Узел инжекционного охлаждения и способ его установки



Узел инжекционного охлаждения и способ его установки
Узел инжекционного охлаждения и способ его установки
Узел инжекционного охлаждения и способ его установки

 


Владельцы патента RU 2615620:

Дженерал Электрик Компани (US)

Узел инжекционного охлаждения для использования во внутренней платформе сопловой лопатки турбины содержит вставку инжекционного охлаждения, камеру инжекционного охлаждения и трубный элемент. Вставка инжекционного охлаждения расположена в полости аэродинамической части сопловой лопатки. Камера инжекционного охлаждения расположена во внутренней платформе около вставки инжекционного охлаждения, причем камера инжекционного охлаждения имеет установочное отверстие. Трубный элемент проходит из установочного отверстия камеры инжекционного охлаждения в полость аэродинамической части сопловой лопатки, причем установочное отверстие проходит вокруг трубного элемента. При установке узла инжекционного охлаждения во внутренней платформе сначала размещают вставку в полости аэродинамической части лопатки. Затем размещают крышку выходного отверстия над отверстием полости, а камеру инжекционного охлаждения в полости платформы. Вставляют незакрепленный трубный элемент через установочное отверстие камеры инжекционного охлаждения в полость для воздушного потока вставки. После чего закрывают установочное отверстие. Группа изобретений позволяет упростить сборку и разборку узла инжекционного охлаждения. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Настоящая заявка и ожидаемый патент относятся в целом к газотурбинным двигателям и, более конкретно, относятся к способам сборки охлаждающих элементов во внутренней платформе консольной сопловой лопатки турбины и аналогичной ей с уменьшенной протечкой.

ПРЕДПОСЫЛКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Системы инжекционного охлаждения используются в турбинном оборудовании для охлаждения элементов различных типов, таких как корпусы, рабочие лопатки, сопловые лопатки и тому подобное. Системы инжекционного охлаждения охлаждают элементы турбины посредством воздушного потока таким образом, чтобы поддерживать достаточный зазор между элементами и способствовать адекватному сроку службы элементов. Одна из проблем с некоторыми типами известных систем инжекционного охлаждения заключается в том, что они, как правило, требуют сложных форм для отливки и/или сварки конструкций. Такие конструкции могут и не быть прочными или могут быть дорогостоящими в производстве и ремонте. Кроме того, элементы, необходимые для инжекционного охлаждения, должны находиться в пределах производственных допусков и выдерживать перепады температуры между, например, сопловыми лопатками, кожухами, листовым металлом, трубопроводным оборудованием и другими элементами. Требования к выдерживанию этих допусков могут привести к значительным зазорам между элементами, так что это приведет к нежелательным протечкам между полостями под давлением.

В патенте США №6065928 описан узел инжекционного охлаждения для использования во внутренней платформе сопловой лопатки турбины, содержащий вставку инжекционного охлаждения, расположенную в полости аэродинамической части лопатки. Узел также содержит камеру инжекционного охлаждения, расположенную во внутренней платформе около вставки инжекционного охлаждения и содержащую трубный элемент, проходящий от нее в полость аэродинамической части лопатки. При этом в указанном документе камера инжекционного охлаждения не имеет установочного отверстия, и трубный элемент неразъемно прикреплен к верхней стенке камеры, т.е. по существу выполнен за одно целое с ней. Таким образом, отсутствует возможность введения незакрепленного трубного элемента через установочное отверстие, которое затем может быть закрыто крышкой. Соответственно, для обеспечения механической целостности и плотной сборки узла инжекционного охлаждения требуется выполнение дополнительных операций сварок или отливок, которые увеличивают время и затраты на изготовление узла и не позволяют производить его быстрый и простой демонтаж, например в случае необходимости проведения ремонта или обслуживания.

Таким образом, имеется стремление к плотно собранным охлаждающим элементам для использования с сопловыми лопатками турбины и к способам их сборки. Предпочтительно охлаждающие элементы могут обеспечивать возможность адекватного выдерживания сопловыми лопатками высоких температур газового тракта, одновременно отвечая требованиям срока эксплуатации и технического обслуживания, а также имеют разумную стоимость. Кроме того, сборка этих элементов может быть упрощена и может сократить зазоры между этими элементами, которые могли бы привести к протечкам.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящая заявка и ожидаемый патент обеспечивают, тем самым, способ установки узла инжекционного охлаждения во внутренней платформе аэродинамической части сопловой лопатки турбины. Способ может включать этапы размещения вставки в полости аэродинамической части лопатки, размещение крышки выходного отверстия над отверстием полости, размещение камеры инжекционного охлаждения в полости платформы, вставление незакрепленного трубного элемента через установочное отверстие камеры инжекционного охлаждения и в воздушную полость вставки и закрытие указанного отверстия.

Настоящая заявка и ожидаемый патент дополнительно обеспечивают узел инжекционного охлаждения для использования во внутренней платформе сопловой лопатки турбины. Узел инжекционного охлаждения может содержать вставку, размещенную в полости аэродинамической части сопловой лопатки, камеру инжекционного охлаждения с установочным отверстием, расположенным около внутренней платформы и вставки инжекционного охлаждения, и трубный элемент, проходящий из установочного отверстия камеры инжекционного охлаждения в полость аэродинамической части сопловой лопатки, причем установочное отверстие проходит вокруг трубного элемента.

Наличие в камере инжекционного охлаждения установочного отверстия обеспечивает возможность простой установки и извлечения трубного элемента, благодаря чему поддержание механической целостности и плотной сборки инжекционного узла не требует выполнения дополнительных операций сварок или отливок, а его демонтаж при необходимости может быть произведен простым и быстрым способом.

Эти и другие признаки и усовершенствования настоящей заявки и ожидаемого патента станут очевидными для специалиста при рассмотрении последующего подробного описания в сочетании с приложенными чертежами и формулой изобретения.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Фиг. 1 представляет собой схему газотурбинного двигателя, изображающую компрессор, камеру сгорания и турбину.

Фиг. 2 представляет собой частичный вид сбоку сопловой лопатки с выполненным в ней узлом инжекционного охлаждения.

Фиг. 3 представляет собой увеличенный вид сопловой лопатки с узлом инжекционного охлаждения, как может быть описано в настоящем документе.

Фиг. 4 представляет собой частичный разрез сопловой лопатки с выполненным в ней узлом инжекционного охлаждения.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ

Обратимся теперь к чертежам, на которых одинаковые номера позиций относятся к одинаковым элементам на нескольких видах. Фиг. 1 изображает схему газотурбинного двигателя 10, который может быть использован в настоящем документе. Газотурбинный двигатель 10 может содержать компрессор 15. Компрессор 15 сжимает входящий поток воздуха 20 и подает сжатый поток воздуха 20 в камеру 25 сгорания. Камера 25 сгорания смешивает сжатый поток воздуха 20 с находящимся под давлением потоком топлива 30 и воспламеняет смесь для создания потока газообразных продуктов 35 сгорания. Несмотря на то что показана только одна камера 25 сгорания, газотурбинный двигатель 10 может содержать любое количество камер 25 сгорания. Поток газообразных продуктов 35 сгорания, в свою очередь, доставляется в турбину 40. Поток газообразных продуктов 35 сгорания приводит в действие турбину 40, чтобы получить механическую работу. Механическая работа произведенная в турбине 40, приводит в действие компрессор 15 через вал 45 и внешнюю нагрузку 50, такую как электрический генератор и тому подобное.

Газотурбинный двигатель 10 может использовать природный газ, различные виды синтез-газа и/или другие виды топлива. Газотурбинный двигатель 10 может представлять собой любой двигатель, выбранный из целого ряда различных газотурбинных двигателей, выпускаемых компанией General Electric Company в Скенектади, штат Нью-Йорк, США, в том числе, но не ограничиваясь этим, например, тяжелые газотурбинные двигатели 7 или 9 серии, и тому подобное. Газотурбинный двигатель 10 может иметь различные конфигурации и может использовать другие типы элементов. В настоящем документе также могут быть использованы и другие типы газотурбинных двигателей. В настоящем документе вместе также могут быть использованы несколько газотурбинных двигателей, другие типы турбин и другие виды энергетического оборудования.

На Фиг. 2 приведен пример узла 55 сопловой лопатки, который может использоваться в турбине 40, описанной выше. Как в целом описано, узел 55 сопловой лопатки может содержать профильную часть 60, которая проходит между внутренней платформой 65 и наружной платформой 70. Некоторое количество узлов 55 может быть объединено в расположенный по периферии ряд для формирования ступени вместе с некоторым количеством роторных лопаток (не показаны).

Узел 55 также может содержать узел 85 инжекционного охлаждения с камерой 90 инжекционного охлаждения. Камера 90 может иметь ряд выполненных в ней отверстий 95. Камера 90 может находиться в сообщении с потоком воздуха 20 из компрессора 15 или другим источником с помощью трубного элемента или охлаждающего канала другого типа. Поток воздуха 20 проходит через сопловую лопатку 60, в узел 85 инжекционного охлаждения и наружу через отверстия 95 инжекционного охлаждения с обеспечением принудительного охлаждения части узла 55 или другого места. Могут быть использованы другие элементы и другие конфигурации.

Фиг. 3 и Фиг. 4 изображают части примера сопловой лопатки 100, как может быть описано в настоящем документе. В этом примере показан сегмент 110 с несколькими профильными частями, который содержит первую профильную часть 120 и вторую профильную часть 130. В настоящем документе может быть использовано любое количество профильных частей и любое количество сегментов. Профильные части 120, 130 могут проходить от внутренней платформы 140. Внутренняя платформа 140 может иметь полость 160. Каждая профильная часть 120, 130 может иметь полость 170 для воздушного потока. Полость 170 может находиться в сообщении с полостью 160 платформы с тем, чтобы обеспечивать поток воздуха 20 из компрессора 15 или из другого места для инжекционного охлаждения. В настоящем документе могут быть использованы и другие элементы, и другие конфигурации.

Сопловая лопатка 100 также может содержать узел 180 инжекционного охлаждения. Узел 180 инжекционного охлаждения может содержать камеру 190 инжекционного охлаждения. Камера 190 может содержать один или несколько трубных элементов или другие типы охлаждающих каналов, находящихся в сообщении с потоком воздуха 20 из полостей 170 для воздушного потока. Трубные элементы или каналы могут содержать проходы для хладагента и корпуса для сведения к минимуму зазоров с взаимодействующими элементами. В этой конфигурации изображены первый трубный элемент 200 и второй трубный элемент 210. Может быть использовано любое количество трубных элементов. В этой конфигурации первый трубный элемент 200 может быть установлен в первом корпусе 300, а второй трубный элемент 210 может быть установлен во втором корпусе 310. Сопловая лопатка 100 может также содержать ряд вставок из листового металла, находящихся в аэродинамической части. В этой конфигурации первая вставка 230 может содержаться в первой профильной части 120, а вторая вставка 250 может находиться во второй профильной части 130. Крышка выходного отверстия может быть прикреплена к выходному отверстию полости каждой профильной части. В описываемой конфигурации первая крышка 220 выходного отверстия может быть прикреплена к отверстию 225 первой профильной части 120, а вторая крышка 240 выходного отверстия может быть прикреплена к отверстию 245 второй профильной части 130. Камера 190 также может иметь установочное отверстие 260, крышку 270 установочного отверстия и удерживающую пластину 280. Описываемый пример показывает одно установочное отверстие и одну крышку установочного отверстия, но в каждом из них может быть использовано несколько установочных отверстий и крышек. Камера 190 инжекционного охлаждения и ее элементы могут иметь любой размер и любую форму. В настоящем документе могут быть использованы и другие элементы, и другие конфигурации.

Для того чтобы собрать узел 180 инжекционного охлаждения, в полостях 170 аэродинамической части могут быть установлены вставки 230, 250 аэродинамической части лопатки. Крышки 220, 240 выходного отверстия могут быть приварены или иным образом прикреплены по месту. Камера 190 инжекционного охлаждения может быть изготовлена с первым трубным элементом 200, приваренным или иным образом прикрепленным на место. Камера 190 может быть установлена в полости 160 платформы таким образом, что первый трубный элемент 200 взаимодействует с первой вставкой 230. Второй трубный элемент 210 может быть установлен в установочном отверстии 260 и во взаимодействии со второй вставкой 250. Установочное отверстие 260 может иметь такой размер, чтобы в нем могли поместиться проходящие через него трубные элементы с достаточным обеспечением выравнивания трубного элемента со вставкой аэродинамической части лопатки для минимизации гидравлического зазора между элементами. Второй трубный элемент 210 может быть приварен или иным образом прикреплен к камере 190 инжекционного охлаждения. Крышка 270 установочного отверстия затем может быть приварена или иным образом прикреплена на место над отверстием 260. Также могут быть использованы дополнительные накрывающие пластины. Несколько установочных отверстий может быть использовано со всеми трубными элементами, расположенными во взаимодействии со вставками аэродинамической части лопатки через установочные отверстия до прикрепления к камере 190.

Удерживающая пластина 280 затем может быть сдвинута на месте в окружном направлении. Удерживающая пластина 280 может иметь форму держателя 290 уплотнения и тому подобного. Удерживающая пластина 280 может удерживаться на месте с помощью удерживающего штыря или других типов механического взаимодействия. Другие элементы, такие как прокладки и уплотнения, также могут быть использованы в настоящем документе. В настоящем документе могут быть использованы и другие конфигурации.

Порядок этапов установки и монтажа в настоящем документе может варьироваться. Узел 180 инжекционного охлаждения, таким образом, собирается от внутреннего диаметра в наружном направлении.

Узел 180 инжекционного охлаждения и способы, описанные в настоящем документе, таким образом, могут свести к минимуму гидравлические зазоры между полостями с различными давлениями. В частности, способы могут минимизировать протечку через полости, оставаясь в пределах производственных допусков. Узел 180 инжекционного охлаждения может механически удерживаться без выполнения сложных сварок или отливок. Низкая протечка, таким образом, обеспечивает более высокую общую производительность и эффективность.

Следует понимать, что вышеизложенное относится только к определенным вариантам выполнения настоящей заявки и ожидаемого патента. Специалистом в настоящем документе могут быть выполнены многочисленные изменения и модификации без отхода от общего объема и сущности изобретения, как определено в формуле изобретения и в ее эквивалентах.

1. Способ установки узла инжекционного охлаждения во внутренней платформе аэродинамической части сопловой лопатки турбины, включающий:

размещение вставки в полости аэродинамической части лопатки,

размещение крышки выходного отверстия над отверстием указанной полости,

размещение камеры инжекционного охлаждения в полости платформы,

вставление незакрепленного трубного элемента через установочное отверстие камеры инжекционного охлаждения в полость для воздушного потока вставки и

закрытие указанного установочного отверстия.

2. Способ по п. 1, в котором при размещении крышки выходного отверстия над отверстием полости аэродинамической части лопатки покрывают указанную полость.

3. Способ по п. 1, в котором при размещении вставки в полости аэродинамической части лопатки вставляют несколько вставок инжекционного охлаждения в несколько полостей аэродинамических частей лопатки.

4. Способ по п. 1, в котором при размещении вставки в полости аэродинамической части лопатки прикрепляют вставку инжекционного охлаждения внутри указанной полости.

5. Способ по п. 1, в котором при размещении крышки выходного отверстия над отверстием полости размещают несколько указанных крышек над несколькими отверстиями.

6. Способ по п. 1, в котором от камеры инжекционного охлаждения отходит неподвижный трубный элемент, и при размещении камеры инжекционного охлаждения в полости внутренней платформы размещают указанный неподвижный трубный элемент в полости аэродинамической части лопатки.

7. Способ по п. 6, в котором при размещении неподвижного трубного элемента в полости аэродинамической части размещают неподвижный трубный элемент во вставке, размещенной в полости аэродинамической части лопатки.

8. Способ по п. 1, в котором при вставлении незакрепленного трубного элемента через установочное отверстие камеры инжекционного охлаждения прикрепляют указанный трубный элемент к указанной камере.

9. Способ по п. 8, в котором несколько незакрепленных трубных элементов вставляют через несколько установочных отверстий камеры инжекционного охлаждения.

10. Способ по п. 1, в котором при закрытии указанного установочного отверстия размещают крышку поверх указанного отверстия.

11. Способ по п. 10, в котором несколько указанных крышек размещают поверх нескольких указанных установочных отверстий.

12. Способ по п. 1, в котором дополнительно перемещают удерживающую пластину около камеры инжекционного охлаждения.

13. Способ по п. 12, в котором удерживающая пластина содержит держатель уплотнения.

14. Узел инжекционного охлаждения для использования во внутренней платформе сопловой лопатки турбины, содержащий:

вставку инжекционного охлаждения, расположенную в полости аэродинамической части сопловой лопатки,

камеру инжекционного охлаждения, расположенную во внутренней платформе около вставки инжекционного охлаждения, причем камера инжекционного охлаждения имеет установочное отверстие, и

трубный элемент, проходящий из установочного отверстия камеры инжекционного охлаждения в полость аэродинамической части сопловой лопатки,

причем установочное отверстие проходит вокруг трубного элемента.

15. Узел по п. 14, в котором сопловая лопатка содержит первую профильную часть и вторую профильную часть, при этом трубный элемент представляет собой незакрепленный трубный элемент, проходящий из указанного установочного отверстия камеры инжекционного охлаждения в полость аэродинамической части второй профильной части.

16. Узел по п. 15, дополнительно содержащий неподвижный трубный элемент, проходящий от камеры инжекционного охлаждения в стороне от указанного установочного отверстия и в полость аэродинамической части первой профильной части.

17. Узел по п. 14, дополнительно содержащий крышку, закрывающую указанное установочное отверстие.

