичной камеры сгорания и снабженной соответствующей системой регенерации тепла для производства пара.

Переходный участок корпуса между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления является критической областью, поскольку температурные условия и условия давления в этой области являются наиболее сложными. Как правило, вторичная камера сгорания представляет собой кольцевую камеру сгорания, наружная стенка которой, сформированная из огнеупорного материала или с соответствующим покрытием и обычно смонтированная из отдельных сегментов, образует наружную границу, придающую камере, фактически, форму раковины. Внутренняя поверхность камеры образована внутренней стенкой, которая изготовлена из соответствующих материалов и формирует внутреннюю границу, приближенную к оси. Турбина низкого давления содержит множество чередующихся рядов направляющих лопаток и рабочих лопаток. Первый ряд лопаток турбины низкого давления расположен непосредственно ниже по ходу вторичной камеры сгорания и, как правило, представляет собой ряд направляющих лопаток, которые относительно главной оси испытывают большой крутящий момент. Указанные направляющие лопатки, как правило, образуют сегментные модули, при этом каждая из направляющих лопаток с внутренней стороны имеет внутреннюю полку и с наружной стороны имеет наружную полку, причем внутренние поверхности указанных полок формируют в радиальном направлении внутренние и наружные границы проточного канала для воздуха горения.

Таким образом, на радиально внутренней стороне кольцевого проточного канала образуется зазор между внутренним стенным сегментом вторичной камеры сгорания и внутренней полкой направляющей лопатки первого ряда, и на радиально наружной стороне кольцевого проточного канала образуется зазор между наружным стенным сегментом вторичной камеры сгорания и наружной полкой направляющей лопатки первого ряда. По конструктивным соображениям и в связи с различными механическими и тепловыми нагрузками на компоненты вторичной камеры сгорания и турбины указанный зазор должен иметь определенную ширину и его нельзя закрыть или полностью перекрыть. Зазор формирует полость, которая в радиальном направлении продолжается на довольно большое расстояние к наружной стороне в другие конструкционные компоненты корпуса, в частности, расположенные на радиально наружной стороне, в результате чего возникает проблема, связанная с созданием сложных условий потока, в частности, в районе каждой направляющей лопатки. Проблема возникает потому, что на входной кромке направляющей лопатки формируется так называемая головная ударная волна или «подковообразный вихрь», в результате чего горячий воздух горения принудительно направляется в указанную полость в стенной области и проникает достаточно глубоко в полость. Это может привести не только к перегреву, но также и к окислению соответствующих поверхностей.

Согласно патентной заявке США 2009/0293488 указанную переходную область можно, практически, закрыть за счет сокращения зазора до очень малого размера и использования дополнительных конструкций, обеспечивающих оптимальное охлаждение стенных областей в этой зоне. Однако при решении указанной проблемы подобным образом возникает дополнительная проблема, состоящая в том, что при указанном малом зазоре нельзя автоматически обеспечить требуемый зазор между модулем камеры сгорания и турбиной.

Описание изобретения

Для решения указанной проблемы в данном изобретении используется, в отличие от известного уровня техники, абсолютно другой подход. Конкретнее, не рассматривается закрытие зазора, поскольку это приводит к вышеуказанным проблемам. При зазоре определенной ширины (в осевом направлении) будут предприняты соответствующие меры для предотвращения поступления горячего газа или воздуха горения в указанный зазор, что позволит устранить вышеупомянутые проблемы.

Конкретнее, настоящее изобретение относится к газовой турбине, имеющей вторичную камеру сгорания, при этом непосредственно ниже по ходу указанной камеры размещен первый ряд направляющих лопаток турбины низкого давления, причем радиально наружная граница вторичной камеры сгорания сформирована, по меньшей мере, одним наружным стенным сегментом, который закреплен, по меньшей мере, на одном опорном элементе, размещенном в радиальном направлении снаружи, к тому же, путь потока горячих газов в области ряда направляющих лопаток ограничивается радиально с наружной стороны наружной полкой, которая закреплена, по меньшей мере, косвенно, по меньшей мере, на одной опоре, и имеется, по существу, радиально продолжающаяся полость, сформированная зазором, имеющим ширину В от 1 до 25 мм в осевом направлении во входной области, между стенным сегментом и наружной полкой. Ширина В определяется при монтаже в холодном состоянии. В зависимости от величины зазоров в корпусе и разрешенных допусков ширина В составляет от 2 до 15 мм.

Согласно изобретению указанный зазор не закрыт или не сужен чрезмерно относительно величины зазора, по меньшей мере, во входной области; для решения проблемы во входной области расположен, по меньшей мере, один ступенчатый элемент, по меньшей мере, одна ступенька которого продолжается в полость, располагаясь, по существу, перпендикулярно направлению потока горячего газа, и уменьшает указанную ширину В, по меньшей мере, на 10%.

Указанный ступенчатый элемент расположен, по существу, непосредственно за входной областью (как правило, на 10-50 мм радиально внутрь от входного зазора) и создает вихревые потоки, которые, в некоторой степени, выполняют блокирующее действие и препятствуют проникновению горячего воздуха глубоко в полость. Немаловажным фактором является то, что одна ступенька может создать указанное завихрение и обеспечить указанное уменьшение, по меньшей мере, на 10%, в связи с этим предпочтительно применяется ступенчатый элемент с одной ступенькой. Как правило, ступенька имеет, по существу, прямоугольные переходные области.

