Устройство охлаждения уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к охлаждению бандажных полок рабочих лопаток турбины, в частности уплотнительных гребней бандажных полок. Устройство охлаждения уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины содержит трубки подачи охлаждающего воздуха, расположенные в наружном кольце соплового аппарата и имеющие выходной срез у уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины. Трубки подачи охлаждающего воздуха расположены в наружном кольце соплового аппарата так, что их продольные оси наклонены в направлении вращения диска турбины под углом 25-65 градусов к плоскости сечения наружного кольца соплового аппарата, которая перпендикулярна продольной оси двигателя. Расстояние от выходного среза трубок подачи охлаждающего воздуха до уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины составляет от 3 до 1 внутреннего диаметра трубки. Изобретение позволяет улучшить охлаждение и увеличить прочность бандажных полок, а именно уплотнительных гребней рабочих лопаток турбины. 4 ил.

 

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к охлаждению бандажных полок рабочих лопаток турбины, в частности уплотнительных гребней бандажных полок.

Из уровня техники известно устройство подачи воздуха на лопатки турбины по патенту GB 1505534, выбранное в качестве аналога. Устройство содержит каналы (трубки) подачи воздуха, выполненные в корпусе наружного элемента соплового аппарата над уровнем расположения бандажных полок рабочих лопаток турбины под углом к радиальной составляющей рабочих лопаток турбины, при этом продольные оси каналов горизонтально расположены. Недостатком аналога является то, что каналы (трубки) подачи воздуха предназначены для смешивания воздуха (текучей среды) в зоне уплотнений с целью демпфирования колебаний ротора турбины, преимущественно, в зоне максимальной амплитуды колебаний. Следовательно, устройство не предназначено для эффективного охлаждения бандажных полок охлаждаемых лопаток, где охлаждаемый воздух выдувается в радиальный зазор за уплотнительным гребнем бандажных полок.

Из уровня техники известно устройство охлаждения бандажной полки рабочей лопатки турбины по патенту RU 2462600, выбранное в качестве наиболее близкого аналога (прототипа). Устройство содержит отверстие инжекционного охлаждения, находящееся выше по потоку сотовых уплотнений и направленное под углом к оси ротора турбины по направлению к бандажной полке. Недостатком аналога является недостаточное охлаждение уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины, особенно у верхнего края со стороны радиального зазора. Большая часть охлаждающего воздуха затягивается под бандажную полку рабочей лопатки со стороны спинки рабочей лопатки (до 90%), а через осевой зазор к уплотнительному гребню поступает газ из турбинного тракта.

Технический результат заключается в улучшении охлаждения и увеличения прочности бандажных полок, а именно уплотнительных гребней рабочих лопаток турбины.

Улучшение охлаждения бандажных полок рабочих лопаток турбины, в частности уплотнительных гребней бандажных полок в целом положительно влияет на аэродинамические показатели рабочих колес турбины и снижает расход охлаждающего воздуха.

Технический результат достигается тем, что устройство охлаждения уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины содержит трубки подачи охлаждающего воздуха, расположенные в наружном кольце соплового аппарата и имеющие выходной срез у уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины. При этом трубки подачи охлаждающего воздуха расположены в наружном кольце соплового аппарата так, что их продольные оси расположены и наклонены в направлении вращения диска турбины под углом 25-65 градусов к плоскости сечения наружного кольца соплового аппарата, которая перпендикулярна продольной оси двигателя.

Количество трубок подачи охлаждающего воздуха выбрано из расчета минимального расстояния от выходного среза трубок подачи охлаждающего воздуха до стенок уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток с учетом возможных осевых перемещений ротора и оптимального при заданном расходе воздуха диаметра трубок для охлаждения рабочих лопаток турбины.

Расстояние от выходного среза трубок подачи охлаждающего воздуха до стенок уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины составило от 3 до 1 внутреннего диаметра трубки.

Изобретение поясняется следующими чертежами.

На фиг. 1 - ступень турбины низкого давления с установленной трубкой подачи охлаждающего воздуха и рабочей лопаткой турбины с бандажной полкой.

На фиг. 2 - вид сверху на ступень турбины низкого давления с установленной трубкой подачи охлаждающего воздуха и рабочей лопаткой турбины с бандажной полкой.

На фиг. 3 - установка трубки подачи охлаждающего воздуха в наружном кольце соплового аппарата (вид со стороны выходных кромок соплового аппарата).

На фиг. 4 - установка трубки подачи охлаждающего воздуха в наружном кольце соплового аппарата (вид сверху на сопловой аппарат).

На фиг. 1, поясняющей сущность заявленного изобретения, изображены следующие позиции: трубка подачи охлаждающего воздуха 1; наружное кольцо соплового аппарата 2; рабочие лопатки турбины 3; сопловой аппарат 4; уплотнительные гребни рабочих лопаток турбины 5.

Трубки подачи охлаждающего воздуха равномерно располагаются в заранее выполненных отверстиях в наружном кольце соплового аппарата по его окружности и припаиваются к нему для фиксации в пространстве. Трубки подачи охлаждающего воздуха выполнены над уровнем начала расположения бандажных полок рабочих лопаток турбины, но не выше верхнего края уплотнительного гребня бандажных полок со стороны радиального зазора. Трубки подачи охлаждающего воздуха расположены перед первым уплотнительным гребнем каждой бандажной полки рабочей лопатки. При этом выходной срез каждой трубки подачи охлаждающего воздуха располагается как можно ближе к уплотнительному гребню бандажной полки рабочей лопатки турбины таким образом, чтобы исключить задевание трубки об уплотнительный гребень при осевом перемещении диска турбины на всех режимах работы двигателя. Поток охлаждающего воздуха, выходящий из трубок подачи охлаждающего воздуха, направляется ими в сторону вращения бандажных полок рабочих лопаток, т.е. по направлению вращения диска турбины.

Положение оси, по которой трубка подачи охлаждающего воздуха вставляется в отверстие наружного кольца соплового аппарата, определяется, например, следующим образом. Угол блока соплового аппарата (если смотреть со стороны его выходной кромки) в сборке совмещается с вертикальной осью Z, проходящей через ось двигателя X (фиг. 3, 4). Ось А, определяющая положение трубки подачи охлаждающего воздуха в окружном направлении, проходит через начало координат и повернута относительно оси Z вокруг оси двигателя X на угол γ=360/2n, где n - число трубок, приходящееся на сопловой аппарат турбины (сопловой венец). Плоскость, в которой лежат оси Y, Z, А, а также точка привязки оси трубки подачи охлаждающего воздуха в пространстве, перпендикулярна продольной оси газотурбинного двигателя X и находится на расстоянии ΔХ от стенки верхней бандажной полки соплового блока. Положение точки привязки оси трубки подачи охлаждающего воздуха по оси А определяется размером ΔА, замеренным от верхней бандажной полки соплового блока (фиг. 3). Угол установки трубки α - это угол поворота оси трубки В относительно оси А.

Для определения оптимального угла установки оси трубки, относительно фронта потока, необходимо определить скорость вращения бандажной полки и скорость истечения воздуха из трубки.

Скорость вращения бандажной полки рабочей лопатки турбины определяется из следующего выражения:

U=ω⋅2π⋅r

Где ω - частота вращения диска ротора (об/сек);

r - радиус бандажной полки.

Скорость истечения воздуха из трубки подачи охлаждающего воздуха определяется из следующей зависимости, полученной из уравнения теплосодержания и уравнения состояния идеального газа:

Где ср - теплоемкость воздуха при постоянном давлении;

k - показатель адиабаты;

Т0* - полная температура воздуха в распределительной камере;

Р0* - полное давление в распределительной камере;

P1 - статическое давление воздуха на выходе из направляющей трубки.

Используя известные соотношения для треугольников скоростей между статором и ротором турбины, получаем уравнение, связывающее угол установки трубки и угол истечения воздуха из трубки подачи охлаждающего воздуха в относительном движении во вращающейся системе координат рабочей лопатки. Приведем это уравнение без вывода:

С2⋅cos(α)2-2C⋅U⋅sin(β)2⋅cos(α)-С2⋅cos(β)2+U2⋅sin(β)=0

Где α - угол установки трубки;

β - угол истечения воздуха из трубки подачи охлаждающего воздуха в относительном движении во вращающейся системе координат рабочей лопатки;

U - скорость вращения бандажной полки рабочей лопатки турбины.

При этом углы α и β отсчитываются относительно фронта потока.

Отметим, что ударное охлаждение получается тем эффективнее, чем выше скорость натекания потока охлаждающего воздуха на уплотнительный гребень бандажной полки рабочих лопаток турбины и чем ближе при этом угол натекания к 90°. Однако такое сочетание на практике достигается редко, а именно когда полные параметры воздуха (температура и давление) позволяют получить высокую скорость истечения потока из трубок подачи охлаждающего воздуха.

По зависимости α=f(β), полученной из указанного выше квадратного уравнения, можно оценить возможный диапазон углов натекания потока охлаждающего воздуха на уплотнительный гребень бандажных полок рабочих лопаток турбины при соответствующих параметрах охлаждающего воздуха (температура и давление) и частоте вращения диска ротора. Следовательно, рассматривая различные варианты углов β выхода охлаждающего воздуха из трубки подачи охлаждающего воздуха и исходя из диапазона углов потока и скорости натекания охлаждающего воздуха на каждый уплотнительный гребень бандажных полок рабочих лопаток турбины в относительном движении во вращающейся системе координат рабочей лопатки, можно выбрать оптимальные углы β.

Типична ситуация, когда при данном перепаде давлений скорость выхода потока воздуха из трубки подачи охлаждающего воздуха ниже скорости вращения диска ротора. При этом становится принципиально невозможно получить близкий к 90° угол натекания охлаждающего воздуха на уплотнительный гребень, т.к. при любом угле установки трубки α окружная составляющая скорости выходящего потока охлаждающего воздуха Cu=C⋅cos(α) существенно меньше окружной скорости бандажной полки при вращении диска турбины, а осевая составляющая скорости Са=C⋅sin(α) невелика, что приводит к быстрому отклонению потока от оптимального направления. В этом случае особенно важно обеспечить расстояние от выходного среза трубки подачи охлаждающего воздуха до уплотнительного гребня бандажной полки рабочей лопатки турбины, равное трем и менее диаметрам внутреннего отверстия трубки.

Было также определено оптимальное число трубок подачи охлаждающего воздуха при одинаковой суммарной площади их отверстий. Были рассмотрены варианты, когда одна охлаждающая трубка приходилась на две рабочие лопатки турбины, одна охлаждающая трубка приходилась на четыре рабочие лопатки и одна охлаждающая трубка приходилась на шесть рабочих лопаток. Оптимальным оказался вариант, когда одна трубка приходилась на охлаждение четырех рабочих лопаток турбины, при этом относительная дальность от выхода потока охлаждающего воздуха из трубки на ее выходном срезе до стенки уплотнительного гребня бандажной полки рабочей лопатки турбины составила два внутренних диаметра трубки. Абсолютная дальность до уплотнительного гребня во всех вариантах была одинаковой, минимально возможной.

Устройство работает следующим образом. Воздух, снятый с промежуточной ступени компрессора и предназначенный для охлаждения впереди стоящего соплового аппарата, делится на две части. Вторая часть охлаждающего воздуха подается в трубки подачи охлаждающего воздуха, размещенные в наружном кольце соплового аппарата над уровнем начала расположения бандажных полок рабочих лопаток турбины. Трубки подачи охлаждающего воздуха не только формируют поток охлаждения, но и направляют его оптимальным образом, при этом основная доля потенциальной энергии охлаждающего воздуха от перепада давления переходит в кинетическую энергию, охлаждая одновременно воздух в трубке. При этом нижняя часть струи воздуха из трубки, захватывается наружной стороной бандажной полки ротора, верхняя же часть струи воздуха из трубки непосредственно бьет в уплотнительный гребень бандажной полки рабочей лопатки турбины, который одновременно является также силовым элементом бандажной полки. Так как окружная скорость воздуха и скорость бандажной полки близки, то происходит своеобразное прямое ударное охлаждение уплотнительного гребня бандажной полки рабочей лопатки турбины. Далее, основное количество охлаждающего воздуха уходит в радиальный зазор над уплотнительным гребнем, охлаждая также еще и дополнительно полку за ним. Вторая часть потока делает оборот над полкой перед уплотнительным гребнем бандажной полки рабочей лопатки турбины и уходит в осевой зазор, препятствуя входу горячего газа из тракта на верхнюю часть бандажной полки рабочей лопатки турбины. Охлаждающий воздух до контакта с охлаждаемым телом минимально распыляется и перемешивается с газом, при этом хладагент минимальным образом нагревается от вращения охлаждаемой полки (поток охладителя не сильно разгоняется), тем самым при контакте обеспечивается максимальный перепад температур между охладителем и охлаждаемым телом.

Рассматривались несколько вариантов охлаждения бандажных полок рабочих лопаток. Вариант расположения отверстий под бандажной полкой сопловых лопаток и вариант обдува из отверстий, расположенных непосредственно над бандажной полкой рабочих лопаток. По сравнению с другими вариантами внешнего охлаждения, охлаждение с помощью направляющих трубок дало существенно лучший результат. Благодаря инертности тепловых процессов и неравномерности скорости разных частей охлаждающего воздуха, выходящего из трубок (размывание струи воздуха по бандажной полке), можно существенно сократить число охлаждающих элементов (трубок) увеличивая диаметр (мощность каждой из струй), тем самым увеличивая эффект ударного охлаждения.

Устройство охлаждения уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины содержит трубки подачи охлаждающего воздуха, расположенные в наружном кольце соплового аппарата и имеющие выходной срез у уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины, отличающееся тем, что трубки подачи охлаждающего воздуха расположены в наружном кольце соплового аппарата так, что их продольные оси наклонены в направлении вращения диска турбины под углом 25-65 градусов к плоскости сечения наружного кольца соплового аппарата, которая перпендикулярна продольной оси двигателя, причем расстояние от выходного среза трубок подачи охлаждающего воздуха до уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины составляет от 3 до 1 внутреннего диаметра трубки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинный двигатель, включающий в себя контур (10) охлаждения окружающего воздуха, содержащий охлаждающий канал (26), расположенный в лопатке (22) турбины и в сообщении по текучей среде с источником (12) окружающего воздуха; и предварительный завихритель (18), причем упомянутый предварительный завихритель содержит внутренний обод, наружный обод и множество направляющих лопаток, каждая проходящая от внутреннего обода до наружного обода.

Изобретение относится к авиационным силовым установкам. Авиационная силовая установка состоит из входного устройства (1), турбокомпрессора (2) с отбором воздуха за компрессором для охлаждения лопаток турбины, выходного устройства (3).

Группа изобретений относится к гиперзвуковым самолетам. Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой содержит фюзеляж, складываемые консоли крыла, два маршевых комбинированных двигателя, два маршевых ракетных двигателя, складывающиеся консоли переднего горизонтального оперения и кабину пилотов.

Узел инжекционного охлаждения для использования во внутренней платформе сопловой лопатки турбины содержит вставку инжекционного охлаждения, камеру инжекционного охлаждения и трубный элемент.

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.

Изобретение относится к области теплоэнергетического машиностроения и может быть использовано при модернизации действующего оборудования и создании новых турбин. Предложен двухпоточный цилиндр среднего давления паровой турбины, включающий наружный и внутренний корпусы, ротор с дисками и рабочими лопатками проточной части прямого и обратного потоков, направляющие лопатки первых ступеней прямого и обратного потоков, диафрагмы вторых ступеней прямого и обратного потоков, кольцевое экранирующее тело, установленное в центральной части внутреннего корпуса, и обойму, расположенную осесимметрично внутри экранирующего тела и снабженную кольцевыми камерами, соединенными между собой и имеющими отверстия на внутренней и торцевых стенках обоймы, трубопровод подачи охлаждающего пара от внешнего источника в обойму, при этом в диафрагмах вторых ступеней прямого и обратного потоков выполнены кольцевые камеры и установлены форсунки, в направляющих лопатках диафрагм вторых ступеней обоих потоков выполнены отверстия, причем кольцевые камеры в диафрагмах соединены посредством трубопроводов с внешним источником охлаждающего пара, кроме этого в кольцевом экранирующем теле выполнены отверстия для перепуска пара, а трубопровод подачи охлаждающего пара от внешнего источника в обойму установлен в дополнительный защитный трубопровод, закрепленный во внутреннем корпусе. Заявленное техническое решение позволяет повысить надежность цилиндра турбины за счет повышения эффективности охлаждения дисков первых ступеней и центральной части ротора. Заявленная конструкция системы охлаждения, при перекосах давления за направляющими лопатками первых ступеней между прямым и обратным потоками до 100 КПа, позволяет надежно охлаждать центральную часть ротора двухпоточных цилиндров и наиболее напряженные диски первых ступеней обоих потоков со стороны паровпуска и со стороны вторых ступеней, при этом снижается ползучесть металла, увеличивается его длительная прочность, в результате чего продлевается ресурс работы ротора. Установка дополнительного трубопровода также позволяет существенно повысить эффективность охлаждения ротора за счет эффекта экранирования, получаемого при установке трубопровода подачи охлаждающего пара в дополнительный защитный трубопровод. 1 ил.

Настоящее изобретение описывает турбину (100), содержащую опорный конструктивный элемент (101), который проходит вдоль направления (102) по окружности турбины (100), при этом опорный конструктивный элемент (101) имеет канавку (103), через которую может направляться охлаждающий воздух. Канавка (103) проходит вдоль направления (102) по окружности. Турбина (100) содержит первый отражательный элемент (110) кольца, имеющий множество первых охлаждающих отверстий, и второй отражательный элемент (120) кольца, имеющий множество вторых охлаждающих отверстий, при этом первый отражательный элемент (110) кольца и второй отражательный элемент (120) кольца установлены один за другим вдоль направления (102) по окружности относительно канавки (103) так, что канавка (103) закрыта первым отражательным элементом (110) кольца и вторым отражательным элементом (120) кольца. Первый соединительный элемент (130) кольца расположен между первым отражательным элементом (110) кольца и вторым отражательным элементом (120) кольца так, что канавка (103) закрыта первым соединительным элементом (130) кольца между первым отражательным элементом (110) кольца и вторым отражательным элементом (120) кольца. Первый соединительный элемент (130) кольца образует скользящий контакт со вторым отражательным элементом (120) кольца. Достигается уменьшение потерь охлаждающего воздуха во время теплового расширения компонентов газовой турбины. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 6 ил.

