Осевая газовая турбина



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

 


Владельцы патента RU 2547351:

АЛЬСТОМ ТЕКНОЛОДЖИ ЛТД (CH)

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.

 

Уровень техники

Настоящее изобретение относится к осевой газовой турбине, пример которой иллюстрируется на фиг.5. Газовая турбина 10, показанная на фиг.5, работает по принципу последовательного сжигания топлива. Она содержит компрессор 1, первую камеру 4 сгорания с некоторым количеством топливных форсунок 3 и первым средством 2 подачи топлива, турбину 5 высокого давления, вторую камеру 7 сгорания со вторым средством 6 подачи топлива и турбину 8 низкого давления с чередующимися рядами направляющих лопаток 13 или 33 и рабочих лопаток 16 или 36, которые установлены с образованием ряда ступеней турбины, размещенных вдоль оси 9 агрегата.

Газовая турбина 10, показанная на фиг.5, содержит статор и ротор. Статор содержит корпус с установленными в нем направляющими лопатками 13, 33. Эти направляющие лопатки 13, 33 необходимы для формирования профилированных каналов, через которые протекает горячий газ, полученный в камере 7 сгорания. Газ, протекающий в заданном направлении, ударяет в рабочие лопатки 16, 36, установленные в пазах вала ротора, и приводит ротор турбины во вращение. Для защиты корпуса статора от действия горячего газа, протекающего над рабочими лопатками 16, 36, 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.

На фиг.1 показана в разрезе типичная воздухоохлаждаемая ступень (СТ) газовой турбины 10. В пределах ступени (СТ) газовой турбины 10 в держателе 11 направляющих лопаток установлен ряд направляющих лопаток 13. Ниже по ходу течения потока от направляющих лопаток 13 размещен ряд вращающихся рабочих лопаток 16, каждая из которых содержит на конце внешнюю платформу 17. Напротив концов рабочих лопаток 16 находятся теплозащитные экраны 18 статора, установленные в держателе 11 направляющих лопаток. Каждая из направляющих лопаток 13 выполнена с внешней платформой 14. Направляющие лопатки 13 и рабочие лопатки 16 с их соответствующими внешними платформами 14 и 17 образуют границы газового тракта 12, через который протекает горячий газ, выходящий из камеры сгорания.

Для того чтобы обеспечить длительный срок эксплуатации такой высокотемпературной газовой турбины 10, все элементы, образующие тракт 12 течения горячего газа, должны эффективно охлаждаться. С этой целью охлаждающий воздух 23 направляют через соответствующие каналы 21 и 22 из камеры 20 к теплозащитным экранам 18 статора и направляющим лопаткам 13 и горячим внешним платформам 17 рабочих лопаток 16. Однако известная конструкция турбины, представленной на фиг.1, требует подачи в полость 19, образованную с задней стороны теплозащитных экранов 18 статора, значительного дополнительного количества охлаждающего воздуха 23 для охлаждения этих теплозащитных экранов статора и внешних платформ 17 рабочих лопаток, и эта особенность может быть рассмотрена как недостаток известной конструкции. Другой недостаток заключается в традиционном способе фиксации теплозащитных экранов статора, при котором между направляющей лопаткой 13 и теплозащитным экраном 18 статора существует зазор (см. зону А на фиг.1, обведенную замкнутой контурной линией), и некоторая часть охлаждающего воздуха из полости 19 вытекает через указанный зазор в газовый тракт 12 турбины (см. стрелки в обведенной зоне А).

Раскрытие изобретения

Задача настоящего изобретения заключается в обеспечении газовой турбины со схемой охлаждения ступени турбины, которая позволяет устранить недостатки, присущие известной охлаждающей конструкции, и в значительной степени снижает потребление охлаждающего воздуха в указанной ступени турбины.

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

Газовая турбина согласно изобретению представляет собой осевую газовую турбину и 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, причем статор коаксиально охватывает снаружи ротор с образованием между ними тракта течения горячего газа, в котором ряды рабочих лопаток и теплозащитных экранов статора и ряды направляющих лопаток и теплозащитных экранов ротора расположены друг относительно друга определенным образом соответственно, при этом ряд направляющих лопаток и следующий за ним ряд рабочих лопаток, расположенный ниже по ходу течения потока, образуют ступень турбины. В соответствии с изобретением 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.

В соответствии с воплощением изобретения средства повторного использования включают первые средства, предназначенные для накапливания использованного воздуха, выходящего из направляющих лопаток, и вторые средства для направления накопленного воздуха к теплозащитным экранам статора указанной ступени турбины, ниже по потоку от направляющих лопаток, для их охлаждения.

Предпочтительно средства повторного использования, кроме того, включают третьи средства для направления накопленного использованного охлаждающего воздуха к внешним платформам рабочих лопаток указанной ступени турбины, ниже по потоку от направляющих лопаток, для их охлаждения.

Согласно другому воплощению изобретения направляющие лопатки ступени турбины каждая содержит внешнюю платформу, а средства повторного использования выполнены заодно с направляющими лопатками и находятся как раз над внешними платформами.

В соответствии с другим воплощением средства накапливания для каждой направляющей лопатки включают в себя первую полость, расположенную на выходе охлаждающего воздуха из направляющей лопатки с верхней стороны внешней платформы, средства направления охлаждающего воздуха включают вторую полость, проходящую в окружном направлении и соединенную с указанной первой полостью, при этом ряд первых ориентированных в осевом направлении отверстий, которые равномерно распределены в окружном направлении, направляет использованный охлаждающий воздух из второй полости на внешнюю поверхность близлежащих теплозащитных экранов статора ступени турбины для их охлаждения.

В соответствии с другим воплощением изобретения ряд вторых отверстий, ориентированных в осевом направлении, которые равномерно распределены в окружном направлении, направляет использованный охлаждающий воздух из второй полости к внешним платформам близлежащих рабочих лопаток ступени турбины для их охлаждения.

Предпочтительно внешние платформы рабочих лопаток ступени турбины выполнены с ориентированным в окружном направлении передним зубцом, при этом направляющие лопатки ступени турбины перекрывают указанный передний зубец посредством проходящего вниз по потоку и в окружном направлении выступа, имеющегося на задней стенке их внешней платформы, и каждый проходящий вниз по потоку выступ снабжен хонейкомбом, расположенным как раз напротив переднего зубца.

Согласно другому воплощению первая полость образована с помощью ребра в виде рамки, выполненного на верхней поверхности внешней платформы, при этом указанная рамка закрыта сверху уплотнительным экраном.

В соответствии с другим воплощением вторая полость образована с помощью выемки в задней стенке внешней платформы, которую покрывают сверху уплотнительным экраном.

Краткое описание чертежей

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

Фиг.1 - детальное раскрытие охлаждения ступени турбины в соответствии с известными аналогами.

Фиг.2 - детальное раскрытие охлаждения ступени турбины в соответствий с одним воплощением изобретения.

Фиг.3 - вид в перспективе, иллюстрирующий конструктивное выполнение внешней платформы направляющей лопатки, показанной на фиг.2, в соответствии с одним воплощением изобретения, при этом все экраны удалены.

Фиг.4 - вид в перспективе, иллюстрирующий конструктивное выполнение внешней платформы направляющей лопатки, показанной на фиг.3, при этом все экраны размещены по месту.

Фиг.5 - хорошо известная базовая конструкция газовой турбины с последовательным сжиганием топлива, которая может быть использована для осуществления изобретения.

Осуществление изобретения

На фиг.2 подробно раскрыто воплощение предложенной конструкции высокотемпературной ступени турбины, в которой обеспечивается частичная экономия охлаждающего воздуха благодаря утилизации воздуха, использованного ранее, в направляющих лопатках ступени турбины. Газовая турбина 30, показанная на фиг.2, содержит ступень турбины СТ с рядом направляющих лопаток 33, за которым расположен ряд рабочих лопаток 36. Рабочие лопатки 33 установлены на роторе, который на фиг.2 не показан. Направляющие лопатки 33 установлены в держателе 31 направляющих лопаток, который охватывает ротор с образованием между ними тракта 32 течения горячего газа. Кроме того, на держателе 31 направляющих лопаток установлены теплозащитные экраны 38 статора, расположенные напротив внешних платформ 37, имеющихся на концах рабочих лопаток 36. На внешней поверхности внешних платформ 37 выполнено некоторое количество зубцов, каждый из которых проходит в окружном направлении. Один из этих зубцов, передний зубец, обозначен ссылочным номером 50. Воздух, использованный в направляющей лопатке 33, проходит из профильной части направляющей лопатки через внешнюю платформу 34 в небольшую полость 39, отделенную от основной (внешней) платформы 34 ребром 40 (см. фиг.2 и фиг.3). Затем воздух протекает из полости 39 в находящуюся рядом полость 41, которая располагается в окружном направлении, и распределяется в два параллельных ряда первых и вторых отверстий 42 и 43, находящихся на одинаковом расстоянии друг от друга в окружном направлении (см. фиг.2 и фиг.3). Первые отверстия 42 направляют струи использованного охлаждающего воздуха к другой стороне теплозащитных экранов 38 статора. Вторые отверстия 43 направляют струи использованного охлаждающего воздуха 1 к передним зубцам 50 внешних платформ 37 рабочих лопаток. Полости 39 и 41 закрывают общим уплотнительным экраном 44 (см. фиг.4). Другой (перфорированный) экран 45 размещен поверх остальной наибольшей части внешней платформы 34, и воздух, предназначенный для охлаждения поверхности платформы и для прохождения внутрь профильной части направляющей лопатки, проходит сквозь отверстия в этом экране.

Эффективная утилизация использованного ранее воздуха, как это описано выше, позволяет избежать дополнительной подачи свежего охлаждающего воздуха к теплозащитным экранам 38 статора, к наружным ободам или внешним платформам 37 рабочих лопаток.

Другая важная новая особенность предложенной конструкции согласно фиг.2 заключается в выполнении выступа 47 на задней стенке внешней платформы 34 направляющей лопатки (см. фиг.2-4). Этот выступ 47 снабжен размещенным на его нижней поверхности хонейкомбом 51. Передний зубец 50 на внешней платформе 37 рабочей лопатки расположен под выступом 47, и этот зубец 50 предотвращает дополнительные утечки использованного воздуха из полости 46, образованной между внешней платформой 37 и теплозащитным экраном 38 статора, в газовый тракт 32 турбины.

При сравнении предложенной формы внешней платформы 34 направляющей лопатки, соответствующей фиг.2, с формой внешней платформы 14 направляющей лопатки, представленной на фиг.1, становится понятным, что минимизация утечек является также результатом отсутствия дополнительного зазора (см. зону А, обозначенную на фиг.1). Таким образом, использованный воздух протекает без потерь через первые отверстия 42 в полость 46 между теплозащитным экраном 38 статора и внешней платформой 37 рабочей лопатки. Этот воздух в значительной степени улучшает тепловое состояние внешних платформ 37 рабочей лопатки и позволяет избежать дополнительной подачи воздуха для охлаждения. Использованный воздух проходит также в полость 52 между держателем 31 направляющей лопатки и теплозащитными экранами 38 статора через зазоры в стыках между элементами конструкции. Использованный воздух, проходящий через вторые отверстия 43, служит для защиты переднего зубца 50 внешних платформ 37 рабочих лопаток.

С помощью настоящего изобретения можно обеспечить следующие преимущества:

1. Использованный в направляющей лопатке воздух используют затем для охлаждения других элементов конструкции.

2. Отсутствует необходимость ввода дополнительного воздуха для охлаждения теплозащитных экранов статора.

3. Предложенная форма внешней платформы направляющей лопатки с дополнительным выступом 47 на ее задней стенке позволяет избежать дополнительных утечек охлаждающего воздуха через щель, обозначенную на фиг.1 как зона А.

4. Использованный воздух заполняет полость 52 (см. фиг.2) и защищает держатель 31 направляющих лопаток от перегрева.

Таким образом, сочетание направляющей лопатки, выполненной с выступом 47 на внешней платформе 34, и отдельного коллектора (полость 39) для использованного воздуха, а также сочетание неохлаждаемого теплозащитного экрана 38 статора и внешней платформы 37 рабочей лопатки, выполненной с тремя зубцами, с образованной между ними полостью 46, обеспечивают создание современной турбины с высокими рабочими характеристиками.

1. Осевая газовая турбина (30), содержащая ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток (36) и воздухоохлаждаемых теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток (33) и воздухоохлаждаемых теплозащитных экранов (38) статора, установленных в держателе (31) направляющих лопаток, при этом статор коаксиально охватывает ротор снаружи с образованием между ними тракта (32) течения горячих газов так, что ряды рабочих лопаток (36) и теплозащитных экранов (38) статора и ряды направляющих лопаток (33) и теплозащитных экранов ротора расположены относительно друг определенным образом соответственно, при этом ряды направляющих лопаток (33) и следующий ряд рабочих лопаток (36) в направлении вниз по ходу течения потока образуют ступень турбины (СТ), отличающаяся тем, что ступень турбины (СТ) обеспечена средствами (39-44) для повторного использования охлаждающего воздуха, который уже был использован для охлаждения, в частности, профильных частей направляющих лопаток (33) ступени турбины (СТ), с целью охлаждения теплозащитных экранов (38) статора указанной ступени турбины (СТ), находящихся ниже по потоку от указанных направляющих лопаток (33).

2. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что средства повторного использования включают первые средства (39, 40, 44), предназначенные для накапливания использованного воздуха, выходящего из направляющих лопаток (33), и вторые средства (41, 42, 44) для направления накопленного воздуха к теплозащитным экранам (38) статора указанной ступени турбины (СТ), ниже по потоку от направляющих лопаток (33), для их охлаждения.

3. Газовая турбина по п.2, отличающаяся тем, что средства повторного использования, кроме того, включают третьи средства (41, 43, 44), предназначенные для направления накопленного использованного охлаждающего воздуха к внешним платформам (37) рабочих лопаток (36) указанной ступени турбины (СТ), ниже по потоку от направляющих лопаток (33), для их охлаждения.

4. Газовая турбина по одному из пп.1-3, отличающаяся тем, что направляющие лопатки (33) ступени турбины (СТ) содержат каждая внешнюю платформу (34), а средства (39-44) повторного использования выполнены заодно с направляющими лопатками (33) и находятся как раз над внешними платформами (34).

5. Газовая турбина по п.3, отличающаяся тем, что средства накапливания для каждой направляющей лопатки (33) включают первую полость (39), расположенную на выходе охлаждающего воздуха из направляющей лопатки с верхней стороны внешней платформы (34), средства направления включают вторую полость (41), проходящую в окружном направлении и соединенную с указанной первой полостью (39), при этом ряд первых ориентированных в осевом направлении отверстий (42), которые равномерно распределены в окружном направлении, направляет использованный охлаждающий воздух из второй полости (41) на внешнюю поверхность близлежащих теплозащитных экранов (38) статора ступени турбины (СТ), для их охлаждения.

6. Газовая турбина по п.5, отличающаяся тем, что ряд вторых отверстий (43), ориентированных в осевом направлении, которые равномерно распределены в окружном направлении, направляет использованный охлаждающий воздух из второй полости (41) к внешним платформам (37) близлежащих рабочих лопаток (36) ступени турбины (СТ), для их охлаждения.

7. Газовая турбина по п.6, отличающаяся тем, что внешние платформы (37) рабочих лопаток (36) ступени турбины (СТ) выполнены с ориентированным в окружном направлении передним зубцом, при этом направляющие лопатки ступени турбины перекрывают указанный передний зубец (50) посредством проходящего вниз по потоку и в окружном направлении выступа (47) на задней стенке их внешней платформы (34), и каждый проходящий вниз по потоку выступ (47) снабжен хонейкомбом (51), расположенным как раз напротив переднего зубца (50).

8. Газовая турбина по п.5, отличающаяся тем, что первая полость (39) образована с помощью ребра (40), выполненного в виде рамки на верхней стороне внешней платформы (34), при этом указанная рамка покрыта сверху уплотнительным экраном (44).

9. Газовая турбина по п.5, отличающаяся тем, что вторая полость (41) образована с помощью выемки в задней стенке внешней платформы (34), покрытой сверху уплотнительным экраном (44).



 

Похожие патенты:

Турбинная лопатка включает удлиненную лопасть, основание и бандажный элемент. Основание расположено на ближнем к месту крепления конце удлиненной лопасти и содержит плоский элемент, выступ и элемент для пазового соединения.

Лопатка газовой турбины содержит перо с расположенным на его верхнем конце сегментом бандажной ленты, который вместе с сегментами бандажной ленты других лопаток одного ряда образует кольцеобразную, ограничивающую канал газовой турбины для горячих газов бандажную ленту.

Турбинная лопатка содержит вершинный участок с бандажом и, по меньшей мере, одно ребро, направленное радиально от бандажа. Ребро имеет первую и вторую боковые стенки, разнесенные друг от друга и соединенные с бандажом, а также режущую кромку, соединенную с первой и второй боковыми стенками, образуя полость между боковыми стенками, бандажом и режущей кромкой.

Статор турбины, в частности газовой турбины, содержит несколько направляющих лопаток. По меньшей мере каждая из двух смежных в направлении вдоль окружности направляющих лопаток имеет аэродинамический профиль, бандажную полку, расположенную у внутреннего торца аэродинамического профиля, а также систему каналов для охлаждения соответствующей направляющей лопатки с помощью охлаждающего газа.

Турбинная лопатка содержит перо, продолжающееся от первой поверхности турбинной полки, а также карманы, выполненные на двух сторонах турбинной полки. Карман с первой стороны турбинной полки предназначен для полного размещения первого подвижного уплотнения между передней и задней стенками кармана с первой стороны турбинной полки.

Рабочая лопатка (20) паровой турбины для секции низкого давления паровой турбины (10). Рабочая лопатка (20) паровой турбины содержит участок (42) аэродинамической поверхности.

Рабочая лопатка (20) паровой турбины для части низкого давления паротурбинного двигателя (10). Рабочая лопатка (20) паровой турбины содержит аэродинамическую часть (42), к одному концу которой прикреплена корневая часть (44).

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей, в частности к конструкции малоразмерных осевых лопаточных колес, преимущественно, выполненных заодно целое с лопатками.

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей, в частности к конструкции осевого лопаточного колеса, преимущественно выполненного за одно целое с лопатками.

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.

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.

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано на тепловых электростанциях (ТЭС) с конденсационными паровыми турбинами, в том числе имеющими отбор на теплофикацию.
Наверх