18. Узел по п. 14, дополнительно содержащий удерживающую пластину, закрывающую платформу.

19. Узел по п. 18, в котором удерживающая пластина содержит держатель уплотнения.

20. Узел по п. 14, в котором указанное установочное отверстие имеет размер, обеспечивающий прохождение через него трубного элемента.



 

Похожие патенты:

Направляющая лопатка турбины имеет аэродинамически изогнутую рабочую часть лопатки, которая имеет снабженную дроссельным элементом канальную систему из канальных участков для направления охлаждающего средства.

Изобретение относится к энергетике. Предложена внутренняя платформа сопловой лопатки турбины.

Аэродинамический профиль имеет внутреннюю поверхность, внешнюю поверхность, противоположную внутренней поверхности, сторону повышенного давления, сторону пониженного давления, противоположную стороне повышенного давления, линию торможения потока, расположенную между сторонами повышенного и пониженного давления ниже по потоку от линии торможения.

Турбинный узел содержит в основном полый аэродинамический профиль, по меньшей мере один сегмент стенки, расположенный на стороне полого аэродинамического профиля, ориентированной в основном перпендикулярно направлению размаха полого аэродинамического профиля, и по меньшей мере одно вводное отверстие в по меньшей мере одном сегменте стенки, обеспечивающее доступ в полый аэродинамический профиль, и по меньшей мере одну трубку принудительного охлаждения, подлежащую введению через вводное отверстие в полый аэродинамический профиль для расположения внутри полого аэродинамического профиля и проходящую по меньшей мере в направлении размаха полого аэродинамического профиля.

Устройство охлаждения платформы, выполненное в турбинной рабочей лопатке, содержит платформу, расположенную в области сопряжения аэродинамической части и корневой части.

Устройство охлаждения платформы предназначено для роторной лопатки турбины, имеющей платформу, расположенную на границе сопряжения между аэродинамическим профилем и хвостовой частью, содержащей средства крепления и хвостовик, проходящий между средствами крепления и платформой.

Устройство охлаждения платформы рабочей лопатки турбины содержит платформу, расположенную между аэродинамической частью лопатки и корнем лопатки, и имеет внутренний охлаждающий канал, проходящий в радиальном направлении от места соединения с источником охлаждающей текучей среды в корне лопатки.

Охлаждаемый изнутри конструктивный элемент для газовой турбины снабжен по меньшей мере одним каналом охлаждения. На внутренней поверхности канала охлаждения расположены завихрительные элементы в виде распространяющихся поперек направления основного течения охлаждающего средства турбуляторов.

Газовая турбина включает в себя охлаждаемую турбинную ступень (8), имеет эксплуатируемую с охлаждением охлаждающей средой направляющую лопатку (11) и устройство (19-24) подачи охлаждающей среды для подачи охлаждающей среды внутрь направляющей лопатки (11).

Изобретение относится к охлаждаемым рабочим лопаткам турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В охлаждаемой рабочей лопатке турбомашины между замковым соединением хвостовика и пером лопатки выполнена удлиненная ножка, внутренняя щелевая полость которой выполнена увеличенной высоты по отношению к высоте внутренней щелевой полости замкового соединения хвостовика лопатки.

Силовая установка состоит из входного устройства, турбокомпрессора с отбором воздуха за компрессором для охлаждения лопаток турбины, выходного устройства. Турбокомпрессор имеет степень повышения давления в компрессоре не более четырех, одну ступень турбины.

Ротор турбины включает впускной и выпускной вкладыши для формирования охлаждающего контура. Впускной вкладыш расположен в первом осевом замковом пазу ротора и имеет радиальный охлаждающий канал, осевой канал и радиальные каналы.

Газовая турбина включает в себя охлаждаемую турбинную ступень (8), имеет эксплуатируемую с охлаждением охлаждающей средой направляющую лопатку (11) и устройство (19-24) подачи охлаждающей среды для подачи охлаждающей среды внутрь направляющей лопатки (11).

Изобретение относится к энергетике. Способ управления процессом охлаждения компонентов турбины, при котором во время фазы туманного охлаждения для охлаждения компонентов турбины используется разбавленный водяным туманом воздушный поток.

Выпускной патрубок (110) паровой турбины (10) содержит нижний выпускной патрубок (105), направляющую (24) для пара, отверстие (26) конденсатора, пластину (200) выпускного патрубка и внутренний канал (215).

Осевая газовая турбина 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.

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.

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

Изобретение относится к энергетическому машиностроению. Турбоагрегат содержит корпус с установленным внутри него на подшипниках валом.

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).
Наверх