Согласно первому предпочтительному варианту осуществления изобретения сконструированный ступенчатый элемент окружает ось турбины. Соответственно, ступенчатый элемент сконструирован, по существу, как кольцевое ребро, расположенное в полости на одной из стенок последней. В полости может быть расположен единственный ступенчатый элемент, однако может быть предусмотрено несколько радиально смещенных по направлению к наружной стороне ступенчатых элементов. Соответственно, после первого ступенчатого элемента полость снова расширяется вплоть до второго ступенчатого элемента, предусмотренного на стенке полости. Таким образом, создаются два вихря, и обеспечивается улучшенное блокирующее действие. Если ширина В полости позволяет, то на стенке полости напротив первого ступенчатого элемента может быть расположен, по меньшей мере, один дополнительный ступенчатый элемент. Как правило, ступенчатые элементы располагают напротив друг друга, благодаря чему полость сужается с обеих сторон.

Проблемы возникают, в частности, в областях, которые радиально приближены к наружной стороне соответствующей входной кромки каждой направляющей лопатки. В частности, в этих областях головная волна создает турбулентность потока воздуха горения, благодаря чему усиливается тенденция проникновения воздуха в полость. Промежуточные области подвержены этому явлению менее сильно. Согласно другому предпочтительному варианту осуществления изобретения ступенчатый элемент может быть сконструирован в виде отдельных охватывающих сегментов и каждый указанный элемент расположен в радиальном направлении с наружной стороны соответствующей направляющей лопатки (т.е. в полости имеются области, в которых отсутствует ступенчатый элемент). Предпочтительно, длина каждого сегмента в круговом направлении подбирается, по существу, в соответствии с круговым интервалом (шагом) р между направляющими лопатками, т.е. составляет 30-50% от кругового интервала р.

Как пример, ступенчатые элементы, сконструированные в виде отдельных охватывающих сегментов, могут быть расположены симметрично по отношению к направляющим лопаткам (т.е. продолжаются по окружности на одинаковое расстояние в направлении по часовой стрелке и в направлении против часовой стрелки от радиального положения входной кромки направляющей лопатки), или могут быть расположены по отношению к направляющим лопаткам со смещением, которое соответствует, в некоторой степени, радиальному смещению головной ударной волны.

Газовая турбина согласно другому предпочтительному варианту осуществления изобретения отличается тем, что ступенчатый элемент выполнен в виде ребра, которое смонтировано или сформировано на стенной области наружной полки, примыкающей к полости, и имеет, по существу, прямоугольную форму в аксиальном поперечном сечении. Предпочтительно, длина ребра в радиальном направлении составляет от 10 до 100 мм, в частности, составляет, предпочтительно, от 20 до 50 мм. Кроме того, предпочтительно, чтобы радиально наружный конец ребра и радиально наружная сторона дополнительной ступеньки формировали в этой стенной области канавку, длина которой равна или больше длины ребра, чтобы, благодаря их комплексному действию, создавались два радиально последовательных вихря и усиливался блокирующий эффект.

В общем, предпочтительно, чтобы стенка, ограничивающая полость и расположенная напротив ступенчатого элемента, продолжалась, по существу, перпендикулярно оси турбины, и не содержала ступенчатого элемента. Другими словами, согласно настоящему изобретению предпочтительным решением проблемы является формирование ступенчатого элемента только на одной из двух противоположных стенок полости, а не традиционного лабиринтного уплотнения, придающего потоку извилистую форму. Лабиринтные уплотнения, фактически, могут вызвать проблемы при очистке зазора и усложнить сборку.

В общем, ступенчатый элемент, или множество отдельных охватывающих сегментов, относящихся к каждой направляющей лопатке, предпочтительно, размещен на стенке, расположенной ниже по ходу направленного потока горячего газа во вторичной камере сгорания, т.е. обычно на полке.

Согласно другому предпочтительному варианту осуществления изобретения наружная полка закреплена на опоре направляющей лопатки посредством промежуточного кольца, при этом в полости образуется дополнительная стенная область, формируемая указанным промежуточным кольцом, которая радиально примыкает к стенной области наружной полки, кроме того, формируется дополнительная ступенька, предпочтительно, на переходном участке между стенной областью полки и дополнительной стенной областью, формируемой промежуточным кольцом.

Предпочтительно, полость продолжается также между опорой направляющей лопатки и опорным элементом, т.е. полость продолжается глубоко в конструкцию.

Согласно другому предпочтительному варианту осуществления изобретения указанная ширина В уменьшена посредством ступеньки (т.е. посредством ступенчатого элемента, имеющего одну ступеньку), по меньшей мере, на 20%, предпочтительно, по меньшей мере, на 30%. При особых условиях может быть желательным уменьшение указанной ширины даже, по меньшей мере, на 40%. Как правило, желательно уменьшение ширины максимум на 70%. Любое уменьшение ширины свыше указанной величины, в общем, неприменимо, в связи с отрицательным влиянием на необходимые потоки продувки.

