Устройство секционного охлаждения и способ охлаждения сопловой лопатки турбины

Устройство секционного охлаждения для подачи охлаждающего потока в турбине с потоком газообразных продуктов сгорания содержит турбинную сопловую лопатку, дефлектор для охлаждающей среды и инжекционную пластину. Турбинная сопловая лопатка имеет вставку, расположенную в ее аэродинамической части, и наружную боковую поверхность. Дефлектор для охлаждающей среды имеет проход для охлаждающей среды высокого давления, сообщающийся с указанной вставкой, в первом контуре. Инжекционная пластина расположена над указанной наружной боковой поверхностью во втором контуре. Между инжекционной пластиной и наружной боковой поверхностью сопловой лопатки расположена камера послеударного давления. Дефлектор для охлаждающей среды дополнительно содержит первый уплотняющий слой, проходящий вокруг инжекционной пластины. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

[0101] Настоящее изобретение по существу относится к газотурбинным двигателям и, в частности, к устройству секционного охлаждения сопловой лопатки для турбины с разъемным корпусом, обеспечивающему охлаждающий воздух высокого давления с малой протечкой.

ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0102] Как правило, ступень газотурбинного двигателя содержит несколько неподвижных турбинных сопловых лопаток. Каждая турбинная сопловая лопатка может иметь профильную часть, проходящую в радиальном направлении между наружной и внутренней боковыми поверхностями. Профильные части сопловых лопаток могут иметь аэродинамическую конфигурацию, обеспечивающую направление горячих газообразных продуктов сгорания между соответствующими лопатками ротора турбины, расположенными выше и ниже по потоку относительно сопловых лопаток. Лопатки ротора турбины могут быть установлены по периметру диска ротора и вращаются вместе с указанным диском. Поскольку в процессе эксплуатации профильные части сопловых лопаток турбины нагреваются протекающими через них горячими газообразными продуктами сгорания, для охлаждения сопловых лопаток в них направляют охлаждающий воздух, отводимый от компрессора. Ограничение необходимого количества паразитного воздуха охлаждения и ограничение протечки данного воздуха, а именно потери на сопловых лопатках и в других местах могут обеспечить повышение общего к.п.д. и эффективности газотурбинного двигателя.

[0103] Ранее секционное охлаждение применяли для авиационных турбинных двигателей и т.п. Такие авиационные двигатели, как правило, содержат кольцевой (проходящий на 360°) элемент, обеспечивающий направление охлаждающего потока к сопловым лопаткам. Данная конфигурация может использоваться в авиационных двигателях, так как их корпус представляет собой кольцевые конструкции, которые при сборке устанавливаются друг на друга в осевом направлении. Однако с учетом габаритного размера промышленных газотурбинных двигателей такие промышленные газовые турбины, как правило, устанавливают по меньшей мере в двух половинчатых (проходящих на 180°) секциях, или даже применяют большее количество секций. Данная секционная конфигурация по существу препятствует использованию проходящего на 360° элемента для подачи охлаждающего потока в сопловой аппарат.

[0104] Таким образом, желательно усовершенствовать конструкцию промышленного газотурбинного двигателя. В данной усовершенствованной конструкции промышленного газотурбинного двигателя можно использовать сегментированные дефлекторы охлаждающей среды, обеспечивающие охлаждающий воздух высокого давления при низкой протечке, для повышения эффективности охлаждения при низкой протечке.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0105] Таким образом, в настоящем изобретении предложено устройство секционного охлаждения для подачи охлаждающего потока в турбине с потоком газообразных продуктов сгорания. Устройство секционного охлаждения может содержать турбинную сопловую лопатку и дефлектор для охлаждающей среды. Турбинная сопловая лопатка может иметь вставку, расположенную в ее аэродинамической части, и наружную боковую поверхность. Дефлектор для охлаждающей среды может иметь проход для охлаждающей среды высокого давления, сообщающийся с указанной вставкой в первом контуре, и инжекционную пластину, расположенную над наружной боковой поверхностью сопловой лопатки во втором контуре. Таким образом, указанный дефлектор для охлаждающей среды обеспечивает поток охлаждающей среды высокого давления при низкой протечке потока.

[0106] Также в настоящем изобретении предложен способ охлаждения сопловой лопатки турбины. Способ может включать этап подачи находящегося под высоким давлением охлаждающего потока первого контура во вставку, расположенную в аэродинамической части сопловой лопатки, через дефлектор для охлаждающей среды, этап охлаждения сопловой лопатки охлаждающим потоком первого контура, этап подачи охлаждающего потока второго контура к инжекционной пластине дефлектора, расположенной над наружной боковой поверхностью сопловой лопатки, и этап охлаждения наружной боковой поверхности сопловой лопатки охлаждающим потоком второго контура.

[0107] Также в настоящем изобретении предложено устройство секционного охлаждения для подачи охлаждающего потока в турбине с потоком газообразных продуктов сгорания. Устройство секционного охлаждения может содержать турбинную сопловую лопатку и сегменты дефлектора для охлаждающей среды. Турбинная сопловая лопатки может содержать вставку, расположенную в аэродинамической части лопатки, и наружную боковую поверхность. Каждый сегмент дефлектора для охлаждающей среды может иметь проход для охлаждающей среды высокого давления, сообщающийся с аэродинамической вставкой в первом контуре, и инжекционную пластину, расположенную над наружной боковой поверхностью сопловой лопатки во втором контуре.

[0108] Указанные и другие признаки и усовершенствования, вытекающие из настоящего изобретения, станут более понятными специалистам после знакомства с приведенным ниже подробным описанием, выполненным со ссылкой на чертежи, и прилагаемой формулой изобретения.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0109] Фиг.1 представляет собой схему газотурбинного двигателя, содержащего компрессор, камеру сгорания и турбину.

[0110] Фиг.2 представляет собой частичный вид в разрезе в аксонометрии дефлектора для охлаждающей среды согласно данному документу расположенного на сопловой лопатке.

[0111] Фиг.3 представляет собой частичный вид в разрезе в аксонометрии дефлектора охлаждающей среды и сопловой лопатки, изображенных на фиг.2.

[0112] Фиг.4 представляет собой частичный вид сбоку дефлектора охлаждающей среды и сопловой лопатки, изображенных на фиг.2, с изображением проходящих через них контуров воздушного потока.

[0113] Фиг.5 представляет собой частичный разрез элементов двух дефлекторов для охлаждающей среды и сегментов сопловой лопатки, представленных на фиг.2, а также образованных между ними межсегментных зазоров, с изображением проходящих через них контуров воздушного потока.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ

[0114] Теперь обратимся к чертежам, на которых одинаковыми номерами позиций обозначены одинаковые элементы. На фиг.1 изображена схема газотурбинного двигателя 10 согласно настоящему изобретению. Газотурбинный двигатель 10 может содержать компрессор 15. Компрессор 15 сжимает поступающий поток воздуха 20. Компрессор 15 передает сжатый поток воздуха 20 в камеру 25 сгорания. В камере 25 сгорания происходит смешивание сжатого потока воздуха 20 с находящимся под давлением топливом 30 и воспламенение указанной смеси с образованием потока газообразных продуктов 35 сгорания. Хотя на чертеже изображена только одна камера 25 сгорания, газотурбинный двигатель 10 может иметь любое количество указанных камер. Поток газообразных продуктов 35 сгорания в свою очередь подается в турбину 40. Поток газообразных продуктов 35 сгорания приводит в действие турбину 40 для выполнения механической работы. Механическая работа, выполняемая турбиной 40, приводит в действие компрессор 15, с помощью вала 45, и внешнюю нагрузку 50, например электрогенератор и подобное устройство.