Охлаждающий бандажный узел турбины для газотурбинной установки содержит внешний и внутренний бандажные элементы. Внешний бандажный элемент расположен внутри турбинной секции газотурбинной установки вблизи корпуса турбинной секции и имеет, по меньшей мере, один воздуховод для введения в этот элемент охлаждающей текучей среды. Внутренний бандажный элемент расположен во внутреннем радиальном направлении относительно внешнего бандажного элемента и жестко с ним соединен. Внутренний бандажный элемент имеет микроканалы, проходящие в окружном направлении, или осевом направлении, или в обоих этих направлениях, для охлаждения внутреннего бандажного элемента охлаждающей текучей средой из, по меньшей мере, одного воздуховода. Во внешнем бандажном элементе, или во внутреннем бандажном элементе, или в обоих этих элементах выполнены входные отверстия микроканалов для направления охлаждающей текучей среды из внешнего бандажного элемента в микроканалы и покрытие. Покрытие расположено вблизи внутренней поверхности внутреннего бандажного элемента и предназначено для герметичного закрытия микроканалов для защиты их от тракта горячего газа газотурбинной установки. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения и увеличение срока службы. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к энергетике. Сборка турбины в турбинном двигателе, имеющая внешний корпус, внутренний корпус, кольцевой путь отработанного газа, определяемый между внешней и внутренней стенками пути потока, а также полость выхлопного кожуха турбины. Множество структурных раскосов поддерживают внутренний корпус на внешнем корпусе, при этом обтекатель окружает каждый из раскосов в области, простирающейся между внешней и внутренней стенками пути потока. Первый путь продувочного воздуха проводит охлаждающий продувочный воздух радиальным образом внутрь к внутреннему корпусу, причём второй путь продувочного воздуха проводит охлаждающий продувочный воздух радиальным образом наружу для обеспечения потока продувочного воздуха к положению полости выхлопного кожуха радиально наружу от внешней стенки пути потока. Также представлен вариант сборки турбины в турбинном двигателе. Изобретение позволяет обеспечить тепловую защиту выхлопного кожуха сборки турбины. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к паротурбинной установке (1) с паровой турбиной (6) и к возможности охлаждения паровой турбины путем принудительного охлаждения. Паротурбинная установка с паровой турбиной, включающей участок впуска пара, участок выпуска пара и размещенную в корпусе турбины аксиально между первыми двумя участками лопаточную решетку, а также с вытяжным устройством для отведения охлаждающей текучей среды из корпуса турбины. Предусмотрен впуск охлаждающей жидкости с запирающим и открывающим запорным органом. Запорный орган установлен вверх по потоку участка выпуска пара относительно направления потока рабочего пара через паровую турбину при обычном режиме эксплуатации. Запорный орган активируется охлаждающей текучей средой после отключения мощности в режим охлаждения ниже рабочей температуры в корпусе турбины. Паротурбинная установка содержит клапан, через который проходит охлаждающая среда. Клапан содержит осушающее устройство для осушения клапана. Это устройство содержит дренажный трубопровод и ответвление, соединенное гидравлически с впускным отверстием для охлаждающей среды. Способ охлаждения паровой турбины с корпусом турбины, при котором после отключения мощности впускное отверстие для охлаждающей текучей среды гидравлически соединяют с корпусом турбины и пропускают с поглощением теплоты через впускное отверстие для охлаждающей среды, поступающую охлаждающую среду, в частности воздух, с помощью вытяжного устройства сквозь корпус турбины в направлении потока рабочего пара через паровую турбину в обычном рабочем режиме. Охлаждающую рабочую среду пропускают через клапан. Клапан содержит осушающее устройство, через которое пропускают охлаждающую текучую среду. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области теплоэнергетики, в частности к способу и устройству для охлаждения высокотемпературных шпилек корпуса и фланцевых соединений паровых турбин тепловых электрических станций (ТЭС, ТЭЦ), в частности высокотемпературных шпилек фланцевых разъемов уплотнения цилиндра высокого давления (ЦВД), и может быть использовано в системах охлаждения шпилек турбин типа ПТ. Поставленная техническая задача в способе охлаждения высокотемпературных шпилек паровых турбин, включающем подвод охлаждающего пара по охлаждающей линии из проточного канала с одной стороны и отвод охлаждающего пара по отводящей линии с другой стороны, достигается за счет того, что отбор пара происходит из ступени среднего или низкого давления паровой турбины с последующим направлением отобранного пара для охлаждения высокотемпературных шпилек паровых турбин, при этом регулирование скорости потока отобранного пара осуществляется за счет регулировки запорной арматуры на линиях отбора пара из ступени низкого или среднего давления паровой турбины, а регулировка температуры отобранного пара осуществляется за счет его отбора со ступеней низкого или среднего давления паровой турбины, далее отобранный пар направляется через цилиндрический