Как уже упоминалось выше, ступенчатый элемент, предпочтительно, формируют только в стенной области наружной полки, и противолежащая стенка стенного сегмента, которая сформирована, предпочтительно, как радиально продолжающаяся плоскость, не содержит какого-либо ступенчатого элемента. Указанная наружная полка совсем не обязательно должна продолжаться радиально на большое расстояние наружу. В этом случае указанную стенную область, на которой расположен ступенчатый элемент, формирует не полка, а промежуточное кольцо, приближенное к наружной стороне, или опора направляющей лопатки.

Предпочтительно, чтобы ширина полости в радиальном направлении относительно наружной стороны ступенчатого элемента, снова увеличивалась, по существу, до начальной ширины В полости во входной области зазора, посредством канавки, продолжающейся в полости, по существу, перпендикулярно направлению потока горячего газа в полость, и, предпочтительнее, чтобы указанная канавка продолжалась в радиальном направлении наружу до второй ступеньки, которая снова сужает полость.

Ширина В полости во входной области зазора составляет, предпочтительно, от 1 до 25 мм в осевом направлении.

Также возможно, чтобы опоясывающий выступ, локально сужающий входной зазор, был сформирован непосредственно во входном зазоре, ведущем к полости, а именно на стенке наружного стенного сегмента.

Дополнительные варианты осуществления изобретения представлены в зависимых пунктах формулы изобретения.

Краткое описание чертежей

Предпочтительные варианты осуществления изобретения описаны ниже со ссылкой на прилагаемые иллюстративные чертежи, которые не являются ограничительными.

Фиг.1a - вид в аксиальном разрезе переходной области между радиальной наружной стенкой вторичной камеры сгорания и наружной полкой первого ряда направляющих лопаток турбины низкого давления, при этом соответствующая направляющая лопатка не показана.

Фиг.1b - подробный вид переходной области, представленной на фиг.1а, с обозначением потока горячего воздуха в полости.

Фиг.1с - вид контура полости.

Фиг.1d - вид полости, на котором схематично показаны условия потока во входной области полости.

Фиг.2а - подробный вид полости, содержащей ступенчатый элемент.

Фиг.2b - вид контура полости, содержащей ступенчатый элемент, после которого в стенке наружной полки сформирована выемка.

Фиг.2с - вид полости, на котором схематично показаны условия потока во входной области полости, содержащей ступенчатый элемент.

Фиг.3а - схематичный вид фрагмента турбины низкого давления в радиальном направлении, на котором показана полость, содержащая кольцевой ступенчатый элемент.

Фиг.3b - аналогичный вид, на котором показана полость, содержащая ряд сегментов ступенчатого элемента.

Описание предпочтительных вариантов осуществления изобретения

На фиг.1а показал вид в аксиальном разрезе переходной области между вторичной камерой 1 сгорания и первым рядом 2 направляющих лопаток турбины низкого давления (разрез выполнен через радиально наружную стенную область газовой турбины, имеющей вторичную камеру 1 сгорания). Радиально внутренняя граница проточного канала горячих газов 3 не показана. Наружный стенной сегмент 4 формирует в пределах вторичной камеры 1 сгорания в радиальном направлении проточный канал. Указанный стенной сегмент, как правило, выполнен из металла или керамики, и металл, как правило, имеет теплозащитное покрытие. Указанный наружный стенной сегмент 4 закреплен на корпусе посредством опорного элемента 5 и обычно снабжается соответствующими потоками охлаждающего воздуха, которые испускаются в поток горячего воздуха через отверстия в стенном сегменте 4 для охлаждающего воздуха и создают пленочное охлаждение.

Ниже по ходу направления потока горячего газа 3 после вторичной камеры сгорания следует первый ряд 2 направляющих лопаток. Направляющие лопатки, как правило, имеют монолитную конструкцию, которая, фактически, включает не только направляющую лопатку, но также внутреннюю полку и наружную полку 6, сформированные с ней как единое целое. Направляющие лопатки также могут быть сгруппированы в сборочные узлы, содержащие множество направляющих лопаток. Полки, которые покрывают сегмент, если рассматривать в направлении вокруг оси турбины, не только формируют крепление для каждой из направляющих лопаток, когда ряд указанных направляющих лопаток размещен по окружности газовой турбины, но одновременно формируют в радиальном направлении наружную границу потока горячего газа, а именно наружные полки 6, и внутреннюю границу указанного потока, а именно внутренние полки. Другими словами, наружные полки 6 формируют охватывающее кольцо, которое сужается в направлении потока. Наружные полки 6, или указанные блоки направляющих лопаток, и внутренние полки закреплены на, так называемом, промежуточным кольце 7, установленном на корпусе, который содержит, так называемую, опору 8 направляющих лопаток турбины низкого давления.

Зазор сформирован между стенными элементами 4 вторичной камеры 1 сгорания и наружной полкой 6 первого ряда 2 направляющих лопаток турбины низкого давления, причем указанный зазор формирует полость 9, которая продолжается глубоко в компоненты корпуса.