[0115] Газотурбинный двигатель 10 может работать на природном газе, разного рода синтетическом газе и/или других видах топлива. Газотурбинный двигатель 10 может представлять собой любой из газотурбинных двигателей, предлагаемых компанией Дженерал Электрик, г.Скенектади, штат Нью-Йорк, США, включая, помимо прочего, газотурбинный двигатель 7 или 9 серии для тяжелых условий работы и ему подобные. Газотурбинный двигатель 10 может иметь разные конфигурации и может содержать элементы других видов. Также могут использоваться и другие типы газотурбинных двигателей. Газотурбинные установки с несколькими турбинами, другие типы турбин и другие виды генераторного оборудования также можно использовать совместно.

[0116] На фиг.2 - 5 изображены части устройства 100 секционного охлаждения сопловой лопатки турбины согласно настоящему изобретению. Устройство 100 может использоваться со многими турбинными сопловыми лопатками 105 описанной выше турбины 40 и т.п. Турбинные сопловые лопатки 105 могут являться частью конструкции разъемного корпуса. Каждая турбинная лопатка 105 может содержать профильную часть 110. Профильная часть 110 может проходить в виде консоли между внутренней боковой поверхностью 120 и наружной боковой поверхностью 140. Турбинные лопатки 105 могут быть объединены в периферическую группу с образованием ступени турбины вместе с лопатками ротора (не показаны).

[0117] Лопатка 105 может иметь наружную боковую поверхность 140, проходящую над профильной частью 110. Профильная часть 110 может быть по существу полой. В части 110 может быть расположена вставка 150, расположенная в аэродинамической части. Вставка 150 может иметь выполненные в ней отверстия 160 для охлаждающей среды. Отверстия 160 могут использоваться для направления охлаждающего потока 170 в части 110, с использованием охлаждения лобовым натеканием и т.п. Вставка 150 может проточно сообщаться с охлаждающим потоком 170, поступающим из компрессора 15, с помощью трубного уплотнения либо уплотнения другого типа в проходе 180 для охлаждающей среды высокого давления, являющегося частью контура охлаждения. При этом возможно использование нескольких проходов 180 для охлаждающей среды. Можно применять другие элементы и другие конфигурации.

[0118] Кроме того, устройство 100 может содержать дефлектор 200 для охлаждающей среды, расположенный на турбинной лопатке 105. Дефлектор 200 может быть расположен между притоком охлаждающей среды от компрессора 15 и наружной боковой поверхностью 140 лопатки 105. Дефлектор 200 может быть выполнен в виде нескольких сегментов 210. В частности, дефлектор 200 может быть разделен по меньшей мере на два сегмента 210, вплоть до одного сегмента 210 на каждую профильную часть 110 данной ступени. Уплотнение зазоров между каждым из сегментов 210 дефлектора можно выполнить с помощью шлицевого уплотнения и тому подобного.

[0119] Дефлектор 200 может использоваться как инжекционная пластина 230. В инжекционной пластине 230 могут быть выполнены отверстия 240. При этом можно использовать любое количество отверстий 240 или любые типы указанных отверстий. Вокруг пластины 230 может быть расположен первый уплотнительный слой 250. Второй уплотнительный слой 260 может быть расположен вокруг наружной боковой поверхности 140. Уплотнительные слои 250, 260 могут быть выполнены из любого прочного, термостойкого материала. Пластина 230 и уплотнительные слои 250, 260 могут окружать проход 180 для охлаждающей среды высокого давления, сообщающийся со вставкой 150. Камера 265 послеударного давления может быть ограничена между пластиной 230 и первым уплотнительным слоем 250 на одном конце и между наружной боковой поверхностью 140 и вторым уплотнительным слоем 260 на другом конце.

[0120] В процессе эксплуатации охлаждающий поток 170, поступающий от компрессора 15, может проходить через область 270 высокого давления, расположенную над дефлектором 200 и первым уплотнительным слоем 250, через область 280 среднего давления, расположенную в камере 265 между уплотнительными слоями 250, 260, и область 290 низкого давления, расположенную под камерой 265 и вторым уплотнительным слоем 260 над потоком газообразных продуктов сгорания. Когда охлаждающий поток 170 достигает сопловой лопатки 105, он имеет три возможные траектории протекания. Во-первых, через проход 180 для охлаждающей среды высокого давления охлаждающий поток 170 может непосредственно поступать во вставку 150, расположенную внутри профильной части 110, для охлаждения ее внутреннего пространства. Во-вторых, охлаждающий поток 170 может проходить через пластину 230 дефлектора 200 и охлаждать наружную боковую поверхность 140 с помощью лобового натекания. В-третьих, охлаждающий поток 170 может протекать через первый уплотнительный слой 250 в камеру 265. Затем послеударный воздух среднего давления может утекать через второй уплотнительный слой 260 в поток низкого давления газообразных продуктов 35 сгорания. Также можно применять другие конфигурации и другие элементы.

[0121] Благодаря направлению охлаждающего потока 170 непосредственно во вставку 150 через проход 180 для охлаждающей среды высокого давления в первом контуре 300 охлаждающий поток 170 из области 270 высокого давления можно использовать для охлаждения во вставке 150 без значительного падения давления. Благодаря использованию последовательно расположенных уплотнительных слоев 250, 260 во втором контуре 330 первый канал 310 протечки, управляемый областью 270 высокого давления, может проходить через дефлектор 200 и первый уплотнительный слой 250, тогда как второй канал 320 протечки проходит через второй уплотнительный слой 260 по направлению к потоку газообразных продуктов 35 сгорания, находящихся под низким давлением. Другими словами, охлаждающий поток 170, проходящий по второму каналу 320 протечки, выходит из области 280 среднего давления через второй уплотнительный слой 260 и к области 290 низкого давления потока газообразных продуктов 35 сгорания. Следовательно, перепад давления между камерой 265 и потоком газообразных продуктов 35 сгорания меньше перепада давления между охлаждающим потоком 170 и областью 270 высокого давления и потоком газообразных продуктов 35 сгорания. Таким образом, любая протечка с наружной боковой поверхности 140 лопатки может управляться давлением камеры 265, а не отбираемым от компрессора воздухом в области 270 высокого давления. В результате уплотнительные слои 250 и 260 совместно с дефлектором 200 устройства 100 могут обеспечить более низкую протечку и при этом позволяют использовать для охлаждения воздух из области 270 высокого давления без значительной потери давления.

[0122] Дефлектор 200 для устройства 100 может представлять собой отдельный элемент или выполнен заодно с другими элементами. В частности, на наружной боковой поверхности 140 могут быть отлиты полые мостообразные элементы, при этом способом машинной обработки в них выполняют отверстия для охлаждающей среды, так что в указанных элементах могут быть расположены уплотнительные слои 250, 260. К верхней части указанных мостообразных элементов или боковых поверхностей может быть прикреплена инжекционная пластина. В альтернативном варианте на наружных боковых поверхностях 140 может быть отлита замкнутая камера, в которой затем высверливают отверстия натекания и т.п. с уплотнительными слоями 250, 260 и тому подобным.

[0123] Таким образом, сопловая лопатка 105 с дефлектором 200 обеспечивает секционное охлаждение в турбине с разъемным корпусом. Такое секционное охлаждение уменьшает протечку и при этом обеспечивает подачу охлаждающего воздуха высокого давления в несколько контуров охлаждения без значительной потери давления. Уменьшенная протечка и более высокое давление охлаждающего воздуха могут обеспечить более высокую эффективность, увеличенный к.п.д. и более продолжительный срок службы элементов при ограниченных затратах и расходе материала.

[0124] Следует понимать, что все вышеизложенное относится только к некоторым вариантам выполнения настоящего изобретения. Любой специалист может выполнить многочисленные изменения и модификации этих вариантов, не выходя за рамки основной сущности и объема изобретения, которые определены в приведенной ниже формуле изобретения и ее эквивалентах.

1. Устройство (100) секционного охлаждения для подачи охлаждающего потока (170) в турбине (40) с потоком (35) газообразных продуктов сгорания, содержащее:

турбинную сопловую лопатку (105), имеющую вставку (150), расположенную в ее аэродинамической части, и наружную боковую поверхность (140), и

дефлектор (200) для охлаждающей среды, имеющий проход (180) для охлаждающей среды высокого давления, сообщающийся с указанной вставкой (150), в первом контуре (300), и инжекционную пластину (230), расположенную над указанной наружной боковой поверхностью (140), во втором контуре (330),

причем между инжекционной пластиной (230) и наружной боковой поверхностью (140) сопловой лопатки расположена камера (265) послеударного давления, и

дефлектор (200) для охлаждающей среды дополнительно содержит первый уплотняющий слой (250), проходящий вокруг инжекционной пластины (230).

2. Устройство (100) по п. 1, в котором дефлектор (200) для охлаждающей среды содержит сегменты (210).

3. Устройство (100) по п. 1, в котором вставка (150) сопловой лопатки выполнена с обеспечением поступления в нее первой части охлаждающего потока (170) через проход (180) для охлаждающей среды высокого давления, а камера (265) послеударного давления выполнена с обеспечением поступления в нее второй части охлаждающего потока через инжекционную пластину (230).

4. Устройство (100) по п. 1, в котором камера (265) послеударного давления содержит область (280) среднего давления.

5. Устройство (100) по п. 4, в котором камера (265) послеударного давления окружает проход (180) для охлаждающей среды высокого давления.

6. Устройство (100) по п. 3, в котором поток (35) газообразных продуктов сгорания содержит область (290) низкого давления.

7. Устройство (100) по п. 3, в котором над дефлектором (200) и первым уплотнительным слоем (250) расположена область (270) высокого давления.

8. Устройство (100) по п. 7, в котором сопловая лопатка содержит второй уплотняющий слой (260), расположенный вокруг наружной боковой поверхности (140) сопловой лопатки.

9. Устройство (100) по п. 8, в котором первый канал (310) для протечки образован через первый уплотняющий слой (250) и второй канал (320) для протечки образован через второй уплотняющий слой (260).

10. Устройство (100) по п. 1, в котором указанная вставка (150) имеет охлаждающие отверстия (160).

11. Устройство (100) по п. 1, в котором охлаждающий поток (170) сообщается с компрессором (15).

12. Устройство (100) по п. 1, в котором турбинная сопловая лопатка (105) содержит профильную часть (110), проходящую от внутреннего обода (120) лопатки к наружному ободу (130) лопатки, причем вставка (150) расположена в профильной части (110) лопатки.

13. Устройство (100) по п. 12, в котором проход (180) для охлаждающей среды высокого давления содержит трубное уплотнение.

14. Способ охлаждения сопловой лопатки (105) турбины (40), включающий:

подачу охлаждающего потока (300) первого контура под высоким давлением во вставку (150) профильной части (110) сопловой лопатки, расположенную в аэродинамической части этой лопатки, через дефлектор (200) для охлаждающей среды,

охлаждение профильной части (110) сопловой лопатки охлаждающим потоком (300) первого контура,

подачу охлаждающего потока (330) второго контура в камеру (265) послеударного давления, расположенную между инжекционной пластиной (230) дефлектора (200) для охлаждающей среды и наружной боковой поверхностью (140) сопловой лопатки (105),

уплотнение камеры (265) послеударного давления первым уплотнительным слоем (250), расположенным вокруг инжекционной пластины (230), и

охлаждение наружной боковой поверхности (140) сопловой лопатки охлаждающим потоком (330) второго контура.