Осевая газовая турбина



Осевая газовая турбина
Осевая газовая турбина
Осевая газовая турбина
Осевая газовая турбина

 


Владельцы патента RU 2543101:

АЛЬСТОМ ТЕКНОЛОДЖИ ЛТД (CH)

Газовая турбина осевого типа содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и теплозащитных экранов статора, установленных в держателе направляющих лопаток. Статор коаксиально охватывает снаружи ротор с образованием между ними тракта течения горячего газа так, что ряды рабочих лопаток и теплозащитные экраны статора и ряды направляющих лопаток и теплозащитные экраны ротора расположены напротив друг друга соответственно. Ряд направляющих лопаток и следующий ряд рабочих лопаток в направлении вниз по ходу течения потока образуют ступень турбины. Рабочие лопатки ступени турбины снабжены каждая на их концах венцом. Направляющие лопатки ступени турбины обеспечены каждая внешней платформой направляющей лопатки. Внешние платформы направляющих лопаток в ступени турбины и соседние теплозащитные экраны статора приспособлены друг к другу за счет выполнения каждой из внешних платформ направляющих лопаток с расположенным ниже по потоку выступом на ее задней стенке. Выступ проходит вниз по потоку к передней кромке венцов рабочей лопатки и в соответствующую выемку, выполненную в прилегающем теплозащитном экране статора. Теплозащитные экраны статора в ступени турбины охлаждаются посредством ввода охлаждающего воздуха в полость, находящуюся с задней стороны каждого теплозащитного экрана статора. Охлаждающий воздух выходит в тракт течения горячего газа через отверстия, имеющиеся в проходящей ниже и выше по потоку боковой поверхности теплозащитного экрана статора. Полость для введения охлаждающего воздуха через отверстие расположена с задней стороны внешней платформы каждой направляющей лопатки в ступени турбины. Струи охлаждающего воздуха направляются на венцы рабочих лопаток из полости с помощью отверстий, проходящих ниже по потоку через указанный выступ. Предусмотрены пазы, проходящие в направлении вниз по потоку через выступы для направления потока охлаждающего воздуха точно в промежуток между соседними, размещенными в окружном направлении теплозащитными экранами статора. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения, снижение массового расхода охлаждающего воздуха. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к технологии газовых турбин. В частности, изобретение относится к проектированию ступени осевой турбины для газотурбинного агрегата. Обычно статор турбины содержит держатель направляющих лопаток с пазами, в которых устанавливают один за другим ряд направляющих лопаток, и ряд теплозащитных экранов статора. Та же ступень содержит ротор, содержащий вращающийся вал с пазами, в которых один за другим установлен ряд теплозащитных экранов и ряд рабочих лопаток.

Уровень техники

Настоящее изобретение относится к осевой газовой турбине, пример которой иллюстрируется на фиг.1. Газовая турбина 10 на фиг.1 работает по принципу последовательного сжигания топлива. Она содержит компрессор 11, первую камеру 14 сгорания с некоторым количеством форсунок 13 и первым средством 12 подачи топлива, турбину 15 высокого давления, вторую камеру 17 сгорания со вторым средством 16 подачи топлива и турбину 18 низкого давления с чередующимися рядами рабочих лопаток 20 и направляющих лопаток 21, которые установлены с образованием ряда ступеней турбины, размещенных вдоль оси OA агрегата.

Газовая турбина 10 согласно фиг.1 содержит статор и ротор. Статор содержит держатель 19 направляющих лопаток с установленными в нем направляющими лопатками 21. Эти направляющие лопатки 21 необходимы для формирования профилированных каналов, через которые протекает горячий газ, полученный в камере 17 сгорания. Газ, протекающий через тракт 22 прохождения горячего газа в заданном направлении, ударяет в лопатки 20, установленные в пазах вала ротора, и тем самым приводит ротор турбины во вращение. Для защиты корпуса статора от действия горячего газа, протекающего над рабочими лопатками 20, используют теплозащитные экраны, установленные между соседними рядами направляющих лопаток. Для высокотемпературных ступеней турбины необходима подача охлаждающего воздуха внутрь направляющих лопаток, теплозащитных экранов статора и в рабочие лопатки.

Чтобы обеспечить работу высокотемпературной ступени турбины с длительным сроком эксплуатации, все элементы тракта 22 горячего газа должны эффективно охлаждаться. Элементы известной конструкции, представленной на фиг.2(а) и (b), охлаждаются следующим образом: сжатый охлаждающий воздух 24, подведенный из компрессора через камеру 23, поступает в полости 31 и 29. Для полости 31 подачу осуществляют посредством отверстия 25. Затем этот охлаждающий воздух вытекает из профильной части направляющей лопатки 21 и из отверстий 30 и 28 теплозащитного экрана 27 статора, который прикреплен к внутреннему кольцевому элементу 26, напротив рабочей лопатки 20, в тракт 22 течения газа турбины. Тонкостенный венец 32 (фиг.2 (b)) периферийной зоны рабочей лопатки (кромка лопатки) является весьма чувствительным к высокой температуре газа. Охлаждающий газ, истекающий из отверстий 30, расположенных в передней части теплозащитного экрана 27 статора в конструкции, показанной на фиг.2, способствует снижению температуры венца 32 рабочей лопатки (в дополнение к снижению за счет системы охлаждения рабочей лопатки, которая на этой фигуре в целях упрощения не показана).

Однако описанная выше конструкция имеет следующие недостатки. Вследствие значительного расстояния от выходов отверстий 30 до передней кромки рабочих лопаток 20 струи охлаждающего воздуха быстро теряют свою кинетическую энергию и вытесняются потоком горячего газа из тракта 22 течения горячего газа.

Воздух, вытекающий из отверстий 30, имеет достаточно высокую температуру, поскольку он уже охладил существенную площадь поверхности теплозащитного экрана 27 статора, и для зазора между соседними теплозащитными экранами 27 статора (фиг.2(b)) охлаждающий воздух не обеспечивает никакого эффективного обдувания, что увеличивает опасность перегрева уплотнительных пластин 33 и боковых поверхностей теплозащитных экранов 27 статора.

Раскрытие изобретения

Задача настоящего изобретения заключается в обеспечении газовой турбины схемой охлаждения ступени турбины, которая позволяет устранить недостатки, присущие известным охлаждающим конструкциям, и сочетает в себе снижение массового расхода охлаждающего воздуха с улучшенным охлаждением и эффективной защитой важных элементов ступеней турбины от теплового воздействия.

Указанная выше и другие задачи решаются с помощью газовой турбины согласно п.1 формулы изобретения.

Газовая турбина согласно изобретению содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и теплозащитных экранов статора, установленных на внутренних кольцевых элементах, при этом статор коаксиально охватывает ротор снаружи с образованием между ними тракта горячего газа так, что ряды рабочих лопаток и теплозащитных экранов статора и ряды направляющих лопаток и теплозащитных экранов ротора расположены оппозитно друг другу соответственно, при этом ряд направляющих лопаток и следующий за ним ряд рабочих лопаток, находящийся ниже по ходу течения потока, образуют ступень турбины, причем каждая из рабочих лопаток ступени турбины выполнена на конце с венцом, а направляющие лопатки ступени турбины содержат каждая внешнюю платформу. Согласно изобретению теплозащитные экраны статора и внешние платформы направляющих лопаток в ступени турбины приспособлены друг к другу таким образом, что воздух, протекающий между внешними платформами направляющих лопаток и соседними с ними теплозащитными экранами статора в тракте горячего газа, направлен на венцы лопаток.

В соответствии с одним воплощением изобретения внешние платформы направляющих лопаток и соседние теплозащитные экраны статора приспособлены друг к другу за счет выполнения каждой из внешних платформ направляющих лопаток с расположенным ниже по потоку выступом на ее задней стенке, при этом указанный выступ проходит вниз по потоку к передней кромке венцов рабочей лопатки и в соответствующую выемку, выполненную в прилегающем теплозащитном экране статора.