Указанная полость 9 показана более подробно на фиг.1b. Головная ударная волна, уже описанная ранее, воздействует на входную кромку каждой направляющей лопатки и создает высокое давление горячего газа во входной области указанной полости 9, в особенности, в радиальном направлении. Соответственно, в указанную входную область поступает поток горячего газа, показанный схематично стрелкой 10, который проникает глубоко в полость, как показано схематично стрелкой 11. Расположенная ниже по ходу (относительно главного направления потока горячих газов 3) граничная стенка полости 9, фактически, формируется сначала стенной областью 12 наружной полки 6, затем стенной областью 13 промежуточного кольца 7 и далее в радиальном направлении наружу стенной областью 14 опоры 8 направляющей лопатки. Согласно известному уровню техники указанные стенные области 12-14 лежат, по существу, в одной плоскости. Противоположная граничная стенка полости 9, которая расположены по ходу направления потока, формируется в радиальном направлении сначала стенной области 15 наружного стенного сегмента 4 вторичной камеры сгорания, далее в радиальном направлении снаружи стенной областью 16 опорного элемента 5, предназначенного для стенного сегмента 4. В конструкциях согласно известному уровню техники указанные стенные области 15, 16 выровнены относительно друг друга. Поток горячего воздуха 11 не только создает чрезмерно высокие температуры в полости, но также вызывает окисление стенных областей 12-16. С другой стороны, указанный зазор необходим по соображениям сборки.

На фиг.1с показан контур полости 9 и во входной области 27 обозначена ширина В указанного зазора или указанной полости 9. Указанная ширина, как правило, составляет от 1 до 25 мм, т.е. зазор в этом области является широким и, соответственно, доступным для указанного потока горячего воздуха. Непосредственно на входном зазоре 17, ведущем в указанную полость 9, имеется опоясывающий выступ 18, продолжающийся в направлении потока горячего газа от наружного стенного сегмента 4, формирующего в радиальном направлении передний край полости, при этом указанный выступ несколько уменьшает входное отверстие или ширину входа зазора. Однако после указанного выступа зазор снова расширяется до указанной ширины В.

На фиг.1d схематично показано состояние потока горячего газа в указанном зазоре, не имеющем специальных ступенчатых элементов. Горячий газ, поступающий через входной зазор 17, обтекает опоясывающий выступ 18, формируя во входной области зазора вихрь 20 горячего газа после указанного выступа. В радиальном направлении наружу от указанного вихря горячий газ проходит, по существу, беспрепятственно глубоко в зазор полости 9, имея, соответственно, высокую температуру, т.е. обладая высокой окислительной способностью.

На фиг.2а показан подробный вид полости, аналогичный виду, показанному на фиг.1b, в которой дополнительно сформирован ступенчатой элемент 22 согласно изобретению. Указанный ступенчатый элемент сформирован в виде кольцевого ребра, которое расположено на стенной области 12, или сформировано как единое целое со стенной областью и обеспечивает радиально внутреннюю ступеньку непосредственно ниже по ходу опоясывающего выступа 18 в направлении потока горячего газа 10. Как правило, указанный ступенчатый элемент 22 продолжается в радиальном направлении и имеет длину, составляющую приблизительно более одной трети или даже половины радиальной протяженности стенной области 12. Противоположная стенка 15, за исключением опоясывающего выступа 18 на входе зазора 17, является плоской и не содержит какого-либо ступенчатого элемента или специально сформированной канавки. Соответственно, ступенчатый элемент 22 в определенной степени формирует барьер для потока горячего газа, и вихревой поток снижает скорость горячего газа. Соответственно, просачивающиеся потоки и потоки продувочного воздуха могут в этом случае охладить и защитить соответствующие стенные области намного эффективнее. Как ступенька ступенчатого элемента 22, которая обращена к входу зазора, так и радиально наружная канавка позади ступенчатого элемента 22, на которой полость снова расширяется, способствуют формированию вихря.

На фиг.2b показан контур полости, которая содержит не только ступенчатый элемент 22, дополнительно сформированный на наружной полке 6, но и выемку или некоторый вырез в стенной области после ступенчатого элемента, увеличивающую ширину полости в радиальном направлении к наружной стороне ступенчатого элемента 22, и на переходном участке 23 к стенной области 13 также сформирована ярко выраженная ступенька 29. Указанная ступенька 29 также создает турбулентность и дополнительно улучшает барьерное действие.

На фиг.2с схематично показаны условия потока горячих газов в соответствии с конструктивными особенностями указанной полости. Как прежде, по существу, после опоясывающего выступа 18 образуется начальный вихрь 20, но его значительно усиливает ступенька ступенчатого элемента 22. Другими словами, указанный вихрь значительно сильнее, чем вихрь, показанный на фиг.1, благодаря чему, барьерный эффект усиливается. Кроме того, в области ступенчатого элемента 22 формируется первый вихрь 24. Второй вихрь 25 формируется на радиально наружном конце ступенчатого элемента и в области расширения полости, при этом указанные вихри 24, 25 создают дополнительный барьерный эффект. В зависимости от конкретной геометрии полости и потока продувочного воздуха дополнительная ступенька 29 на переходном участке 23 способствует возникновению турбулентности и также дополнительно усиливает барьерный эффект. Если проводить замеры температуры, то можно убедиться, что благодаря указанным мерам температура может быть значительно снижена, не только в области ступенчатого элемента 22, но также и в радиальном направлении к его наружной стороне, благодаря чему преобладают более низкие давления и, соответственно, зоны, расположенные в области ступенчатого элемента 22 и в радиальном направлении к его наружной стороне, можно значительно легче защитить с помощью охлаждающего воздуха.