патрубок в цилиндрическую металлическую трубку меньшего диаметра и далее, распределяясь в объеме, попадает в охлаждающий цилиндрический канал, где отобранный пар через перфорацию в цилиндрической металлической трубке меньшего диаметра подается в охлаждающий цилиндрический канал, где снимает часть теплоты с внутренней поверхности внешней цилиндрической трубки большего диаметра и, вследствие теплоотдачи, сам нагревается, при этом охлаждает стенки внешней цилиндрической металлической трубки большего диаметра, далее пар вытесняется в отводящий цилиндрический патрубок и далее либо возвращается в цикл паротурбинной установки, либо направляется в атмосферу. Поставленная техническая задача в устройстве для осуществления способа охлаждения высокотемпературных шпилек паровых турбин, содержащем охлаждающие цилиндрические каналы, перфорацию, достигается за счет того, что охлаждающий цилиндрический канал образован двумя цилиндрическими металлическими трубками с основаниями, имеющими общую вертикальную ось, причем цилиндрическая металлическая трубка меньшего диаметра имеет перфорацию и соединена с цилиндрическим патрубком, а внешняя цилиндрическая металлическая трубка большего диаметра соединена с отводящим цилиндрическим патрубком. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области транспорта газа и теплоэнергетики, в частности к системе охлаждения высокотемпературных шпилек, корпуса и фланцевых соединений газовых турбин, и может быть использовано в энергетических газотурбинных установках (ГТУ) в составе комбинированных парогазовых установок (ПГУ) или в ГТУ в составе привода газоперекачивающих агрегатов компрессорных станций. Технической задачей заявленного технического решения по способу охлаждения высокотемпературных шпилек газовых турбин и устройству для его осуществления является повышение долговечности и надежности уплотнения фланцевых соединений корпуса газотурбинной установки и устранение утечек через разъемы фланцевых соединений корпуса газотурбинной установки вследствие уменьшения термического напряжения на соединительных шпильках фланцевых соединений без изменения основных конструктивных элементов газовой турбины, шпилек, корпуса и фланцевых соединений газовых турбин. Поставленная техническая задача в способе охлаждения высокотемпературных шпилек газовых турбин, включающем подвод охлаждающего воздуха во внутренние полости через воздушные каналы с перфорированными отверстиями в стенке и подачу охлаждающего воздуха из воздушной полости, достигается тем, что отбор воздуха происходит из ступени компрессора с последующим направлением отобранного воздуха для охлаждения высокотемпературных шпилек газовых турбин, при этом регулирование скорости потока отобранного воздуха осуществляется за счет регулировки запорной арматуры на линиях отбора воздуха из ступени компрессора, а регулировка температуры отобранного воздуха осуществляется за счет его отбора со ступеней компрессора, далее отобранный воздух направляется через цилиндрический патрубок в цилиндрическую металлическую трубку меньшего диаметра и далее, распределяясь в объеме, попадает в охлаждающий цилиндрический канал, где отобранный воздух через перфорацию в цилиндрической металлической трубке меньшего диаметра подается в охлаждающий цилиндрический канал, где снимает часть теплоты с внутренней поверхности внешней цилиндрической трубки большего диаметра и вследствие теплоотдачи сам нагревается, при этом охлаждает стенки внешней цилиндрической металлической трубки большего диаметра, и далее воздух вытесняется в отводящий цилиндрический патрубок и далее либо возвращается в цикл газовой турбины, либо направляется в атмосферу. Поставленная техническая задача в устройстве для охлаждения высокотемпературных шпилек газовых турбин, содержащем охлаждающие цилиндрические каналы, перфорацию, достигается тем, что охлаждающий цилиндрический канал образован двумя цилиндрическими металлическими трубками с основаниями, имеющими общую вертикальную ось, причем цилиндрическая металлическая трубка меньшего диаметра имеет перфорацию и соединена с цилиндрическим патрубком, а внешняя цилиндрическая металлическая трубка большего диаметра соединена с отводящим цилиндрическим патрубком. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к охлаждению бандажных полок рабочих лопаток турбины, в частности уплотнительных гребней бандажных полок. Устройство охлаждения уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины содержит трубки подачи охлаждающего воздуха, расположенные в наружном кольце соплового аппарата и имеющие выходной срез у уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины. Трубки подачи охлаждающего воздуха расположены в наружном кольце соплового аппарата так, что их продольные оси наклонены в направлении вращения диска турбины под углом 25-65 градусов к плоскости сечения наружного кольца соплового аппарата, которая перпендикулярна продольной оси двигателя. Расстояние от выходного среза трубок подачи охлаждающего воздуха до уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины составляет от 3 до 1 внутреннего диаметра трубки. Изобретение позволяет улучшить охлаждение и увеличить прочность бандажных полок, а именно уплотнительных гребней рабочих лопаток турбины. 4 ил.

Наверх