В соответствии с другим воплощением изобретения теплозащитные экраны статора в пределах ступени турбины охлаждаются посредством ввода охлаждающего воздуха в полость, находящуюся с задней (обратной) стороны каждого теплозащитного экрана статора, при этом охлаждающий воздух выходит в тракт горячего газа через отверстия, имеющиеся в проходящей ниже и выше по потоку боковой поверхности теплозащитного экрана статора.

Согласно еще одному воплощению изобретения направляющие лопатки в пределах ступени турбины охлаждаются за счет ввода охлаждающего воздуха через отверстие в полость, находящуюся с задней (обратной) стороны внешней платформы каждой направляющей лопатки, а струи охлаждающего воздуха направляют на венцы рабочих лопаток из указанной полости с помощью отверстий, проходящих ниже по потоку через указанный выступ.

Согласно следующему воплощению изобретения внешняя платформа направляющих лопаток сконфигурирована так, что охлаждающий воздух, протекающий через указанные отверстия в указанном выступе, ранее уже был использован для охлаждения соответствующей направляющей лопатки.

Согласно другому воплощению изобретения через указанные выступы в направлении вниз по потоку проходят пазы, которые направляют поток охлаждающего воздуха точно в промежуток между соседними, размещенными в окружном направлении теплозащитными экранами статора.

В соответствии с еще одним воплощением изобретения на внешних платформах направляющих лопаток выполнены дополнительные отверстия с тем, чтобы направить охлаждающий воздух из полости, находящейся с задней (обратной) стороны внешней платформы направляющей лопатки, вниз по потоку на венцы рабочих лопаток, расположенные ниже указанного выступа.

Краткое описание чертежей

Настоящее изобретение далее более подробно будет пояснено посредством различных воплощений и со ссылками на приложенные чертежи.

Фиг. 1 - хорошо известная базовая конструкция газовой турбины с последовательным сжиганием топлива, которая может быть использована для осуществления изобретения.

Фиг. 2 - детальное раскрытие охлаждения ступени турбины в соответствии с известным аналогом (фиг. 2(a)) вместе с фиг. 2(b), иллюстрирующей детали конструкции венца рабочей лопатки).

Фиг. 3 - детальное раскрытие охлаждения ступени турбины в соответствии с воплощением изобретения (фиг. 3(a)) вместе с фиг. 3(b), иллюстрирующей показанную в увеличенном масштабе зону B на фиг. 3(a).

Фиг. 4 - модификация схемы охлаждения, соответствующей изобретению, с улучшенным охлаждением уплотнительной пластины.

Осуществление изобретения

На фиг. 3 представлена предложенная конструкция высокотемпературной ступени турбины, в которой в результате исключены недостатки, присущие конструкции, иллюстрируемой на фиг. 2.

В соответствии с новой и предпочтительной предложенной конструкцией, показанной на фиг. 3, газовая турбина 35 содержит ступень 60 турбины (СТ) с направляющими лопатками 41, прикрепленными к держателю 39 направляющих лопаток, и рабочими лопатками, приводимыми во вращение горячим газом, протекающим через тракт 42 течения горячего газа. Напротив кромок рабочих лопаток 40 на внутреннем кольцевом элементе 46 установлены теплозащитные экраны 47 статора. Направляющие лопатки 41, каждая из которых выполнена с внешней платформой 38, охлаждаются с помощью охлаждающего воздуха 44, протекающего из камеры 43 через отверстие 45 в полость 51. В соответствии с изобретением внешняя платформа 38 направляющей лопатки и теплозащитный экран 47 статора выполнены и приспособлены друг к другу таким образом, что воздух 37, протекающий через сочленения между внешними платформами 38 направляющих лопаток и соседними теплозащитными экранами 47 статора и поступающий в тракт 42 горячего газа, направлен на венец 32 рабочих лопаток 40 (фиг.3(b)). Это означает, что охлаждающий воздух подводится к щели, образованной между соседними теплозащитными экранами 47, и к венцам рабочих лопаток 40 с прохождением минимально возможного расстояния.

Это непосредственное охлаждение венцов рабочих лопаток и щелей между теплозащитными экранами статора осуществляется с помощью выступа 36, выполненного на задней стенке внешней платформы 38 направляющих лопаток. Чтобы конец выступа 36 подходил как можно ближе к рабочим лопаткам 40, в теплозащитных экранах 47 статора выполнены специальные выемки 58. Теплозащитный экран 47 статора охлаждают таким же образом, как это показано на фиг.2, т.е. охлаждающий воздух поступает в полость 49, проходит через отверстия 52 в теплозащитный экран 47 статора и выходит через отверстия 48 и 50.

Следует отметить, что направляющая лопатка 41 охлаждается подобно направляющей лопатке на фиг.2. Однако венец рабочей лопатки из рабочих лопаток 40 охлаждается более эффективно, поскольку воздушные струи, истекающие из отверстий 53, проходящих сквозь выступ 36, подводят охлаждающий воздух в максимальной степени близко к рабочей лопатке, и поэтому в течение короткого времени они не успевают терять свою кинетическую энергию и не могут быть вытеснены горячим газом из тракта 42 течения горячего воздуха.

Другое преимущество предложенной конструкции заключается в том, что охлаждающий воздух, который поступает к отверстиям 53, уже прошел через отверстия 54 перфорированного листа и охладил часть внешней платформы 38 направляющей лопатки. Таким образом, благодаря тому, что венец рабочей лопатки охлаждается воздухом, который ранее уже был использован для охлаждения другого элемента конструкции, эффективность работы турбины повышается.

Выступ 36 на внешней платформе направляющей лопатки обеспечивает еще одно преимущество предложенной конструкции (см. фиг.4). Он создает возможность продувки промежутка 59 между соседними теплозащитными экранами 47 - статора (фиг.4(b)) сильными воздушными струями, истекающими из пазов 57 точно в середине между соседними теплозащитными экранами, установленными в окружном направлении. Эти струи защищают боковые поверхности теплозащитных экранов 47 статора и уплотнительные пластины 55, находящиеся между этими теплозащитными экранами 47 статора, от негативных последствий воздействия горячего газа. В дополнение к подаче с помощью отверстий 53 использованного ранее воздуха к венцам рабочих лопаток и через пазы 57 в промежуток 59 между соседними теплозащитными экранами 47 статора, может быть обеспечена дополнительная подача от источника использованного воздуха через отверстия 56.

Таким образом, предложенная конструкция имеет следующие преимущества:

1. Предложенные формы выполнения теплозащитных экранов 47 статора и выступа 36, выполненного на внешней платформе 38 направляющей лопатки, позволяют подводить струи охлаждающего воздуха очень близко к венцам рабочих лопаток 40. Это в значительной степени повышает эффективность охлаждения указанных элементов.

2. Для охлаждения теплозащитных экранов 47 статора и венцов рабочих лопаток используется воздух, который уже был использован для охлаждения направляющих лопаток 41. Такое двойное использование охлаждающего воздуха повышает эффективность турбины.

3. Эффективно продувается зазор между соседними теплозащитными экранами 47 статора.

4. Воздух 37, протекающий из полостей 49 и 51 через зоны сочленения внутренних кольцевых элементов 46 с держателем 39 направляющих лопаток (см. фиг.3), успешно используется в целях охлаждения благодаря его истечению ближе к венцам рабочих лопаток.

Таким образом, сочетание приспособленных друг к другу выгодных форм теплозащитных экранов 47 статора и выступа 36 (см. фиг.3) наряду с использованием охлаждающего воздуха, отведенного из внешней платформы 38 направляющей лопатки, позволяет создать новую современную турбину с хорошими рабочими характеристиками и продолжительным сроком службы рабочих лопаток.

1. Газовая турбина (35) осевого типа, содержащая ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток (40) и теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток (41) и теплозащитных экранов (47) статора, установленных в держателе (39) направляющих лопаток, при этом статор коаксиально охватывает снаружи ротор с образованием между ними тракта (42) течения горячего газа так, что ряды рабочих лопаток (40) и теплозащитные экраны (47) статора и ряды направляющих лопаток (41) и теплозащитные экраны ротора расположены напротив друг друга соответственно, и ряд направляющих лопаток (41) и следующий ряд рабочих лопаток (40) в направлении вниз по ходу течения потока образуют ступень (60) турбины, причем рабочие лопатки (40) ступени турбины снабжены каждая на их концах венцом (32), а направляющие лопатки (41) ступени (60) турбины обеспечены каждая внешней платформой (38) направляющей лопатки, причем внешние платформы (38) направляющих лопаток в ступени (60) турбины и соседние теплозащитные экраны (47) статора приспособлены друг к другу за счет выполнения каждой из внешних платформ (38) направляющих лопаток с расположенным ниже по потоку выступом (36) на ее задней стенке, при этом указанный выступ (36) проходит вниз по потоку к передней кромке венцов (32) рабочей лопатки и в соответствующую выемку (58), выполненную в прилегающем теплозащитном экране (47) статора, при этом теплозащитные экраны (47) статора в ступени (60) турбины охлаждаются посредством ввода охлаждающего воздуха в полость (49), находящуюся с задней стороны каждого теплозащитного экрана (47) статора, при этом охлаждающий воздух выходит в тракт (42) течения горячего газа через отверстия (48, 50), имеющиеся в проходящей ниже и выше по потоку боковой поверхности теплозащитного экрана (47) статора, отличающаяся тем, что
полость (51) для введения охлаждающего воздуха (44) через отверстие (45) расположена с задней стороны внешней платформы (38) каждой направляющей лопатки (41) в ступени (60) турбины, а струи охлаждающего воздуха направляются на венцы (32) рабочих лопаток из указанной полости (51) с помощью отверстий (53), проходящих ниже по потоку через указанный выступ (36), и предусмотрены пазы (57), проходящие в направлении вниз по потоку через указанные выступы (36) для направления потока охлаждающего воздуха точно в промежуток (59) между соседними, размещенными в окружном направлении теплозащитными экранами (47) статора.

2. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что внешняя платформа (38) направляющих лопаток (41) сконфигурирована так, что охлаждающий воздух, проходящий через указанные отверстия (53) в указанном выступе (36), ранее был использован для охлаждения соответствующей направляющей лопатки (41).

3. Газовая турбина по п.2, отличающаяся тем, что на внешних платформах (38) направляющих лопаток выполнены дополнительные отверстия (56) с тем, чтобы направить охлаждающий воздух из полости (51), находящейся с задней стороны внешней платформы направляющей лопатки, вниз по потоку на венцы (32) рабочих лопаток, расположенные ниже указанного выступа (36).



 

Похожие патенты:

Сопловой элемент турбины из композиционного материала, содержащего волокнистое армирование, уплотненное керамической матрицей, включает участки внутреннего и внешнего оснований и, по меньшей мере, одну лопатку, присоединенную к ним обоим.

Направляющий аппарат турбины газотурбинного двигателя разделен на сектора, включающие внутреннюю и наружную платформы, связанные между собой радиальными лопатками.

Кольцо статора модуля турбинного двигателя летательного аппарата имеет множество сквозных отверстий, предназначенных для расположения лопатки статора. Каждое отверстие определяет среднюю линию, проходящую между первым краем, предназначенным для расположения задней кромки лопатки, и вторым краем, предназначенным для расположения передней кромки лопатки.

Турбина высокого давления газотурбинного двигателя содержит узел направляющих лопаток, включающий ряд неподвижных, выравнивающих поток лопаток, а также лопатки ротора.

Газотурбинный двигатель включает лопатку статора для направления горячих газов сжигания на роторные лопатки. Лопатка статора включает платформу, расположенную на радиально внутренней стороне лопатки относительно оси вращения двигателя.

Турбомашина содержит корпус, колесо турбины, установленное с возможностью вращения внутри корпуса, кольцо, образованное из сегментов и установленное концентрично вокруг колеса турбины, а также установочный элемент.