На фиг.3а показано, что ступенчатый элемент 22' может представлять собой охватывающую конструкцию, т.е. может иметь форму кольца, которое, по существу, окружает ось турбины низкого давления. Фактически, как уже объяснялось ранее, серьезные проблемы возникают, главным образом, на входной кромке соответствующей направляющей лопатки 26. Таким образом, как показано на фиг.3b, достаточно разместить только сегменты 22" указанного ступенчатого элемента, фактически, в радиальном направлении с наружной стороны соответствующей направляющей лопатки и скоординировать их с положением входных кромок лопаток, чтобы создать эффект согласно изобретению.

Перечень ссылочных позиций

1 - вторичная камера сгорания

2 - ряд направляющих лопаток

3 - поток горячего газа

4 - наружный стенной сегмент вторичной камеры (1) сгорания

5 - опорный элемент для наружного стенного сегмента (4)

6 - наружная полка направляющей лопатки (26)

7 - промежуточное кольцо

8 - опора направляющих лопаток турбины низкого давления

9 - полость

10 - направление потока горячих газов на входе в полость (9)

11 - направление потока горячих газов внутри полости (9)

12 - стенная область наружной полки (6), примыкающей к полости (9)

13 - стенная область промежуточного кольца (7), примыкающего к полости (9)

14 - стенная область опоры (8) направляющих лопаток, примыкающей к полости (9)

15 - стенная область наружного стенного сегмента (4), примыкающего к полости (9)

16 - стенная область опорного элемента (5), примыкающего к полости (9)

17 - входной зазор, ведущий в полость (9)

18 - опоясывающий выступ

20 - начальный вихрь

22 - ступенчатый элемент

22' - кольцевой ступенчатый элемент

22" - отдельный сегмент ступенчатого элемента

23 - переходный участок между стенной областью (12) наружной полки и стенной областью (13) промежуточного кольца

24 - первый вихрь

25 - второй вихрь

26 - направляющая лопатка

27 - входная область полости (9)

28 - первая ступенька ступенчатого элемента (22)

29 - ступенька переходного участка (23)

р - шаг

В - ширина полости во входной области

1. Газовая турбина, соединенная со вторичной камерой (1) сгорания, имеющая первый ряд (2) направляющих лопаток турбины низкого давления, расположенный непосредственно ниже по потоку относительно указанной камеры, причем радиально наружная граница вторичной камеры (1) сгорания образована по меньшей мере одним наружным стенным сегментом (4), который закреплен по меньшей мере на одном опорном элементе (5), расположенном радиально снаружи, и путь потока горячих газов (3) ограничен радиально снаружи, в области ряда направляющих лопаток, наружной полкой (6), которая закреплена по меньшей мере опосредованно на по меньшей мере одной опоре (8) направляющей лопатки, при этом предусмотрена, по существу, радиально продолжающаяся полость (9) в виде зазора, имеющая ширину (В) от 1 до 25 мм в осевом направлении во входной области, между стенным сегментом (4) и наружной полкой (6), отличающаяся тем, что
во входной области расположен по меньшей мере один ступенчатый элемент (22, 22′, 22′′), который уменьшает указанную ширину (В) на по меньшей мере 10% на по меньшей мере одной ступеньке (28), продолжающейся в полость (9), по существу, перпендикулярно направлению потока (11) горячего газа, при этом
ширина (В) полости радиально снаружи относительно ступенчатого элемента (22, 22′, 22′′) вновь увеличена посредством ступеньки, продолжающейся в полость (9), по существу, перпендикулярно направлению потока (11) горячего газа, по существу до первоначальной ширины (В) во входной области.

2. Газовая турбина по п. 1, отличающаяся тем, что ступенчатый элемент (22, 22′) окружает ось турбины.

3. Газовая турбина по одному из предшествующих пунктов, отличающаяся тем, что ступенчатый элемент (22, 22′′) выполнен в виде охватывающих сегментов и каждый указанный сегмент (22′′) расположен в радиальном направлении с наружной стороны соответствующей направляющей лопатки (26), причем, предпочтительно, длина каждого сегмента в круговом направлении выбирается в соответствии с круговым шагом (р) между направляющими лопатками (26), т.е. составляет 30-50% от кругового шага (р).

4. Газовая турбина по п. 1, отличающаяся тем, что ступенчатый элемент (22) выполнен в виде ребра, которое установлено или выполнено в стенной области (12) наружной полки (6), примыкающей к полости (9), и имеет, по существу, прямоугольную форму в аксиальном поперечном сечении, и, предпочтительно, имеет длину в радиальном направлении, составляющую от 10 до 100 мм.

5. Газовая турбина по п. 1, отличающаяся тем, что ступенчатый элемент (22) выполнен в виде ребра, которое установлено или выполнено в стенной области (12) наружной полки (6), примыкающей к полости (9), и имеет, по существу, прямоугольную форму в аксиальном поперечном сечении, и, предпочтительно, имеет длину в радиальном направлении, составляющую от 20 до 50 мм.

6. Газовая турбина по п. 4 или 5, отличающаяся тем, что ступенчатый элемент (22) выполнен совместно с канавкой равной или большей длины, которая расположена радиально снаружи и выполнена в указанной стенной области (12), и радиально наружный конец которой образован дополнительной ступенькой (29).

7. Газовая турбина по п. 1, отличающаяся тем, что наружная полка (6) закреплена на опоре (8) направляющей лопатки посредством промежуточного кольца (7), при этом указанным промежуточным кольцом (7) образована дополнительная стенная область (13) полости (9), радиально примыкающая к стенной области (12) наружной полки (6), с образованием дополнительной ступеньки (29)

8. Газовая турбина по п. 7, отличающаяся тем, что дополнительная ступенька (29) выполнена на переходном участке (23) между стенной областью (12) полки (6) и дополнительной стенной областью (13) промежуточного кольца (7).

9. Газовая турбина по п. 1, отличающаяся тем, что полость (9) продолжается между опорой (8) направляющих лопаток и опорным элементом (5).

10. Газовая турбина по п. 1, отличающаяся тем, что указанная ширина (В) полости уменьшена посредством ступеньки (28) на по меньшей мере 20%.

11. Газовая турбина по п. 1, отличающаяся тем, что указанная ширина (В) полости уменьшена посредством ступеньки (28) на по меньшей мере 30%.

12. Газовая турбина по п. 1, отличающаяся тем, что по меньшей мере один ступенчатый элемент (22) расположен на наружной полке (6), или на стенке (15) стенного сегмента (4), или образован расположенным снаружи промежуточным кольцом, или опорой направляющей лопатки.

13. Газовая турбина по п. 1, отличающаяся тем, что ступенчатый элемент (22) расположен только в стенной области (12) наружной полки (6), и противолежащая стенка (15) стенного сегмента (4), которая образована, предпочтительно, в виде радиально продолжающейся плоскости, и не содержит какого-либо ступенчатого элемента.

14. Газовая турбина по п. 1, отличающаяся тем, что ширина полости в радиальном направлении относительно наружной стороны ступенчатого элемента (22) увеличивается, по существу, до начальной ширины (В) полости во входной области зазора, предпочтительно, посредством канавки, продолжающейся в полости, по существу, перпендикулярно направлению потока (11) горячего газа в полость (9).

15. Газовая турбина по п. 1, отличающаяся тем, что ширина (В) полости во входной области зазора составляет от 2 до 15 мм в осевом направлении.

16. Газовая турбина по п. 1, отличающаяся тем, что опоясывающий выступ (18), локально сужающий входной зазор, образован непосредственно во входном зазоре (17), ведущем к полости (9), а именно на стенке (15) наружного стенного сегмента (4).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области конструкции авиационных двигателей, используемых на летательных аппаратах и наземных энергетических установках. Сопловой аппарат газовой турбины содержит наружный и внутренний корпусы, между которыми размещены статорные лопатки.

Переходный канал для соединения камеры сгорания и турбинной части газотурбинного двигателя содержит оболочку, включающую первую и вторую поверхности. Первая и вторая поверхности оболочки соединены пробиванием, а оболочка переходного канала выполнена по меньшей мере из одного листа, отштампованного в форму, образующую переходный канал с двойной оболочкой.

Изобретение относится к конструкции опорных или установочных устройств выходного устройства турбины. Выходное устройство турбины содержит полые аэродинамические профилированные стойки, размещенные за рабочим колесом последней ступени турбины, а также аэродинамические профилированные контура.

Устройство ремонта фланца, содержащего несколько выступов, равномерно расположенных по окружности, включает усилительную гнутую деталь, имеющую форму фланца, и восстановительную деталь фланца.

Изобретение относится к турбонасосостроению. Турбинный узел агрегата включает корпус подвода рабочего тела - пара, сопловый аппарат с наклонными соплами, турбину, имеющую вал с рабочим колесом, и расположенный за турбиной по потоку пара корпус отвода отработанного пара.

Изобретение относится к турбонасосостроению. Турбонасосный агрегат содержит турбинный узел c корпусами подвода и отвода рабочего тела, сопловым аппаратом, одноступенчатой турбиной.

Лопатка с изменяемым углом установки для секции статора модуля турбомашины включает активную часть лопатки, на сторонах которой расположены радиально внутренняя и внешняя полки.

Направляющий сопловый аппарат турбины газотурбинного двигателя содержит внутреннюю и внешнюю кольцевые платформы, соединенные радиальными лопатками. Внутренняя платформа содержит кольцевые элементы из истираемого материала, размещенные на образующих кольцо листовых секторах с сечением L, S или С-образной формы, установленных внутри внутренней платформы.

Турбомашина содержит ступень, включающую лопатки с изменяемым углом установки, размещенные по окружности в корпусе. Каждая лопатка содержит управляющий стержень, радиально выступающий снаружи корпуса и связанный рычагом с общим кольцом управления, соосным упомянутому корпусу и установленным с возможностью вращения снаружи корпуса.

Газотурбинный двигатель содержит кольцевую камеру сгорания, секторальный направляющий сопловый аппарат турбины, расположенный на выходе камеры, и герметизирующие средства, аксиально размещенные между камерой сгорания и направляющим сопловым аппаратом.

Лопатка спрямляющего аппарата для турбореактивного двигателя содержит удлиненные моноблочные передний и задний участки, а также внешний слой, соединенные посредством горячего прессования. Удлиненный моноблочный передний участок вырезан из пултрудированного профиля, содержащего связанные смолой волокна, и образует переднюю кромку лопатки. Удлиненный моноблочный задний участок вырезан из пултрудированного профиля, содержащего связанные смолой волокна, и образует заднюю кромку лопатки. Внешний слой выполнен на основе пропитанных смолой волокон и расположен между передней и задней кромками с образованием боковых сторон лопатки. Внешний слой перекрывает зоны передней кромки и задней кромки. Другое изобретение группы относится к турбореактивному двигателю, содержащему множество указанных выше лопаток, каждая из которых закреплена на корпусе. Группа изобретений позволяет упростить изготовление и установку лопатки турбореактивного двигателя. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 4 ил.

Корпус турбореактивного двигателя выполнен с возможностью установки в нем множества лопаток и содержит средства крепления конца каждой лопатки, расположенные на стороне корпуса, противоположной лопаткам. Средства крепления содержат кольцевой элемент, проходящий вокруг корпуса, а корпус содержит отверстия, через которые проходят концы лопаток для их взаимодействия со средствами крепления. Корпус выполнен из длинных волокон, связанных термопластической смолой. Кольцевой элемент получен посредством пултрузии и пропитан термопластической смолой, свариваемой с термопластической смолой корпуса, причем весь узел соединен посредством горячего прессования. Другое изобретение группы относится к турбореактивному двигателю, содержащему указанный выше корпус и множество лопаток, каждая из которых имеет конец, соединенный с корпусом. Группа изобретений позволяет упростить изготовление и сборку корпуса турбореактивного двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Лопатка с аэродинамическим профилем включает в радиальном направлении внутреннюю полочную область и внешнюю венечную область, а в осевом направлении - переднюю входную кромку и заднюю выходную кромку, между полочной областью и венечной областью. Лопатка снабжена корытцем, вогнутым в радиальном направлении между внутренней полочной областью и внешней венечной областью, а также спинкой, выпуклой в радиальном направлении между внутренней полочной областью и внешней венечной областью. Ширина лопатки в осевом направлении между входной кромкой и прямой выходной кромкой параболически изменяется от максимальной ширины в полочной и венечной областях до минимальной ширины на участке между полочной областью и венечной областью. Другое изобретение группы относится к осевой турбомашине, содержащей группу указанных выше лопаток с аэродинамическим профилем. Изобретение позволяет снизить профильные потери на лопатке. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Высокотемпературная газовая турбина включает в себя лабиринтное уплотнение по сотовому блоку на внутренней полке, выполненной с дефлектором и с внутренней воздушной полостью охлаждаемой сопловой лопатки. Воздушная полость на выходе из сопловой лопатки через дозирующее отверстие в дефлекторе и через расположенные во внутренней полке в окружном направлении раздаточный канал и систему осевых каналов соединена с перфорацией, выходящей во внутренние полости ячеек сотового блока. Осевые каналы дополнительно соединены перфорацией с наружной поверхностью внутренней полки сопловой лопатки. Изобретение повышает надежность и экономичность высокотемпературной газовой турбины посредством исключения перегрева и разрушения сотового блока лабиринтного уплотнения, а также уменьшения радиального зазора в уплотнении. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Опорная стойка (430) для диафрагмы паровой турбины содержит основную вертикальную часть (435) с утолщением (447), которое проходит от указанной части (435) по существу перпендикулярно ей. Утолщение содержит первое утолщение, проходящее от верхнего конца основной вертикальной части (435), и второе утолщение, проходящее от места вблизи нижнего конца основной вертикальной части (435). Первое утолщение отстоит на заданное расстояние от второго утолщения. Первое и второе утолщение предназначены для сопряжения с соответствующим пазом (450), выполненным в диафрагме турбины. В утолщениях имеется отверстие (455), которое проходит сквозь них вертикально и предназначено для размещения крепежного элемента (460), проходящего через первое и второе утолщения (447) с обеспечением вертикального прикрепления основной вертикальной части (435) и указанных утолщений (447) к диафрагме турбины. Достигается уменьшение продолжительности и стоимости цикла технического обслуживания, поскольку обеспечивается возможность доступа для извлечения нижней половины (410) диафрагмы для выполнения технического обслуживания без удаления ротора. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к статорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины включает в себя внешний корпус, на котором установлены стойки опоры с обтекателями (7), и расположенные по потоку (5) газа охлаждаемые сопловые лопатки (14) с нижними полками (15). Внутреннее радиальное ребро (8) каждого обтекателя (7) расположено в U-образном уплотнительном кольце (9), установленном на кольцевом цилиндрическом фланце (11) опоры. U-образное уплотнительное кольцо (9) выполнено с внешним (12) и внутренним (13) С-образными в поперечном сечении выступами, направленными в сторону сопловых лопаток (14). С-образные выступы (12) и (13) образуют соединения типа «щип-паз» с внутренним кольцом (16), установленным в радиальном направлении на нижних полках (15) сопловых лопаток (14). В обечайке (22) внутреннего кольца (16) выполнены каналы (23) для дозированной подачи охлаждающего воздуха в полость (20) пониженного давления. Изобретение позволяет повысить надежность статора турбины газотурбинного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Газотурбинный двигатель содержит корпус со статорной ступенью, имеющей лопатки с изменяемым углом установки, управляемые приводным кольцом, соосно окружающим упомянутый корпус. Кольцо ограничено в перемещении поворотом только вокруг оси упомянутого корпуса и соединено коленчатыми рычагами с лопатками с изменяемым углом установки. Приводное кольцо соединено со смежным индивидуальным приводным блоком в виде силового привода, и содержащим два участка, образующие цилиндр и шток. Шток шарнирно соединен с кольцом, а цилиндр шарнирно соединен с упомянутым корпусом, причем шарнир между цилиндром и корпусом расположен вблизи конца цилиндра, из которого проходит шток. Изобретение позволяет снизить габариты и вес системы управления углом установки лопаток статора. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Переходная часть камеры сгорания содержит канал, имеющий впуск, соединенный с камерой сгорания, и выпуск на нижнем по потоку конце, соединенный с первой ступенью турбины. Нижний по потоку конец содержит наружную и внутреннюю стенки, а также первую и вторую боковые стенки. Одна из боковых стенок имеет продолжение боковой стенки, продолжающееся в направлении вниз по потоку за выпуск на нижнем по потоку конце переходной части. Продолжение боковой стенки содержит охлаждающий канал или продолжения боковых стенок двух переходных частей выполнены таким образом, что после установки рядом друг с другом образуют охлаждающий канал. Охлаждающий канал закрыт к наружной стенке и/или внутренней стенке посредством торцевой пластины. Другие изобретения группы относятся к трубчатой камере сгорания и газотурбинному двигателю, содержащим указанную выше переходную часть. При модернизации газотурбинного двигателя открывают его корпус, удаляют имеющуюся переходную часть, устанавливают указанную выше переходную часть и закрывают корпус. При бороскопической инспекции газотурбинного двигателя, содержащего указанную выше переходную часть, сначала каждую вторую переходную часть удаляют и затем инспектируют путь горячего газа ниже по потоку от удаленной переходной части, а также путь горячего газа соседней камеры сгорания, которая остается установленной в газотурбинном двигателе, через зазор, открытый посредством удаления продолжения боковой стенки вместе с удаленной переходной частью. Группа изобретений позволяет повысить срок службы камеры сгорания. 5 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Статор осевой турбомашины содержит наружный кожух и ряд лопаток статора с полками. Наружный кожух имеет расположенные в ряд по окружности отверстия и внутреннюю кольцевую канавку для фиксирования кольцевого слоя истираемого материала. Полки лопаток статора расположены в отверстиях наружного кожуха и закреплены посредством наплавленных валиков между полками и гранями отверстий. Ряд отверстий и внутренняя канавка частично пересекаются, так что часть каждого наплавленного валика расположена в осевом направлении во внутренней канавке. Другое изобретение группы относится к турбомашине, содержащей компрессор и турбину, причем, по меньшей мере, один из статоров компрессора и/или турбины выполнен как указано выше. При производстве указного выше статора сначала изготавливают наружный кожух и лопатки, после чего размещают и приваривают полки лопаток в отверстиях наружного кожуха. Затем помещают слой истираемого материала во внутреннюю канавку. Группа изобретений позволяет уменьшить размер турбомашины, упростить ее конструкцию и производство. 3 н. и 18 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области энергомашиностроения, в частности паротурбостроения, и может быть использовано при проектировании паровых турбин средней и большой мощности, а именно - при разработке конструкции последних ступеней влажнопаровых турбин, имеющих элементы влагоудаления. Последняя ступень влажнопаровой турбины содержит диафрагму, выполненную из верхней и нижней части, каждая из которых содержит тело, обод, сопловую решетку, образованную полыми направляющими лопатками и внутренними и наружными бандажными лентами. На ободе диафрагмы со стороны паровхода и паровыхода, а также в периферийной зоне тела диафрагмы со стороны паровхода установлены влагоотводящие элементы. Технический результат: повышение эффективности влагоудаления при работе влажнопаровой турбины в условиях повышенной влажности перед направляющими лопатками последних ступеней, что обеспечивает повышение КПД. Повышение эффективности влагоудаления также обеспечивает снижение опасности повышенной влажнопаровой эрозии элементов проточной части, и в первую очередь - рабочих лопаток. В предлагаемой конструкции также предусмотрен ряд дополнительных мероприятий, позволяющих повысить эффективность влагоудаления. 7 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх