Переходная часть камеры сгорания



Переходная часть камеры сгорания
Переходная часть камеры сгорания
Переходная часть камеры сгорания
Переходная часть камеры сгорания
Переходная часть камеры сгорания
Переходная часть камеры сгорания
Переходная часть камеры сгорания
Переходная часть камеры сгорания

 


Владельцы патента RU 2552886:

АЛЬСТОМ ТЕКНОЛОДЖИ ЛТД (CH)

Изобретение относится к энергетике. Переходная часть камеры сгорания выполнена с возможностью направления газов сгорания в путь потока горячего газа, продолжающийся между трубчатой камерой сгорания и первой ступенью турбины в газовой турбине. Переходная часть камеры сгорания содержит канал, у которого боковая стенка продолжается в направлении вниз по потоку за выпуск, причём по меньшей мере частично охватывает первый резонаторный объем, и по меньшей мере одно продолжение боковой стенки содержит резонаторное отверстие, которое выполнено в виде горловины демпфера Гельмгольца. Также представлены трубчатая камера сгорания и газовая турбина, содержащие переходную часть согласно изобретению. Кроме того, представлены способ модернизации газовой турбины, а также способ бороскопической инспекции газовой турбины. Изобретение позволяет устранить термоакустическое взаимодействие между камерами сгорания. 5 н. и 10 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Изобретение относится к переходной части камеры сгорания с продолжением стенки для обеспечения области для резонаторного объема, выполненного в виде демпфера Гельмгольца для устранения термоакустического взаимодействия смежных камер сгорания, турбине, содержащей такую переходную часть камеры сгорания, а также способу модернизации газовой турбины с такой переходной частью для камеры сгорания.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Газовые турбины с трубчатыми камерами сгорания известны из различных случаев применения в силовых установках. Процесс сгорания в таких газовых турбинах может приводить к динамическому взаимодействию трубы с трубой. Такое динамическое или термоакустическое взаимодействие трубчатых камер сгорания газовой турбины может приводить к сильным пульсациям, в частности к сильным низкочастотным пульсациям, которые негативно влияют на стабильность и срок службы камеры сгорания. Это может приводить к сокращению срока службы или в крайних случаях к механическому повреждению газовой турбины. Для того чтобы уменьшать термоакустические пульсации, обычно в камере сгорания устанавливаются демпферы или резонаторы и/или выполняется ступенчатая подача топлива, как описано, например, в US2010/0313568. Так как низкочастотные демпферы требуют больших объемов, это решение не приветствуется. Ступенчатое сгорание топлива оказывает вредное влияние на характеристику выброса из-за создания участков местного перегрева (ведущих к выбросам NOx) и участков местного недогрева (ведущих к выбросам CO).

Соединение различных трубчатых камер сгорания происходит через:

впуск турбины в область, расположенной ниже по потоку от камер сгорания или переходной части камеры сгорания к турбине и выше по потоку от переднего края лопаток первой ступени турбины,

средство подачи основного воздуха к горелкам,

средство подачи охлаждающего воздуха и воздуха утечки к камере сгорания или

каналы перекрестного воспламенения, расположенные между камерами сгорания.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Для того чтобы исключать такие пульсации, предлагается эффективное устранение соединения трубчатых камер сгорания. Это изобретение предназначено для устранения термоакустического взаимодействия между камерами сгорания через впуск турбины, который рассматривается как самый доминирующий путь взаимодействия. Этот путь соединения является доминирующим, так как он имеет наибольшие площади и включает наименьший перепад давления между двумя соседними трубами. В этом случае термоакустические пульсации, относящиеся к типу взаимодействия трубы с трубой, могут быть исключены в общем без необходимости ступенчатого сгорания топлива. В результате срок службы увеличивается и выбросы уменьшаются.

Один аспект настоящего раскрытия представляет собой переходную часть камеры сгорания от трубчатой камеры сгорания до впуска турбины, выполненную с возможностью направления газов сгорания в путь потока горячего газа, продолжающийся между трубчатой камерой сгорания газовой турбины и первой ступенью турбины. Переходная часть камеры сгорания содержит канал, имеющий впуск на верхнем по потоку конце, выполненный с возможностью соединения с трубчатой камерой сгорания, и выпуск на нижнем по потоку конце, выполненный с возможностью соединения с первой ступенью турбины. Нижний по потоку конец содержит внешнюю стенку, внутреннюю стенку, а также первую и вторую боковую стенку. Внешняя и внутренняя стенки смежных переходных частей камеры сгорания образуют кольцевой путь потока с выпуском, причем выпуск соединен с впуском турбины.

Впуск переходной части камеры сгорания обычно имеет такое же поперечное сечение, что и трубчатая камера сгорания, к которой присоединяется переходная часть. Это может быть, например, круглое, овальное или прямоугольное поперечное сечение. Выпуск обычно имеет форму сегмента кольца. Множество переходных частей камеры сгорания, установленных в газовой турбине, образуют кольцо для направления потока горячего газа в турбину.

Согласно первому варианту осуществления по меньшей мере одна боковая стенка имеет продолжение боковой стенки, которое продолжается в направлении вниз по потоку за выпуск на нижнем по потоку конце переходной части камеры сгорания. Продолжение боковой стенки по меньшей мере частично охватывает первый резонаторный объем. В одном варианте осуществления продолжения боковых стенок двух переходных частей камеры сгорания выполнены так, что при установке рядом друг с другом в газовой турбине продолжения боковых стенок по меньшей мере частично охватывают первый резонаторный объем. Дополнительно, по меньшей мере одно продолжение боковой стенки содержит резонаторное отверстие (также называемое отверстием демпфера), которое выполнено в виде горловины демпфера Гельмгольца, которое соединяет по текучей среде резонаторный объем с путем потока горячего газа.

Согласно варианту осуществления первый резонаторный объем переходной части камеры сгорания ограничен на верхнем по потоку конце первым отделяющим элементом.

В дополнительном варианте осуществления первый резонаторный объем переходных частей камеры сгорания содержит объем, который по меньшей мере частично охватывается боковыми стенками двух переходных частей камеры сгорания при установке рядом друг с другом в газовой турбине. Этот первый резонаторный объем ограничен на верхнем по потоку конце вторым отделяющим элементом.

В еще одном варианте осуществления переходная часть камеры сгорания содержит первый резонаторный объем, ограниченный на верхнем по потоку конце первым отделяющим элементом, и в дополнение второй резонаторный объем, который по меньшей мере частично охватывается боковыми стенками двух переходных частей камеры сгорания при установке рядом друг с другом в газовой турбине. Этот второй резонаторный объем дополнительно ограничен на верхнем по потоку конце вторым отделяющим элементом. В дополнение, первый отделяющий элемент содержит второе резонаторное отверстие, которое соединяет первый резонаторный объем и второй резонаторный объем и которое выполнено в виде горловины демпфера Гельмгольца. Таким образом, по меньшей мере две различные частоты пульсации могут быть подавлены посредством конструкции двух резонирующих объемов.

Согласно другому варианту осуществления переходная часть камеры сгорания содержит полую вставку, которая ограничивает первый резонаторный объем. Полая вставка также может использоваться для ограничения второго резонаторного объема или полая вставка может использоваться для ограничения первого и второго или другого множества резонаторных объемов.

При установке в газовой турбине переходные части камеры сгорания, включающие продолжения боковых стенок, подвергаются воздействию горячих газов на боковых стенках, обращенных к пути потока горячего газа. В связи с этим охлаждение боковых стенок и продолжений боковых стенок является предпочтительным. Согласно одному варианту осуществления переходная часть камеры сгорания содержит средство подачи охлаждающего воздуха к первому резонаторному объему и/или второму резонаторному объему для охлаждения боковой стенки, соответственно продолжения боковой стенки.

В еще одном варианте осуществления переходная часть камеры сгорания имеет первую боковую стенку, которая заканчивается на выпуске переходной части камеры сгорания, и вторую боковую стенку, которая имеет продолжение боковой стенки, которое продолжается в направлении вниз по потоку за выпуск на нижнем по потоку конце переходной части камеры сгорания. Это продолжение боковой стенки имеет U-образное поперечное сечение с первым плечом U-образного продолжения, соединенным со второй боковой стенкой. Это продолжение отделяет сторону горячего газа от охлаждающей стороны, и второе плечо U-образного продолжения начинается непосредственно ниже по потоку от выпуска на охлаждающей стороне продолжения первой боковой стенки и может быть расположено по существу параллельно первому плечу. Второе плечо соединено с первым плечом посредством третьего плеча на нижнем по потоку конце. Тем самым U-образное продолжение образует резонаторный объем между первым плечом, вторым плечом и третьим плечом. Третье плечо обычно короче первого и второго плеча, например, меньше половины длины первого плеча.

Второе плечо U-образного продолжения выполнено так, что второе плечо продолжения начинается непосредственно ниже по потоку от первой боковой стенки соседней переходной части камеры сгорания, которая не имеет продолжения, для образования одного обтекаемого контура на стороне горячего газа первой боковой стенки/второго плеча, когда две переходных части камеры сгорания устанавливаются рядом друг с другом в газовой турбине.

Согласно варианту осуществления резонаторный объем, образованный одним или более продолжениями боковых стенок, закрыт к внешней стенке, т.е. при установке в газовой турбине на конце резонаторного объема, которая обращена к внешней полке лопатки первой ступени турбины и/или к внутренней стенке, т.е. при установке в газовой турбине на стороне охлаждающей области, которая обращена к внутренней полке лопатки первой ступени турбины.

Резонаторный объем может быть закрыт к внешней стенке и/или к внутренней стенке торцевой пластиной.

Согласно дополнительному варианту осуществления торцевая пластина к стенке и/или к внутренней стенке разделена на первую торцевую пластину и на вторую торцевую пластину линией разделения. Каждая из первой и второй торцевой пластины может быть соединена с продолжением первой и второй торцевой стенки (например, посредством пайки или сварки) в форме неотъемлемой части соответствующего продолжения торцевой стенки (например, в литой или обработанной части).

При работе боковые стенки переходной части и продолжения боковых стенок переходной части подвергаются воздействию горячих газов камеры сгорания. В связи с этим для срока службы этих частей может быть предпочтительным обеспечение их пленочным охлаждением и/или эффузионным охлаждением. Согласно дополнительному варианту осуществления отверстия для пленочного охлаждения и/или эффузионного охлаждения предусмотрены в стенках резонаторного объема, т.е. в боковых стенках боковой стенки переходной части камеры сгорания и/или продолжения боковой стенки.

Согласно другому варианту осуществления торцевая пластина по меньшей мере частично отделена от продолжения первой боковой стенки зазором и по меньшей мере частично соединена с продолжением второй боковой стенки. Этот вариант осуществления может быть предпочтительным для случаев, в которых продолжение второй боковой стенки продолжается ниже по потоку от выпуска переходной части камеры сгорания. Когда каждая вторая камера сгорания удаляется, соответствующая сторона более короткого первого продолжения будет предоставлять беспрепятственный доступ для бороскопической инспекции смежного пути потока горячего газа.

Кроме переходного участка предметом настоящего изобретения является трубчатая камера сгорания, содержащая такую переходную часть камеры сгорания. Переходная часть может быть отдельным компонентом, который соединен с трубчатой камерой сгорания, или он может быть неотъемлемой частью трубчатой камеры сгорания. Трубчатая камера сгорания и переходная часть могут быть, например, отлиты, образованы экструзией или изготовлены посредством сварки или пайки.

Дополнительно, газовая турбина, содержащая такую переходную часть камеры сгорания является предметом изобретения. Газовая турбина имеет по меньшей мере один компрессор, по меньшей мере одну турбину и по меньшей мере одну трубчатую камеру сгорания. Дополнительно, описанная переходная часть камеры сгорания устанавливается между трубчатой камерой сгорания и турбиной.