Узел неподвижных лопаток газотурбинного двигателя содержит кожух, оснащенные лопатками угловые секторы, неподвижно закрепленные в кожухе, кольцо из изнашиваемого материала, опирающееся на опору, неподвижно закрепленную в кожухе при помощи множества резьбовых соединений, а также шпильки для радиальной фиксации угловых секторов.

Кольцевой неподвижный элемент для использования с паровой турбиной (100). Неподвижный элемент содержит радиально наружное первое кольцо (228), радиально внутреннее второе кольцо (226) и, по меньшей мере, одну аэродинамическую поверхность (212).

Неподвижный блок лопаток газотурбинного двигателя содержит внутренний корпус, угловые сектора, снабженные лопатками, а также штифты радиального удержания угловых секторов.

Кольцевой узел лопаток газотурбинного двигателя содержит лопаточный сегмент с дуговой направляющей и лопатками, проходящими от направляющей, а также полый цилиндрический корпус, имеющий кольцевую канавку для размещения направляющей.

Рабочая лопатка газовой турбины содержит профильную часть, проходящую в продольном направлении, и хвостовик лопатки, служащий для крепления рабочей лопатки на валу ротора газовой турбины.

Осевая газовая турбина содержит ротор и статор. Статор представляет собой корпус, охватывающий ротор снаружи с образованием между ними тракта течения горячего газа, через который протекает горячий газ, полученный в камере сгорания.

Изобретение относится к роторам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины включает установленный на задней по потоку газа стороне обода диска лабиринт с внутренним радиальным ребром, а также установленный с передней стороны обода диска фланец.

Изобретение относится к роторам высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор высокотемпературной турбины включает диски первой и второй ступени, между которыми расположен промежуточный диск с радиальными выступами.

Турбореактивный двигатель содержит впускной канал потока воздуха охлаждения диска турбины высокого давления, открывающийся в полость. Полость является по существу изолированной с входной стороны от полости, в которой циркулирует поток воздуха, отбираемый с выхода компрессора высокого давления, первым лабиринтным уплотнением и с выходной стороны от полости, сообщающейся с первичным каналом турбореактивного двигателя, вторым лабиринтным уплотнением.

Газовая турбина с ротором, в котором установлена лопатка, содержит перо с входной кромкой и выходной кромкой, расположенное вдоль продольной оси указанной лопатки от корневой части до концевой части лопатки.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения и может быть использовано преимущественно в турбомашинах, на роторе которых закрепляются лопатки и средства для охлаждения и устранения деформаций и вибраций.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, преимущественно, к турбомашинам, на роторе которых закрепляются лопатки и средства для охлаждения и устранения деформаций и вибраций.

Лопатка турбины, продолжающаяся вдоль продольной оси (А), содержит крепежный участок, снабженный базовой поверхностью, платформу, соединенную как одно целое с крепежным участком, основной продолговатый корпус, охлаждающий контур и регулировочную пластину.

Двухпоточный цилиндр паротурбинной установки включает наружный и внутренний цилиндры, ротор с дисками и рабочими лопатками проточной части прямого и обратного потоков, трубопровод подвода охлаждающего пара к турбине.

Осевая газовая турбина содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и воздухоохлаждаемых теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и воздухоохлаждаемых теплозащитных экранов статора, установленных в держателе направляющих лопаток. Статор коаксиально охватывает ротор снаружи с образованием между ними тракта течения горячих газов так, что ряды рабочих лопаток и теплозащитных экранов статора и ряды направляющих лопаток и теплозащитных экранов ротора расположены относительно друг определенным образом соответственно. Ряды направляющих лопаток и следующий ряд рабочих лопаток в направлении вниз по ходу течения потока образуют ступень турбины. Ступень турбины обеспечена средствами для повторного использования охлаждающего воздуха, который уже был использован для охлаждения, в частности, профильных частей направляющих лопаток ступени турбины, с целью охлаждения теплозащитных экранов статора указанной ступени турбины, находящихся ниже по потоку от указанных направляющих лопаток. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения и снижение потребления охлаждающего воздуха. 8 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх