BE430583A

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Publication number: BE430583A
Authority: BE
Priority date: 1937-11-22
Also published as: FR846268A

Description

       

  Procédé et dispositif pour le fonctionnement d'une turbine à gaz.

  
Pour le fonctionnement de turbines pour la transformation de l'énergie d.e gaz de combustion chauds en travail mécanique,
(par exemple des turbines à gaz d'échappement pour moteurs à combustion interne) il est important que les aubes de la turbine soient protégées d'un échauffement excessif par les gaz de propulsion chauds vu que la solidité des matériaux des aubes s'abaisse en cas de fort échauffement et que les aubes ne supportent plus alors les sollicitations élevées auxquelles elles

  
 <EMI ID=1.1>  

  
chauffement trop intense des aubes, il a déjà été proposé de prévoir dans le rotor de la turbine, dans lequel les aubes sont fixées par leur pied, un canal s'étendant à proximité du pied des aubes et parcouru par un liquide de refroidissement de telle manière que la chaleur transmise aux aubes par les gaz de propulsion est évacuée, par l'intermédiaire du pied des au-

  
 <EMI ID=2.1> 

  
canal à liquide, vers le liquide de refroidissement. Cette mesure ne permet pas toujours d'obtenir une évacuation suffisante de la chaleur des corps des aubes, en particulier lorsque la turbine doit donner avec un encombrement aussi minime que possible et un poids propre aussi bas que possible, une puissance élevée, comme c'est le cas dans les turbines à gaz d'é-

  
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d'engins de locomotion aérienne. Dans de semblables installations de machines on ne peut pas obtenir toujours une évacuation suffisante de la chaleur des corps des aubes avec les moyens connus, de façon sûre, en particulier lorsqu'il s'agit d'une turbine pour l'utilisation de l'énergie des gaz d'échappement particulièrement chauds de moteurs à allumage (moteurs Otto) .

  
La présente invention concerne un procédé pour le fonctionnement de turbines à gaz, dans lequel on produit un refroidissement suffisant des corps des aubes avec sécurité. Suivant la présente invention, ce résultat est obtenu dans les turbines du genre mentionné par le fait que les copps d'aube faisant saillie sur le support d'aubes (rotor) ne reçoivent l'action de gaz de propulsion chauds que sur une partie de leur longueur et que la partie restante (non frappée par les gaz de propulsion) est exposée, en vue de l'évacuation de la chaleur qui lui est transmise par les gaz de propulsion, à un courant d'air

  
de refroidissement qui enferme le support d'aubes à la manière d'un cylindre creux. L'invention procure en outre un dispositif

  
pour la réalisation du procédé, sous la forme d'une turbinera gaz dans laquelle suivant la présente invention on a prévu dans la partie de l'enveloppe de la turbine une cavité à raccorder à une source d'air comprimé (réceptacle à air comprimé) qui est en communication avec une fente de sortie circulaire, dirigée vers la partie des aubes qui n'est pas frappée par les gaz de propulsion.

  
Le dessin annexé représente deux formes de réalisation de l'invention. Les pièces correspondantes portent sur les figures les mêmes chiffres de référence.

  
La 'fige 1 montre une installation de moteur à combustion interne comportant une turbine à gaz d'échappement pour l'actionnement du ventilateur à air de balayage ou de charge.

  
La fig. 2 montre une autre forme de réalisation de la turbine.

  
L'installation de machine représentée à la fig. 1 comprend le moteur à combustion interne M, la turbine à gaz d'échappement T et le compresseur G à air de balayage et de charge.La partie d'enveloppe 1 de la turbine T qui reçoit les gaz de propulsion est raccordée par l'intermédiaire d'une conduite d'amenée 2 aux ouvertures d'échappement des cylindres de travail du

  
 <EMI ID=4.1> 

  
l'arbre 4 de la turbine, sur lequel est fixé le rotor de turbine 5; l'autre palier 6 pour cet arbre est formé par la partie d'enveloppe 7 située du côté de la sortie de la turbine. Le rotor 5 porte les aubes 8 qui sont fixées par leur pied 9 dans une cavité faite au tour dans le corps 5 du rotor. La partie d'enveloppe 1 recevant les gaz de propulsion est pourvue d'aubes directrices 10 qui sont établies de telle façon que les gaz sortant vers le rotor frappent les aubes 8 du rotor seulement sur une partie de leur longueur, savoir sur leur partie externe 8a, tandis que la partie interne 8b n'est pas en contact avec les gaz de propulsion. Dans l'enveloppe de la turbine on a prévu en

  
 <EMI ID=5.1> 

  
tenant avantageusement un organe de réglage 17, à une conduite d'air comprimé 25 et qui présente du côté du rotor une fente

  
 <EMI ID=6.1> 

  
l'air passant par la fente 18 baigne la partie 8b des aubes

  
qui n'est pas frappée: par les gaz de propulsion. La conduite dtair comprimé 25 est raccordée d'une part au refoulement du compresseur G à air de balayage et de charge, qui comprend la partie 20 d'enveloppe et la partie tournante 21, fixée sur l'arbre 4 de la turbine et actionnée par ce dernier. A l'autre extrémité, la conduite de refoulement d'air 25 est raccordée aux ouvertures d'admission des cylindres de travail du moteur à

  
 <EMI ID=7.1> 

  
Dans une semblable installation, lorsque la turbine marche, le compresseur produit de l'air comprimé qui est évacué par la conduite 25 et dont une partie parvient par le branchement 16 dans la cavité 15 (réceptacle à air comprimé) de l'enveloppe de la turbine.Cet air s'écoule par la fente de sortie circulaire 18 de la cavité 15 dans la direction du rotor 5 de la turbine et baigne alors la partie 8b, non atteinte par les gaz de propulsion, des aubes du rotor. L'air absorbe la chaleur transmise des gaz de propulsion à la partie frappée 8a des aubes du rotor et s'écoulant vers la partie 8b non atteinte, de sorte que de cette manière on obtient un refroidissement efficace des aubes.

  
Il est particulièrement avantageux de donner à la partie des aubes de turbine baignée par le. courant d'air de refroidissement une forme telle que la force exercée par le courant d'air de refroidissement sur cette partie produit un moment de.rotation qui a le même sens que le moment de rotation produit par les gaz de propulsion. On peut récupérer de cette manière une partie du travail employé pour la compression de 11 air de refroidissement.

  
Dans les cas où il faut compter sur un échauffèrent particulièrement intense des aubes du rotor, on peut employer outre le refroidissement par courant d'air, le refroidissement pa&#65533;



  Method and device for operating a gas turbine.

  
For the operation of turbines for the transformation of the energy of hot combustion gases into mechanical work,
(e.g. exhaust gas turbines for internal combustion engines) it is important that the turbine blades are protected from excessive heating by hot propellant gases as the strength of the blade material decreases in consequence. case of strong heating and the blades no longer withstand the high stresses to which they

  
 <EMI ID = 1.1>

  
excessive heating of the blades, it has already been proposed to provide in the rotor of the turbine, in which the blades are fixed by their root, a channel extending near the root of the blades and through which a cooling liquid of such so that the heat transmitted to the vanes by the propellant gases is evacuated, via the foot of the au-

  
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liquid channel, to the coolant. This measure does not always make it possible to obtain sufficient heat dissipation from the blade bodies, in particular when the turbine must give, with as little space as possible and a dead weight as low as possible, a high power, like that. is the case in gas turbines of

  
 <EMI ID = 3.1>

  
air locomotion vehicles. In such machine installations, it is not always possible to obtain sufficient heat dissipation from the blade bodies with known means, in a reliable manner, in particular when it is a question of a turbine for the use of the blade. energy from particularly hot exhaust gases of ignition engines (Otto engines).

  
The present invention relates to a method for the operation of gas turbines, in which sufficient cooling of the blade bodies is produced with safety. According to the present invention, this result is obtained in turbines of the type mentioned by the fact that the blade copps projecting on the blade support (rotor) receive the action of hot propellant gases only on a part of the blade. their length and that the remaining part (not struck by the propellant gases) is exposed, with a view to evacuating the heat transmitted to it by the propellant gases, to a current of air

  
cooling which encloses the blade support in the manner of a hollow cylinder. The invention further provides a device

  
for carrying out the process, in the form of a gas turbine in which according to the present invention there is provided in the part of the casing of the turbine a cavity to be connected to a source of compressed air (compressed air receptacle) which is in communication with a circular exit slot, directed towards the part of the blades which is not struck by the propellant gases.

  
The accompanying drawing represents two embodiments of the invention. The corresponding parts bear the same reference numbers in the figures.

  
Figure 1 shows an internal combustion engine installation comprising an exhaust gas turbine for actuating the purging or charging air fan.

  
Fig. 2 shows another embodiment of the turbine.

  
The machine installation shown in fig. 1 comprises the internal combustion engine M, the exhaust gas turbine T and the purge and charge air compressor G. The shell part 1 of the turbine T which receives the propellant gases is connected by the through a supply line 2 to the exhaust openings of the working cylinders of the

  
 <EMI ID = 4.1>

  
the shaft 4 of the turbine, on which the turbine rotor 5 is fixed; the other bearing 6 for this shaft is formed by the casing part 7 located on the side of the outlet of the turbine. The rotor 5 carries the blades 8 which are fixed by their root 9 in a cavity made in turn in the body 5 of the rotor. The casing part 1 receiving the propellant gases is provided with guide vanes 10 which are established in such a way that the gases exiting towards the rotor strike the blades 8 of the rotor only over a part of their length, namely on their outer part. 8a, while the internal part 8b is not in contact with the propellant gases. In the casing of the turbine,

  
 <EMI ID = 5.1>

  
advantageously holding an adjusting member 17 to a compressed air pipe 25 and which has a slot on the rotor side

  
 <EMI ID = 6.1>

  
the air passing through the slot 18 bathes the part 8b of the blades

  
which is not struck: by propellant gases. The compressed air line 25 is connected on the one hand to the discharge of the purging and charging air compressor G, which comprises the casing part 20 and the rotating part 21, fixed to the shaft 4 of the turbine and actuated by this last. At the other end, the air discharge line 25 is connected to the inlet openings of the working cylinders of the engine to

  
 <EMI ID = 7.1>

  
In a similar installation, when the turbine is running, the compressor produces compressed air which is discharged through line 25 and part of which reaches through connection 16 into cavity 15 (compressed air receptacle) of the casing of the This air flows through the circular outlet slot 18 of the cavity 15 in the direction of the rotor 5 of the turbine and then bathes the part 8b, not reached by the propulsion gases, of the rotor blades. The air absorbs the heat transmitted from the propellant gases to the impinged part 8a of the rotor blades and flowing to the unreached part 8b, so that in this way effective cooling of the blades is obtained.

  
It is particularly advantageous to give the part of the turbine blades bathed by the. cooling air stream such that the force exerted by the cooling air stream on this part produces a rotational moment which has the same direction as the torque produced by the propellant gases. In this way, part of the work involved in compressing the cooling air can be recovered.

  
In cases where it is necessary to count on a particularly intense heating of the rotor blades, it is possible to use in addition to the cooling by air current, the cooling pa &#65533;

Claims

liquid known per se, in which part of the heat absorbed is discharged to a cooling liquid passing through a channel of the rotor body. A gas turbine with similar dual cooling is shown on

fig. 2. In this turbine, the part 30 receiving the propellant gases, of the casing is placed inwards and the compressed air receptacle 32 is placed outwards. Consequently the part 28a of the blades 28 of the rotor, struck by the propellant gases, is placed between the blade root 9 fixed in the body 45 of the rotor and the part 28b, not reached by the gases, of the rotor blades , which part is bay- <EMI ID = 8.1>

of the compressed air receptacle 32. In the rotor body 45 there is provided an annular cavity 36 to which coolant is supplied via a duct 37 of the rotor body 45 and a flow channel. feed 38 planned in the tree 44 of the turbine. For evacuating liquid from the cavity 36, a second duct 39 and an evacuation channel are provided 40 formed in the shaft 44. In the case of a similar configuration of a gas turbine, the heat transmitted by the hot propellant gases to the vane part 28a is partly discharged to the vane part. 28b bathed by the cooling air current, and partly via the blade root 9, fixed in the rotor body 45, towards the cooling liquid

I / Process for the operation of gas turbines, in particular of exhaust gas turbines of internal combustion engines, which consist of a casing part distributing the propulsion gases and of a movable part relative to the previous one and carrying the blades of the turbine, -characterized in that the blade bodies projecting from the blade support (rotor) receive the action of propellant gases only part of their length and in that the remaining part (not struck by propellant gases � of the vanes is exposed for the purpose of removing the transmitted heat by the propulsion gases to the blade bodies, to a cooling air current which surrounds the blade support in the manner of a hollow cylinder.

2 / Device for carrying out the method according to claim I, characterized in that in the casing part

(1) of the turbine, a compressed air receptacle is provided (15,32) which is connected to a source of compressed air and has a circular air outlet slot directed towards the part (8b, 28b), not hit by the propellant gases, of the blade bodies.

3 / Device according to claim 2, characterized in that the compressed air source providing cooling air is an air compressor (G) actuated by the turbine.

4 / Device according to claims 2 and 3, for the exhaust gas turbine of an internal combustion engine in which the scavenging or charge air is pressurized by a compressor, characterized in that the air from cooling is produced by the purge or charge air compressor (G)

5 / Device according to claims 2 to 4, in particular for exhaust gas turbines, with one or more stages, of internal combustion engines, characterized in that the part (8b, 28b) of the surface of the bodies massive blades, i.e. a wall, which is exposed to the cooling air stream and is struck by it in the axial direction, is established in such a way that under the action of the cooling air current cooling air a torque is produced which has the same direction as the torque from the propellant gases.

6 / Device according to claims 2-5, characterized in that the cooling air flow reaches the part /% - <EMI ID = 11.1>

7 / Device according to claims 2 to 5, characterized in <EMI ID = 12.1>

outer (28b) of the vanes and in that the inner part (28a) of the vanes is cooled from the rotor in a known manner by means of a cooling fluid in an annular cavity (36) of the rotor ( 5) (fig. 2).