При установке в газовой турбине продолжение боковой стенки переходной части камеры сгорания продолжается ниже по потоку в область между внутренней и внешней полкой первой лопатки турбины. При установке продолжение боковой стенки заканчивается непосредственно выше по потоку от аэродинамического профиля лопатки. Смежные первое и второе продолжения боковых стенок и последующий аэродинамический профиль могут быть расположены так, что их поверхности выравниваются для образования одной гладкой поверхности, обращенной к пути потока горячего газа.

Для минимизации потерь при работе газовой турбины по меньшей мере одно продолжение боковой стенки продолжается ниже по потоку к переднему краю аэродинамического профиля лопатки так, чтобы оставлять зазор, который имеет такие размеры, чтобы обеспечивать тепловое расширение между трубчатой камерой сгорания и турбиной.

Предложенная переходная часть камеры сгорания может использоваться для новых газовых турбин, а также для модернизации существующих газовых турбин. Способ модернизации газовой турбины включает в себя этапы, на которых открывают корпус газовой турбины, удаляют по меньшей мере одну существующую переходную часть камеры сгорания, устанавливают по меньшей мере одну из описанных переходных частей камеры сгорания с продолжением боковой стенки и закрывают корпус газовой турбины.

Чтобы предоставлять доступ для бороскопической инспекции пути потока горячего газа, трубчатая камера сгорания и/или переходная часть камеры сгорания могут быть удалены. Для уменьшения времени, требуемого для удаления переходных частей камеры сгорания, предпочтительно, чтобы только часть переходной части была удалена. Однако посредством продолжения боковой стенки доступ из одной камеры сгорания к пути потока горячего газа соседней переходной части для горячего газа ограничен. Чтобы уменьшать количество переходных частей камеры сгорания, которые должны быть удалены, предлагается способ бороскопической инспекции газовой турбины с переходной частью камеры сгорания, которая не имеет никакой или только короткую переходную часть боковой стенки на одной стороне выпуска. Согласно этому способу удаляют каждую вторую переходную часть камеры сгорания для инспекции пути горячего газа ниже по потоку от удаленной переходной части камеры сгорания и инспекции пути горячего газа соседней камеры сгорания, которая остается установленной в газовой турбине. Соседняя камера сгорания осматривается через зазор, открытый посредством удаления продолжения боковой стенки вместе с удаленной переходной частью камеры сгорания.

Осмотр пути горячего газа может быть выполнен в путях горячего газа камеры сгорания и на дополнительном расстоянии, если резонаторные отверстия расположены на обеих боковых стенках продолжения боковой стенки, и они достаточно выровнены и являются достаточно большими для обеспечения прохождения бороскопа.

Вышеописанная переходная часть камеры сгорания, трубчатая камера сгорания и газовая турбина могут относиться к газовой турбине с неразделенным сгоранием или газовой турбине с последовательным сгоранием, как известно, например, из EP0620363 B1 или EP0718470 A2. Также это может относиться к переходной части камеры сгорания газовой турбины с одной из конструкций камеры сгорания, описанных в W02012/136787. Раскрытый способ модернизации, а также способ бороскопической инспекции могут быть применены к газовой турбине с неразделенным сгоранием или газовой турбине с последовательным сгоранием.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Изобретение, его сущность, а также его преимущества, будут описаны более подробно ниже посредством сопровождающих чертежей. На чертежах:

Фиг.1a показывает пример газовой турбины согласно настоящему изобретению.

Фиг.1b показывает поперечное сечение впуска турбины с переходными частями камеры сгорания газовой турбины из фиг.1a.

Фиг.2 показывает пример конструкции переходной части камеры сгорания с лопаткой турбины согласно настоящему изобретению.

Фиг.3 показывает поперечное сечение III-III на фиг.2 с конструкцией переходной части камеры сгорания и лопаткой.

Фиг.4a, b, c, d показывают детали примеров различных вариантов осуществления продолжений боковых стенок переходных частей камеры сгорания.

ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Одинаковые или функционально идентичные элементы ниже обозначены одинаковыми ссылочными позициями. Примеры не являются каким-либо ограничением изобретения для таких конструкций.

Примерная конструкция показана на фиг.1a. Газовая турбина 9 питается впускным газом 7 компрессора. В газовой турбине 9 за компрессором 1 следует камера сгорания, содержащая множество трубчатых камер 2 сгорания. Горячие газы сгорания подаются в турбину 3 через множество переходных частей 24 камеры сгорания. Трубчатые камеры 2 сгорания и переходная часть 24 камеры сгорания образуют путь 15 потока горячего газа, ведущий к турбине 3. Переходная часть 24 камеры сгорания соединяет трубчатые камеры 2 сгорания камеры сгорания с лопаткой 10 турбины 3.

Охлаждающий воздух 5, 6 отводится от компрессора 1 для охлаждения турбины 3 и камеры сгорания. В этом примере обозначены системы охлаждения для охлаждающего воздуха 5 высокого давления и охлаждающего воздуха 6 низкого давления.

Выхлопной газ 8 выходит из турбины 3. Выхлопной газ 8 обычно используется в теплоутилизационном парогенераторе с возможностью генерации пара для когенерации или для пароводяного цикла в объединенном цикле (не показан).

Переходные части 24 камеры сгорания газовой турбины 9 в поперечном сечении B-B показаны на фиг.1b. Переходные части 24 камеры сгорания направляют горячие газы от трубчатых камер 2 сгорания к турбине и выполнены с возможностью образования кольцевого канала для горячего газа на впуске турбины.

Пример взаимодействия переходной части 24 камеры сгорания и лопатки 10 показан более подробно на фиг.2. Внутри переходной части 24 камеры сгорания внешняя стенка 11 переходной части камеры сгорания, внутренняя стенка 12 переходной части камеры сгорания и боковые стенки 21 ограничивают путь 15 потока горячего газа. На выпуске переходной части 24 камеры сгорания поперечное сечение каждой переходной части камеры сгорания имеет геометрическую форму сектора кольца, которая образует путь 15 потока горячего газа на впуске турбины. Путь потока продолжается в лопатки 10 турбины 3. Внутренние полки 14 и внешние полки 13 ограничивают путь потока горячего газа во впуске турбины. Аэродинамические профили 18 лопаток 10 турбины продолжаются в радиальном направлении между внутренней полкой 14 и внешней полкой 13 лопатки 10 и по меньшей мере частично разделяют поток горячего газа в периферийном направлении. Чтобы разделять путь 15 потока горячего газа на разделенные секции, продолжение 20 боковой стенки продолжается в верхний по потоку конец турбины 3, продолжаясь в область, образованную внутренней полкой 14 лопатки и внешней полкой 13 лопатки. Устранение взаимодействия достигается посредством резонаторного объема (представленного только стенками, обозначенными пунктиром, на фиг.2). Резонаторный объем соединен по текучей среде с путем 15 потока горячего газа посредством по меньшей мере одного резонаторного отверстия 26, которое выполнено в виде горловины демпфера Гельмгольца. В частности, площадь поперечного сечения по меньшей мере одного резонаторного отверстия 26 может регулироваться так, что в совокупности с резонаторным объемом 28 по меньшей мере одна критическая частота может быть поглощена.

Боковая стенка 20 переходной части 21 камеры сгорания может быть расположена выше по потоку от аэродинамического профиля 18, и продолжение 20 боковой стенки продолжается в область, образованную внутренней полкой 14 лопатки и внешней полкой 13 лопатки. В этом случае продолжение 20 боковой стенки заканчивается выше по потоку от переднего края аэродинамического профиля 18. Таким образом, устранение взаимодействия достигается совокупностью демпфирования посредством демпфера Гельмгольца и по меньшей мере частичной блокировки соединения по текучей среде между двумя соседними камерами сгорания. Так как скорость потока в первой лопатке обычно может достигать скорости звука, то и взаимодействие двух камер сгорания через передние области лопатки 18 невозможно. Как показано на фиг.2, обычно может оставаться зазор между аэродинамическим профилем 18 и продолжением 20 боковой стенки для обеспечения аксиальных перемещений при тепловых расширениях в турбине и в камере сгорания. Обычно аэродинамический профиль 18 и продолжение 20 боковой стенки не должны касаться друг друга для исключения механического повреждения частей, в частности покрытия или теплобарьерного покрытия, которое может быть нанесено на поверхность частей.

Поперечное сечение III-III на фиг.2 переходных частей 24 камеры сгорания и лопаток 10 показано на фиг.3. В этом примере конструкции лопаток, содержащие два аэродинамических профиля 18, расположены между одной внутренней и одной внешней полкой 13, 14. В этом примере одна такая конструкция лопатки с двумя аэродинамическими профилями 18 расположена ниже по потоку от каждой переходной части 24 камеры сгорания.

Количество аэродинамических профилей на внутренней и внешней полке (в конструкции лопатки) не ограничивается двумя и может быть любым целым числом. Также количество аэродинамических профилей, выделяемых каждой переходной части, не ограничивается двумя, но может быть любым количеством. Так как может использоваться конструкция с продолжением боковой стенки только чередующихся переходных частей камеры сгорания или каждой второй, третьей, четвертой и т.д. переходной части камеры сгорания, количество аэродинамических профилей, выделяемых каждой переходной части, не ограничивается целыми числами. Внутри переходной части 24 камеры сгорания путь 15 потока горячего газа разделен на отдельные каналы посредством боковых стенок 21 переходной части камеры сгорания. Лопатки 10 расположены ниже по потоку от переходной части 24 камеры сгорания. Выше по потоку от каждого второго аэродинамического профиля 18 продолжение 20 боковой стенки продолжается до верхнего по потоку конца аэродинамического профиля 18.

Возможны другие варианты осуществления продолжения 20 боковой стенки переходной части камеры сгорания. Особенности четырех примеров таких продолжений боковых стенок показаны на фиг.4a, b, c и d.

В примере на фиг.4a правая боковая стенка 21a переходной части камеры сгорания первой переходной части 24 камеры сгорания и левая боковая стенка 21a переходной части камеры сгорания соседней переходной части камеры сгорания заканчиваются рядом друг с другом на выпуске 22 переходной части камеры сгорания. Правая боковая стенка 21a переходной части камеры сгорания продолжается ниже по потоку для образования продолжения 20a правой боковой стенки, и левая боковая стенка 21b переходной части камеры сгорания продолжается ниже по потоку для образования продолжения 20b левой боковой стенки. Оба продолжения 20a, 20b боковых стенок расположены рядом друг с другом (в этом примере параллельно друг другу), тем самым образуя продолжение 20 боковой стенки, содержащее канал или первый резонаторный объем 28 между внутренней полкой 14 лопатки и внешней полкой лопатки. Этот первый резонаторный объем 28 закрыт к области между правой боковой стенкой 21a переходной части камеры сгорания первого переходной части 24 камеры сгорания и левой боковой стенкой 21a переходной части камеры сгорания соседней переходной части камеры сгорания посредством первого отделяющего элемента 25, содержащего уплотнение 27. Для охлаждения охлаждающий воздух 6 высокого давления может подаваться к первому резонаторному объему 28 из области между правой боковой стенкой 21a переходной части камеры сгорания первой переходной части 24 камеры сгорания и левой боковой стенкой 21a переходной части камеры сгорания соседней переходной части камеры сгорания. В показанном примере охлаждающий воздух подается как воздух утечки через уплотнение 27. Чтобы уменьшать потери охлаждающего воздуха, продолжения 20a, 20b левой и правой боковых стенок могут быть загнуты по направлению друг к другу на их переднем конце, как показано на фиг.4a. В дополнение, чтобы уменьшать потери охлаждающего воздуха, канал между продолжениями 20a, 20b левой и правой боковых стенок может быть закрыт торцевой пластиной 17 на радиально внешнем и внутреннем конце продолжений 20a, 20b боковых стенок, т.е. на конце, обращенном к внутренней боковой полке 14 лопатки, и/или на конце, обращенном к внешней полке 13 лопатки. В примере, показанном на фиг.4a, торцевая пластина 17 содержит левую торцевую пластину 17a, которая крепится к продолжениям 20a левых боковых стенок, и правую торцевую пластину 17b, которая крепится к продолжениям 20b правых боковых стенок.

Между левой и правой торцевыми пластинами 17a, 17b во внутреннем и/или внешнем положении зазор или линия 16 разделения может оставаться открытой для обеспечения теплового расширения и допусков на сборку. Также между передними концами продолжений 20a, 20b левой и правой боковых стенок может быть предусмотрен зазор 23 для обеспечения теплового расширения и допусков на сборку. Чтобы улучшать определённый закрытый резонаторный объем 28 и чтобы уменьшать потери охлаждающего воздуха, эти зазоры 16, 23 могут быть закрыты уплотнениями 27.

В примерах, показанных на фиг.4, левая и правая боковые стенки резонаторного объема 28 имеют резонаторные отверстия 26. Также возможны варианты осуществления с резонаторным отверстием 26 только в левой или только в правой боковой стенке резонаторного объема 28.

Фиг.4b показывает альтернативную конструкцию резонаторного объема. В этом примере второй резонаторный объем 29 по меньшей мере частично охватывается передней секцией левой боковой стенки 21a переходной части камеры сгорания, передним концом правой боковой стенки 21 переходной части камеры сгорания и вторым отделяющим элементом 34. В этом примере второй отделяющий элемент 34 содержит секции стенок, соединяющие две соседние боковые стенки 21a, 21b переходных частей камеры сгорания. Чтобы исключать непосредственный контакт двух боковых стенок, остается зазор между двумя боковыми стенками 21a, 21b, который может быть закрыт уплотнением 27. Первый резонаторный объем 28 соединен по текучей среде со вторым резонаторным объемом 29 посредством второго резонаторного отверстия 29.

Второй отделяющий элемент 34 содержит отверстие 30 подачи охлаждающего воздуха для подачи охлаждающего воздуха 6 высокого давления к первому резонаторному объему 28 и второму резонаторному объему 29. Охлаждающий воздух 6 высокого давления сначала вводится во второй резонаторный объем 29 через отверстие 30 подачи охлаждающего воздуха. Часть охлаждающего воздуха может использоваться для охлаждения нижних по потоку боковых концов боковых стенок 21a, 21b переходных частей камеры сгорания, например, путем эффузионного и/или пленочного охлаждения (не показано). Оставшийся охлаждающий воздух подается к первому резонаторному объему 28 через второе резонаторное отверстие 35.

Для лучшего охлаждения продолжения 20 боковой стенки переходной части камеры сгорания в продолжениях 20a, 20b левой и правой боковых стенок переходных частей камеры сгорания предусмотрены отверстия 19 для пленочного охлаждения и/или эффузионного охлаждения. Отверстия для пленочного охлаждения и/или эффузионного охлаждения могут быть предусмотрены для всех примеров на фиг.4a, 4b, 4c и 4d, а также для любой другой конструкции продолжения боковой стенки.

Пример на фиг.4b имеет преимущество в том, что два резонаторных объема 28, 29 с двумя резонаторными отверстиями 26, 35 обеспечивают настройку по меньшей мере двух частот. Увеличенный объем также обеспечивает поглощение низких частот.

Третий пример, показанный на фиг.4c, показывает альтернативное продолжение торцевой стенки. В этом примере левая боковая стенка 21a переходной части камеры сгорания заканчивается на выпуске 22 без продолжения. Для образования продолжений 20 боковых стенок переходных частей камеры сгорания продолжается только правая боковая стенка 21b переходной части камеры сгорания. Здесь продолжение 20b правой боковой стенки переходной части камеры сгорания не заканчивается на нижнем по потоку конце, но продолжение боковой стенки правой боковой стенки 21b имеет U-образную форму, и продолжение 20a левой боковой стенки переходной части камеры сгорания соединено с продолжением 20b правой боковой стенки переходной части камеры сгорания на нижнем по потоку конце. В этом примере торцевая пластина 17 обеспечена как одно целое, соединяя продолжения 20a, 20b левой и правой боковых стенок. В этом примере первый отделяющий элемент 25 может быть частью продолжения 20b правой боковой стенки переходной части камеры сгорания. Таким образом, охватываемый резонаторный объем 28 может быть охвачен только одним продолжением 20b боковой стенки c торцевыми пластинами 17, закрывающими его. Эта конструкция не требует каких-либо уплотнений, и в связи с этим может быть обеспечен определенный объем с определенными отверстиями, т.е. резонаторным(ми) отверстием(ями) 26. Эта конструкция также уменьшает или исключает потери охлаждающего воздуха вдоль линий уплотнения. Дополнительно, для инспекции выпуска 22 в области, расположенной ниже по потоку от двух соседних переходных частей 24 камеры сгорания, должна быть удалена только одна переходная часть 24 камеры сгорания.

В примере на фиг.4d полая вставка 32 используется для образования резонаторного объема. Полая вставка может быть ограничена до области между продолжениями 20a, 20b боковых стенок. В этом случае вставка размещена в пространстве между продолжениями 20a, 20b боковых стенок и продолжается в область между двумя соседними боковыми стенками 21 переходных частей камеры сгорания. Полая вставка 32 выполнена с возможностью повторять контур боковых стенок 20a, 20b и продолжений 21a, 21b боковых стенок двух соседних переходных частей 24 камеры сгорания на стороне, обращенной от пути 15 потока горячего газа. Они закрываются радиально по направлению наружу и внутрь и тем самым образуют определенный резонаторный объем. Боковые стенки вставки 32 имеют по меньшей мере одно отверстие, выровненное с по меньшей мере одним резонаторным отверстием 26 в продолжении 21a, 21b боковой стенки. На задней стороне полая вставка 32 содержит отверстие для подачи охлаждающего воздуха 6 высокого давления.

Полая вставка 32 может содержать отделяющий элемент (не показан) для разделения объема, охваченного полой вставкой 32, на два или более резонаторных объема 28, 29.

