Installation de turbine à gaz. Cette invention a pour objet une instal lation de turbine à gaz.
L'enveloppe portant les aubes directrices fixes de la turbine d'une telle installation est sujette à. s'échauffer, du fait de la haute tem pérature des gaz. L'échauffement exagéré de l'enveloppe de la turbine entraîne des frais de construction supplémentaires du fait du prix élevé des aciers résistant aux hautes températures et peut provoquer d'antre part une augmentation des pertes résultant d'une augmentation du jeu radial aux extrémités des aubes consécutive à. la dilatation de l'enve loppe, notamment lorsque la turbine comprend un rotor refroidi dont la dilatation reste faible. Le but de l'invention est d'empêcher l'échauffement exagéré de l'enveloppe.
A cet effet, l'installation selon l'invention est caractérisée par une enveloppe tubulaire rigide formée au moyen d'éléments annulaires juxtaposés, dont chacun est en une seule pièce et dans laquelle sont emboîtés des, éléments annulaires supportant les aubes directrices fixes de la turbine de l'installation, et en ce qu'entre chaque élément annulaire supportant des aubes et un élément annulaire correspon dant de l'enveloppe est formé au moins un canal hélicoïdal destiné à la circulation d'un fluide de refroidissement.
Le dessin représente partiellement, à titre d'exemple, une forme d'exécution de l'instal lation de turbine à gaz selon l'invention.
La fig.1 en est une coupe axiale. La fig. 2 est une coupe selon 2-2 de la fig.1.
L'installation représentée comprend deux rotors de turbine indépendants 1. et 2 coaxiaux et disposés en série; le rotor 1 entraînant le compresseur (non représenté) de l'installation et le rotor 2 étant destiné à fournir de la puissance utile. Les rotors 1 et 2 portent des rangées d'aubes 6, 8 et 10, 12 coopérant avec des rangées d'aubes directrices fixes 5, 7, 9, 11; les gaz de combustion provenant de la chambre de combustion (non représentée) de l'installation alimentée en air par le com presseur susnommé pénétrant dans la rangée d'aubes fixes 5 par un canal d'entrée de sec tion annulaire 4.
L'installation comprend une enveloppe tubulaire rigide formée par des éléments annulaires 52, 52b, 53 et 54 dont chacun est en une seule pièce. Les éléments 52, 53 et 54 sont juxtaposés et assemblés les uns aux autres par des boulons non représentés, et l'élément 52b est chassé dans l'élément 52. Dans cette enveloppe rigide et résistante à la pression sont emboîtés des éléments annu laires 80, 81, 82 et 83 supportant chacun l'une des rangées d'aubes directrices fixes 5, 7, 9 et 11.
Des canaux hélicoïdaux 30, 31, 32, 33, destinés à une circulation d'air refroidissant et formés au moyen de rainures hélicoïdales ménagées dans les éléments annulaires 52b, 53 et 54 de l'enveloppe, sont prévus entre ces éléments et les éléments annulaires 80, 81, 82 et 83 supportant les aubes.
Les éléments 81 et 83 sont. constitué chacun en deux parties séparées selon un plan diamétral, de manière à permettre leur mon tage entre les deux rangées 6-8, 10-12 d'aubes des rotors 1 et 2, les éléments 80 et 82 étant, par contre, constitués chacun en une seule pièce. Comme représenté, lesdits éléments non divisés 80 et 82 présentent (les brides radiales 80a et 82a emboîtées res pectivement dans les éléments divisés contigus 81 et 83.
Le bord postérieur de l'élément divisé 81 est, d'autre part, emboîté comme représenté en 81c dans un logement. formé entre l'élément 53 de l'enveloppe et les bases des aubes 9 supportées par l'élément 82, le bord postérieur de l'élément divisé 83 étant emboîté comme représenté en 83a dans une rainure annulaire ménagée dans l'élément 54 de l'enveloppe. Cette disposition contribue à soutenir les éléments 81 et 83 qui seraient. autrement. susceptibles de se déformer du fait. de leur division en deux parties.
Les éléments annulaires 80, 81, 82 et 83 présentent du côté intérieur des rainures pro filées axiales s'ouvrant dans les faces laté rales de ces éléments et dans lesquelles sont logées les racines de profil complémentaire des aubes de stator. La base de chaque aube directrice fixe présente une partie en forme de plateau (5a pour les aubes de la première rangée) destinée à protéger la. partie corres pondante de l'élément annulaire qui la porte du contact des gaz traversant la. turbine. La racine de chaque aube directrice fixe com prend une partie en forme de coin dont les faces convergent vers une ligne située au voisinage de l'axe d'un renflement cylindrique terminant la racine.
Dans la racine de chaque aube des trois rangées 5, 7 et 9 est ménagé un évidement 19 situé entre ses faces termi nales transversales à la rainure et communi quant par un conduit 18 avec l'un des canaux hélicoïdaux 30, 31 ou 32. Les racines des aubes de la rangée 11 n'ont pas d'évidement.
Les saillies des éléments 80, 81, 82 et 83 comprises entre les rainures axiales logeant les racines des aubes sont de plus percées de trous longitudinaux 20.
L'installation comprend un dispositif non. représenté pour prélever une partie de l'air fourni par le compresseur et amener cet air prélevé à circuler clans les canaux hélicoïdaux 30, 31, 32 et 33 pour refroidir l'enveloppe.
Ce dispositif, qui peut. comprendre un compresseur auxiliaire destiné à élever la pression de l'air prélevé et. un radiateur des tiné à refroidir ledit air avant. son entrée dans les canaux 30, 31., 32 et 33, amène l'air prélevé dans une chambre annulaire 34 for mée entre les éléments .52,<B>5</B>2 b, et 53 de l'enve loppe. De cette chambre, l'air est amené par des conduits 35 dans les canaux hélicoïdaux 30 et 31 et par un conduit 36 dans le canal hélicoïdal 32 à partir duquel il s'écoule dans le canal hélicoïdal 33, par un conduit 37.
L'air de refroidissment, après avoir traversé les canaux hélicoïdaux, s'échappe dans le flux de gaz traversant. la turbine par des fentes 40 et 42 ménagées entre les rangées d'aubes directrices fixes et par la fente 38, ménagée entre la rangée d'aubes 5 et l'élément 52 b de l'enveloppe.
De L'air provenant des canaux hélicoïdaux 30, 31, 32 et 33, passe à travers les trous 20 percés dans les éléments annulaires 80, 81, 82 et 83 et s'échappe ensuite dans le flux de gaz traversant la turbine, par les fentes 39. 40, 41 et 42. Cet air parvient. aux trous 20 par les canaux dont. l'un est montré en 21 à la fig. 2.
Les évidements 19 pratiqués clans les pieds des aubes des rangées 5, 7 et. 9 com muniquent par les conduits 18 avec les canaux hélicoïdaux 30, 31, 32 correspondants; et des conduits d'échappement percés dans les aubes ou dans les éléments annulaires les suppor tant assurent une circulation de l'air dans lesdits évidements, cet air s'échappant égale ment dans le flux de gaz de la turbine. Des trous longitudinaux peuvent également être ménagés dans les racines des aubes pour dimi nuer le transfert de chaleur entre les aubes et les éléments annulaires qui les supportent., lesdits trous étant par exemple balayés par de l'air de refroidissement de la même ma nière que les trous 20 des éléments annulaires 80, 81., 82 et 83.
La circulation de l'air de refroidissement dans les canaux hélicoïdaux 30, 31, 32 et 33, ainsi que dans les évidements 19 et les trous \?0, permet d'obtenir que l'échauffement et les dilatations thermiques qui en résultent intéressent principalement les parties profi lées des aubes directrices fixes et dans une moindre mesure seulement les racines des aubes et les saillies des éléments annulaires de support de ces dernières comprises entre lesdites racines. De ce fait, l'enveloppe 52, 52b, 53, 54 peut être exécutée en acier ordi naire et sa dilatation reste peu importante.
Il est à noter que l'énergie de l'air de refroidissement refoulé dans la turbine par les fentes 38, 39, 40 et 41 sera partiellement récupérée dans les étages de turbine disposés à l'aval desdites fentes.
Dans une variante, les trous 20 et les évi dements 19 pourraient être isolés de la circu lation d'air, et ne contenir que de l'air stagnant.
Gas turbine installation. This invention relates to a gas turbine installation.
The casing carrying the fixed guide vanes of the turbine of such an installation is subject to. heat up, due to the high temperature of the gases. Excessive heating of the turbine casing leads to additional construction costs due to the high price of high temperature resistant steels and may also cause increased losses resulting from increased radial clearance at the ends of the vanes consecutive to. the expansion of the casing, in particular when the turbine comprises a cooled rotor, the expansion of which remains low. The aim of the invention is to prevent excessive heating of the envelope.
To this end, the installation according to the invention is characterized by a rigid tubular casing formed by means of juxtaposed annular elements, each of which is in one piece and in which are fitted annular elements supporting the fixed guide vanes of the turbine of the installation, and in that between each annular element supporting vanes and a corresponding annular element of the casing is formed at least one helical channel intended for the circulation of a cooling fluid.
The drawing partially shows, by way of example, an embodiment of the gas turbine installation according to the invention.
Fig.1 is an axial section. Fig. 2 is a section on 2-2 of fig.1.
The installation shown comprises two independent turbine rotors 1 and 2 coaxial and arranged in series; the rotor 1 driving the compressor (not shown) of the installation and the rotor 2 being intended to supply useful power. The rotors 1 and 2 carry rows of vanes 6, 8 and 10, 12 cooperating with rows of fixed guide vanes 5, 7, 9, 11; the combustion gases coming from the combustion chamber (not shown) of the installation supplied with air by the aforementioned compressor entering the row of fixed vanes 5 via an inlet channel of annular section 4.
The installation comprises a rigid tubular envelope formed by annular elements 52, 52b, 53 and 54, each of which is in one piece. The elements 52, 53 and 54 are juxtaposed and assembled to each other by bolts not shown, and the element 52b is driven into the element 52. In this rigid and pressure-resistant envelope are nested annular elements 80 , 81, 82 and 83 each supporting one of the rows of fixed guide vanes 5, 7, 9 and 11.
Helical channels 30, 31, 32, 33, intended for a circulation of cooling air and formed by means of helical grooves formed in the annular elements 52b, 53 and 54 of the casing, are provided between these elements and the annular elements 80, 81, 82 and 83 supporting the blades.
Items 81 and 83 are. each consisting of two separate parts along a diametral plane, so as to allow their fitting between the two rows 6-8, 10-12 of blades of the rotors 1 and 2, the elements 80 and 82 being, on the other hand, each made up in one piece. As shown, said undivided elements 80 and 82 have (the radial flanges 80a and 82a nested respectively in the contiguous divided elements 81 and 83.
The rear edge of the divided element 81 is, on the other hand, nested as shown at 81c in a housing. formed between the element 53 of the casing and the bases of the vanes 9 supported by the element 82, the rear edge of the divided element 83 being nested as shown at 83a in an annular groove formed in the element 54 of the 'envelope. This provision helps support elements 81 and 83 which would be. other. likely to be distorted by the fact. of their division into two parts.
The annular elements 80, 81, 82 and 83 have, on the inside, axial profiled grooves opening into the lateral faces of these elements and in which the roots of complementary profile of the stator vanes are housed. The base of each fixed guide vane has a plate-shaped part (5a for the vanes of the first row) intended to protect the. corresponding part of the annular element which carries it from the contact of the gases passing through the. turbine. The root of each fixed guide vane com takes a wedge-shaped part whose faces converge towards a line situated in the vicinity of the axis of a cylindrical bulge terminating the root.
In the root of each blade of the three rows 5, 7 and 9 is formed a recess 19 located between its end faces transverse to the groove and communicating by a duct 18 with one of the helical channels 30, 31 or 32. The The roots of the vanes in row 11 do not have a recess.
The protrusions of the elements 80, 81, 82 and 83 included between the axial grooves housing the roots of the blades are further pierced with longitudinal holes 20.
The installation includes a device no. shown to take part of the air supplied by the compressor and cause this taken air to circulate in the helical channels 30, 31, 32 and 33 to cool the casing.
This device, which can. include an auxiliary compressor intended to increase the pressure of the air taken and. a radiator designed to cool said front air. its entry into the channels 30, 31., 32 and 33, brings the air taken in an annular chamber 34 formed between the elements .52, <B> 5 </B> 2 b, and 53 of the casing . From this chamber, the air is brought through conduits 35 into the helical channels 30 and 31 and through a conduit 36 into the helical channel 32 from which it flows into the helical channel 33, through a conduit 37.
The cooling air, after passing through the helical channels, escapes into the passing gas flow. the turbine by slots 40 and 42 formed between the rows of fixed guide vanes and by the slot 38 formed between the row of vanes 5 and the element 52b of the casing.
Air from the helical channels 30, 31, 32 and 33, passes through the holes 20 drilled in the annular members 80, 81, 82 and 83 and then escapes into the gas flow passing through the turbine, through the slots 39. 40, 41 and 42. This air comes in. to holes 20 by the channels of which. one is shown at 21 in fig. 2.
The recesses 19 made in the roots of the blades of rows 5, 7 and. 9 communicate via conduits 18 with the corresponding helical channels 30, 31, 32; and exhaust ducts pierced in the vanes or in the annular elements supporting them ensure circulation of air in said recesses, this air also escaping into the gas flow of the turbine. Longitudinal holes can also be made in the roots of the blades to reduce the heat transfer between the blades and the annular elements which support them, said holes being for example swept with cooling air in the same way as the holes 20 of the annular elements 80, 81., 82 and 83.
The circulation of the cooling air in the helical channels 30, 31, 32 and 33, as well as in the recesses 19 and the holes \? 0, makes it possible to obtain that the heating and the thermal expansions which result therefrom mainly concern the profiled parts of the fixed guide vanes and to a lesser extent only the roots of the vanes and the protrusions of the annular support elements of the latter lying between said roots. As a result, the casing 52, 52b, 53, 54 can be made of ordinary steel and its expansion remains low.
It should be noted that the energy of the cooling air discharged into the turbine through the slots 38, 39, 40 and 41 will be partially recovered in the turbine stages arranged downstream of said slots.
Alternatively, the holes 20 and the recesses 19 could be isolated from the air circulation, and contain only stagnant air.