В примере на фиг.4d вставка полностью охватывает резонаторный объем 28, 29. Однако может использоваться полузакрытая вставка, которая крепится по меньшей мере частично к боковой стенке 21 и/или продолжению 20 боковой стенки. В этом случае резонаторный объем 28, 29 ограничивается совокупностью стенок вставки и боковой стенкой 21 и/или продолжением 20 боковой стенки.

Для всех вариантов осуществления продолжение 20, 20a, 20b боковой стенки переходной части камеры сгорания может быть одним целым с боковой стенкой 21, 21a, 21b переходной части камеры сгорания, например, в литом, гнутом, прессованном или кованом элементе. Они также могут быть присоединены или прикреплены к боковой стенке 21, 21a, 21b переходной части камеры сгорания, например, посредством сварки, пайки, винтов или клепок.

Торцевая пластина 17, 17a, 17b может быть одним целым с продолжением(ями) 20, 20a, 20b боковой(ых) стенки(ок), например, в литом, гнутом, прессованном или кованом элементе. Она также может быть присоединена или прикреплена к продолжению 20, 20a, 20b боковой стенки переходной части камеры сгорания, например, посредством сварки, пайки, винтов или клепок.

ПЕРЕЧЕНЬ ССЫЛОЧНЫХ ПОЗИЦИЙ

1 - Компрессор

2 - Трубчатая камера сгорания

3 - Турбина

4 - Генератор

5 - Охлаждающий воздух низкого давления

6 - Охлаждающий воздух высокого давления

7 - Наружный воздух

8 - Выхлопной газ

9 - Газовая турбина

10 - Лопатка

11 - Внешняя стенка переходной части камеры сгорания

12, 12a, 12b - Внутренняя стенка переходной части камеры сгорания

13 - Внешняя полка лопатки

14 - Внутренняя полка лопатки

15 - Путь потока горячего газа

16 - Линия разделения

17, 17a, 17b - Торцевая пластина

18 - Аэродинамический профиль

19 - Отверстия для эффузионного/пленочного охлаждения

20, 20a, b, c - Продолжение боковой стенки

21, 21a, 21b - Боковая стенка переходной части камеры сгорания

22 - Выпуск

23 - Зазор

24 - Переходная часть камеры сгорания

25 - Первый отделяющий элемент

26 - Резонаторное отверстие

27 - Уплотнение

28 - Первый резонаторный объем

29 - Второй резонаторный объем

30 - Отверстие подачи охлаждающего воздуха

31 - Резонаторная стенка

32 - Полая вставка

33 - Горловина

34 - Второй отделяющий элемент

35 - Второе резонаторное отверстие

1. Переходная часть (24) камеры сгорания, выполненная с возможностью направления газов сгорания в путь (15) потока горячего газа, продолжающийся между камерой (2) сгорания газовой турбины и первой ступенью турбины (3), причем переходная часть (24) камеры сгорания содержит канал, имеющий впуск на верхнем по потоку конце, выполненный с возможностью соединения с камерой (2) сгорания, и выпуск (22) на нижнем по потоку конце, выполненный с возможностью соединения с первой ступенью турбины (3), причем нижний по потоку конец содержит внешнюю стенку (11), внутреннюю стенку (12), первую боковую стенку (21a) и вторую боковую стенку (21b), отличающаяся тем, что по меньшей мере одна боковая стенка (21a, 21b) имеет продолжение (20, 20a, 20b) боковой стенки, которое продолжается в направлении вниз по потоку за выпуск (22), при этом продолжение (20, 20a, 20b) боковой стенки по меньшей мере частично охватывает первый резонаторный объем (28) или продолжения (20) боковых стенок двух переходных частей (24) камеры сгорания выполнены так, что продолжения (20a, 20b) боковых стенок при установке рядом друг с другом в газовой турбине (9) по меньшей мере частично охватывают первый резонаторный объем (28), причем по меньшей мере одно продолжение (20, 20a, 20b) боковой стенки содержит резонаторное отверстие (26), которое выполнено в виде горловины демпфера Гельмгольца.

2. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.1, отличающаяся тем, что первый резонаторный объем (28) ограничен на верхнем по потоку конце первым отделяющим элементом (25).

3. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.1, отличающаяся тем, что первый резонаторный объем (28) содержит объем, который по меньшей мере частично охватывается боковыми стенками (21a, 21b) двух переходных частей (24) камеры сгорания при установке рядом друг с другом в газовой турбине (9), причем первый резонаторный объем (28) ограничен на верхнем по потоку конце вторым отделяющим элементом (34).

4. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.2, отличающаяся тем, что содержит второй резонаторный объем (29), который по меньшей мере частично охватывается боковыми стенками (21a, 21b) двух переходных частей (24) камеры сгорания при установке рядом друг с другом в газовой турбине (9) и дополнительно ограничен на верхнем по потоку конце вторым отделяющим элементом (34), причем первый отделяющий элемент (25) содержит второе резонаторное отверстие (35), соединяющее первый резонаторный объем (28) и второй резонаторный объем (29), выполненные в виде горловины демпфера Гельмгольца для поглощения по меньшей мере двух частот пульсации.

5. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.1, отличающаяся тем, что содержит полую вставку (32), которая ограничивает первый резонаторный объем (28) и/или второй резонаторный объем (29).

6. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.1, отличающаяся тем, что первая боковая стенка (21a) заканчивается на выпуске (22), а вторая боковая стенка (21b) имеет продолжение (20, 20a, 20b) боковой стенки, которое продолжается в направлении вниз по потоку за выпуск (22) и образует продолжение (20b) боковой стенки с U-образным поперечным сечением, при этом первое плечо (20b) U-образного продолжения соединено со второй стенкой (21b), отделяя сторону горячего газа от охлаждающей стороны, а второе плечо (20a) U-образного продолжения начинается непосредственно ниже по потоку от выпуска (22) на охлаждающей стороне первого плеча (20b) и соединено с первым плечом (20b) посредством третьего плеча (20c) на нижнем по потоку конце, тем самым по меньшей мере частично охватывая первый резонаторный объем (28).

7. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.1, отличающаяся тем, что резонаторный объем (28, 29) закрыт к внешней стенке (11) и/или к внутренней стенке (12) торцевой пластиной (17).

8. Переходная часть (24) камеры сгорания по любому из пп.1-7, отличающаяся тем, что содержит средство подачи охлаждающего воздуха к первому резонаторному объему (28) и/или второму резонаторному объему (29).

9. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.8, отличающаяся тем, что стенки резонаторного объема (28, 29) содержат отверстия (19) для пленочного охлаждения и/или эффузионного охлаждения.

10. Трубчатая камера сгорания с камерой (2) сгорания, отличающаяся тем, что содержит переходную часть (24) камеры сгорания по любому из пп.1-9.

11. Газовая турбина (9) с по меньшей мере одним компрессором (1), по меньшей мере одной турбиной (3) и по меньшей мере одной камерой (2) сгорания, отличающаяся тем, что она содержит переходную часть (24) камеры сгорания по любому из пп.1-9.

12. Газовая турбина (9) по п.11, отличающаяся тем, что продолжение (20, 20a, 20b) боковой стенки продолжается ниже по потоку от переходной части (24) камеры сгорания в область между внутренней и внешней полкой (13, 14) первой лопатки (10) непосредственно выше по потоку от аэродинамического профиля (18) первой лопатки (10).

13. Газовая турбина (9) по п.12, отличающаяся тем, что по меньшей мере одно продолжение (20, 20a, 20b) боковой стенки продолжается ниже по потоку до переднего края аэродинамического профиля (18) первой лопатки (10), оставляя зазор, который имеет такие размеры, чтобы обеспечивать тепловое расширение между камерой (2) сгорания и турбиной (3).

14. Способ модернизации газовой турбины (9), включающий в себя этапы, на которых открывают корпус газовой турбины, удаляют по меньшей мере одну имеющуюся переходную часть (24) камеры сгорания, устанавливают по меньшей мере одну переходную часть (24) камеры сгорания по любому из пп.1-9 и закрывают корпус газовой турбины.

15. Способ бороскопической инспекции газовой турбины (9) с переходной частью (24) камеры сгорания по п.7, отличающийся тем, что включает этап, на котором удаляют каждую вторую переходную часть (24) камеры сгорания для инспекции пути горячего газа ниже по потоку от удаленной переходной части (24) камеры сгорания, а также инспектируют путь горячего газа соседней камеры (2) сгорания, которая остается установленной в газовой турбине (9), через зазор, открытый посредством удаления продолжения (20b) боковой стенки вместе с удаленной переходной частью (24) камеры сгорания.



 

Похожие патенты:

Конструкция стенки с шумопоглощающими изолирующими свойствами для воздухозаборного коллектора газотурбинной установки содержит первое средство для механического крепления внешнего листа, герметично разделяющего пространства с обеих сторон стенки, а также второе средство для крепления шумоизолирующего материала между пространствами с обеих сторон стенки.

Изобретение относится к энергетике. Система форсунок, включающая, по меньшей мере, две раздельные, расположенные рядом форсунки, каждая из которых включает, по меньшей мере, одну камеру сгорания и один головной торец, который включает, по меньшей мере, устройство впрыска топлива и устройство внутреннего воздушного смешивания топлива, причем каждая форсунка включает колпачок с боковой и верхней стороной, причем, по меньшей мере, верхняя сторона колпачка расположена в направлении потока перед головным торцом, за счет чего между верхней стороной колпачка и головным торцом образуется форкамера форсунки, причем, по меньшей мере, две форкамеры форсунок включают акустическое соединение.

Составной узел для конструкций, обдуваемых выхлопными газами реактивного двигателя, содержит трубчатый элемент и гофрированную перегородку. Гофрированная перегородка расположена в трубчатом элементе, состоит из множества направленных в разные стороны изгибов, соединенных один с другим, и проходит в продольном направлении трубчатого элемента.

Изобретение относится к конструкции с сотовым заполнителем для использования в несущей панели гондолы турбореактивного двигателя самолета, являющейся акустической панелью.

Система теплозащитного экрана с элементом для теплозащитного экрана имеет большое количество смежно расположенных на несущей структуре элементов теплозащитного экрана.

Звукопоглощающая выхлопная труба турбомашины содержит перфорированную внутреннюю оболочку, образующую проточный канал выхлопной трубы, сплошную внешнюю оболочку, сердечник и каркас.

Изобретение относится к соединительной структуре корпуса турбины с корпусом подшипника работающего на отработавших газах турбокомпрессора согласно ограничительной части п.1 формулы изобретения и работающему на отработавших газах турбокомпрессору согласно ограничительной части п.11 формулы изобретения.

Изобретение относится к акустической панели, обладающей, по меньшей мере, одной изменяющейся характеристикой. .

Устройство выброса газа из газотурбинного двигателя содержит наружную и внутреннюю стенки, образующие между собой тракт прохождения газа. Внутренняя стенка образует центральный корпус, определяющий внутреннюю полость, а наружная стенка выполнена перфорированной и сообщается с наружной резонансной полостью с возможностью поглощения шума первой гаммы звуковых частот. Между наружной и внутренней полостями расположено средство установления сообщения по текучей среде, проходящее через тракт протекания газа. Внутренняя полость также образует резонансную полость для поглощения шума второй гаммы звуковых частот. Средство установления сообщения по текучей среде содержит радиальные рукава, выполняющие также функцию механического удержания центрального корпуса. Другое изобретение группы относится к газотурбинному двигателю, содержащему указанное выше устройство выброса газа. Группа изобретений позволяет обеспечить поглощение шума двух гамм звуковых частот без увеличения объема полостей расположенных с наружной стороны газового тракта. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к демпферу для уменьшения пульсаций давления в газовой турбине. Демпфер содержит корпус, основную горловину, продолжающуюся от корпуса, разделительную пластину, внутреннюю горловину с первым концом и вторым концом и отклоняющий поток элемент. Разделительная пластина расположена в корпусе с возможностью разделения корпуса на первую полость и вторую полость. Внутренняя горловина проходит через разделительную пластину для соединения первой полости и второй полости. Первый конец внутренней горловины остается в первой полости, а второй конец - во второй полости. Отклоняющий поток элемент расположен проксимально ко второму концу внутренней горловины с возможностью отклонения потока, проходящего через внутреннюю горловину. В результате обеспечивается стабильная работа демпфера. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

При изготовлении кольцевого звукопоглощающего устройства, состоящего из звукопоглощающих секций, скрепленных по окружности друг с другом, в полость корпуса сборочного приспособления укладывают препрег стенки заготовки секции с прилеганием к днищу и торцам полости корпуса сборочного приспособления. Затем на препрег уложенной стенки в один или несколько ярусов укладывают заполнители в виде эластичных оправок с размещенным на них препрегом трубчатых элементов, а на последние и части поперечных фланцев укладывают препрег другой стенки заготовки секции, на который устанавливают крышку сборочного приспособления. Зажимают препреги поперечных фланцев с частичным обжатием заполнителя между крышкой и корпусом сборочного приспособления. Полученную сборку устанавливают в печь и после отверждения препрега извлекают из печи, а полученную заготовку секции - из сборочного приспособления. Удаляют эластичные оправки из трубчатых элементов, выполняют механическую обработку торцов фланцев заготовки секции с открытием стыковочных отверстий в них и боковых сторон заготовки секции. Устанавливают на боковые стороны заготовки секции П-образные накладки. Выполняют перфорацию трактовой стенки заготовки секции с прилегающими к ней трубчатыми элементами. Собирают звукопоглощающее устройство из звукопоглощающих секций и скрепляют их по окружности друг с другом фланцами на кольцевых шпангоутах и/или накладками между смежными секциями. Изобретение позволяет снизить трудоемкость изготовления звукопоглощающего устройства турбореактивного двигателя, а также повысить его ремонтопригодность. 4 ил.

Жаровая труба камеры сгорания содержит кольцевую внутреннюю жаровую трубу, кольцевую наружную жаровую трубу, по меньшей мере, один резонатор, горловину и уплотнительное кольцо. Кольцевая наружная жаровая труба имеет множество расположенных на ней отверстий для воздуха и расположена по окружности вокруг внутренней жаровой трубы с образованием кольцевого охлаждающего пространства между внутренней жаровой трубой и наружной жаровой трубой. Резонатор присоединен к наружной жаровой трубе так, что основание резонатора отделено от наружной жаровой трубы с образованием зазора относительно внешней поверхности наружной жаровой трубы. Горловина проходит от основания резонатора сквозь внутреннюю и наружную жаровые трубы. Уплотнительное кольцо обеспечивает возможность относительного теплового расширения между внутренней и наружной жаровыми трубами вблизи горловины. Изобретение направлено на повышение надежности камеры сгорания. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области звукопоглощающих полимерных композиционных материалов, предназначенных для использования преимущественно в двигателях и мотогондолах двигателей. Звукопоглощающий материал включает слой ячеистой структуры и звукопоглощающий наполнитель, пропитанный раствором связующего. Звукопоглощающий наполнитель имеет толщину 15-80% от толщины слоя ячеистой структуры и размещен внутри него. Над звукопоглощающим наполнителем и под ним содержатся воздушные полости, толщина каждой из которых составляет 10-60% от толщины слоя ячеистой структуры. Звукопоглощающий наполнитель пропитан раствором кремний- или фторорганического связующего и прикреплен к стенкам слоя ячеистой структуры при помощи клея с термостойкостью не менее 180°С. Другие изобретения группы относятся к конструктивным элементам двигателя и его мотогондолы, выполненным из указанного выше звукопоглощающего материала. Группа изобретений позволяет повысить прочности на сжатие, снизить вес и влагопоглощение материала при сохранении высоких акустических характеристик в широком частотном диапазоне. 3 н.п. ф-лы, 2 ил., 1 табл.

Камера сгорания газовой турбины, включающая в себя глушитель, содержащий полость резонатора с впуском и трубой горловины, сообщающейся по текучей среде с внутренней частью камеры сгорания и полостью резонатора, и компенсационный узел. Компенсационный узел соединен с возможностью поворота с трубой горловины и вставлен между полостью резонатора и камерой сгорания для обеспечения относительного поворота между камерой сгорания и полостью резонатора. Труба горловины герметично прикреплена на ее первом конце либо к стенке камеры сгорания, либо к впуску полости резонатора. Компенсационный узел соединен с возможностью поворота со вторым концом трубы горловины и содержит шарообразный участок, образованный на втором конце трубы горловины, и углубленный участок, в котором герметично установлен шарообразный участок для обеспечения относительного поворота между камерой сгорания и полостью резонатора. Изобретение позволяет компенсировать относительный поворот между камерой сгорания и глушителем, в частности полостью резонатора, вследствие разницы термических расширений. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Многослойная панель акустической обработки содержит первую сердцевину с ячеистой структурой, размещенную между перфорированным покрытием и промежуточным покрытием и вторую сердцевину с ячеистой структурой, размещенную между промежуточным покрытием и непрерывным покрытием. Перфорированное покрытие включает в себя по меньшей мере одну пару высокопористых зон, имеющих больший коэффициент перфорации, чем коэффициент перфорации остальной части перфорированного покрытия. Каждая пара высокопористых зон образована впускной зоной и выпускной зоной, которые разнесены друг от друга вдоль оси. Высокопористые зоны каждой пары сообщаются через первую сердцевину с ячеистой структурой и промежуточное покрытие с двумя концами канала протока звуковой волны, размещенного во второй сердцевине с ячеистой структурой. Другие изобретения группы относятся к гондоле турбореактивного двигателя и турбореактивному двигателю, включающим указанную выше панель акустической обработки на внутренней и внешней стороне, соответственно. Группа изобретений позволяет увеличить ослабление звуковых частот, соответствующих рабочим режимам турбореактивного двигателя. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 8 ил.
Наверх