CN102562169A - 轴向流类型燃气轮机 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种轴向流类型的燃气轮机，其包括具有交替的空气冷却式叶片排和空气冷却式转子热防护件排的转子，以及具有安装在导叶承载件上的交替的空气冷却式导叶排和空气冷却式定子热防护件排的定子，其中，定子同轴地包围转子而在它们之间限定热气路径，使得叶片排和定子热防护件排以及导叶排和转子热防护件排分别彼此相关，并且导叶排和沿下游方向的下一叶片排限定涡轮级。通过这样来实现显著地减少冷却空气的消耗：在涡轮级内提供机构来再使用已经用来冷却涡轮级的导叶的尤其翼型件的冷却空气来冷却导叶的下游的所述涡轮级的定子热防护件。

Description

轴向流类型燃气轮机
技术领域
本发明涉及燃气轮机的技术。它涉及根据权利要求1的前序部分的轴向流类型的燃气轮机。
背景技术
本发明涉及轴向流类型的燃气轮机，图5中显示了其实例。图5的燃气轮机10根据顺序燃烧的原理来运行。它包括压缩机1、具有多个燃烧器3和第一燃料供应2的第一燃烧室4、高压涡轮5、具有第二燃料供应6的第二燃烧室7，以及具有交替的导叶13或33排和叶片16或36排(它们布置成沿着机器轴线9布置的多个涡轮级)的低压涡轮8。
根据图5的燃气轮机10包括定子和转子。定子包括其中安装有导叶13、33的壳体；这些导叶13、33必须形成成形通道，在燃烧室7中产生的热气流过成形通道。沿需要的方向流动的气体撞击在安装在转子轴的轴狭缝中的叶片16、36上，并且使涡轮转子旋转。为了保护定子壳体抵抗在叶片16、36上面流动的热气，使用了安装在相邻的导叶排之间的定子热防护件。高温涡轮级需要将冷却空气供应到导叶、定子热防护件和叶片中。
图1中显示了燃气轮机10的典型的被冷却的燃气轮机级TS的区段。在燃气轮机10的涡轮级TS内，导叶13排安装在导叶承载件11上。在导叶13的下游，提供了叶片16排，其中的各个在其尖部处具有外部平台17。与叶片16的尖部相对，定子热防护件18安装在导叶承载件11上。导叶13中的各个具有外部平台14。导叶13和叶片16用它们的相应的外部平台14和17来限定热气路径12的边界，来自燃烧室的热气流过热气路径12。
为了确保这种高温燃气轮机10的运行具有长的寿命，形成其流径12的所有部件应当被有效地冷却。因此，冷却空气23通过相应的冷却膛孔21和22而被从气室20引导到定子热防护件18和导叶13以及叶片16的外部平台17。但是，图1的已知的涡轮设计需要将额外的足够量的冷却空气23供应到定子热防护件18的背部上的腔体19中，以冷却那些定子热防护件和外部叶片平台17，并且这个特征可看作此设计的短处。另一个缺陷是传统的定子热防护件固定方式，其中，在导叶13和定子热防护件18之间存在空隙(见图1中的所圈出的区域A)，并且冷却空气的一部分会通过所述空隙从腔体19泄漏到涡轮流径12中(见区域A中的箭头)。
发明内容
本发明的目的是提供一种具有这样的涡轮级冷却方案的燃气轮机：该涡轮级冷却方案避免了已知的冷却构造的缺陷，并且显著地减少了所述涡轮级内的冷却空气的消耗。
这个和其它目的通过根据权利要求1的燃气轮机来达到。本发明的燃气轮机是轴向流类型，并且包括具有交替的空气冷却式叶片排和空气冷却式转子热防护件排的转子，以及具有安装在导叶承载件上的交替的空气冷却式导叶排和空气冷却式定子热防护件排的定子，其中，定子同轴地包围转子而在它们之间限定热气路径，使得叶片排和定子热防护件排以及导叶排和转子热防护件排分别彼此相关，并且导叶排和沿下游方向的下一叶片排限定涡轮级。根据本发明，在涡轮级内提供了机构来再使用已经用来冷却涡轮级的导叶的尤其翼型件的冷却空气来冷却导叶的下游的所述涡轮级的定子热防护件。
根据本发明的一个实施例，再使用机构包括用于在经使用的冷却空气离开导叶时收集经使用的冷却空气的第一机构，以及用于将收集到的经使用的冷却空气引导到导叶的下游的所述涡轮级的定子热防护件上以进行冷却的第二机构。
优选地，再使用机构进一步包括用于将收集到的经使用的冷却空气引导到导叶的下游的所述涡轮级的叶片的外部平台上以进行冷却的第三机构。
根据本发明的另一个实施例，涡轮级的导叶各自包括外部平台，并且再使用机构在外部平台的正上方结合到导叶中。
根据另一个实施例，收集机构包括用于导叶中的各个的、位于外部平台的上侧上的导叶冷却空气的出口处的第一腔体，引导机构包括沿周向方向延伸且连接到所述第一腔体上的第二腔体，其中，沿着周向方向相等地分布的多个第一沿轴向定向的孔将来自第二腔体的经使用的冷却空气引导到涡轮级的相邻的定子热防护件的外侧上，以进行冷却。
根据本发明的又一个实施例，沿着周向方向相等地分布的多个第二沿轴向定向的孔将来自第二腔体的经使用的冷却空气引导到涡轮级的相邻的叶片的外部平台的外侧上，以进行冷却。
优选地，涡轮级的叶片的外部平台各自包括沿周向定向的前齿，涡轮级的导叶用它们的外部平台的后壁处的沿周向延伸的下游突出部来叠置在所述前齿上，并且各个下游突出部设有与前齿正正好相对的蜂巢。
根据另一个实施例，第一腔体由外部平台的上侧上的呈框架的形式的肋来建立，该框架由密封屏覆盖。
根据另一个实施例，第二腔体由外部平台的后壁中的凹部建立，该凹部由密封屏覆盖。
附图说明
现在通过不同的实施例且参照附图来更密切地阐述本发明。
图1显示了根据现有技术的燃气轮机的涡轮级的冷却细节；
图2显示了根据本发明的一个实施例的燃气轮机的涡轮级的冷却细节；
图3以透视图显示了根据本发明的一个实施例的、图2的导叶的外部平台的构造，其中，移除了所有的屏；
图4以透视图显示了所有的屏布置就位的、图3的导叶的外部平台的构造；以及
图5显示了可用于实践本发明的具有顺序燃烧的燃气轮机的众所周知的基本设计。
部件列表：
1压缩机
2、6燃料供应
3燃烧器
4、7燃烧室
5高压涡轮
8低压涡轮
9轴线
10、30燃气轮机
11、31导叶承载件
12、32热气路径
13、33导叶
14、34外部平台(导叶)
15、35腔体
16、36叶片
17、37外部平台(叶片)
18、38定子热防护件
19腔体
20气室
21、22冷却膛孔
23冷却空气
39、41、46、52腔体
40肋
42孔
43孔
44密封屏
45屏
47突出部
48、49钩
50前齿(叶片外部平台)
51蜂巢
TS涡轮级
具体实施方式
图2提供了所提出的高温涡轮级设计的一个实施例，其中，部分地节约了冷却空气，因为利用了在涡轮级的导叶中用完了的空气。图2的燃气轮机30包括涡轮级TS，涡轮级TS具有导叶33排，后面是叶片36排。叶片36安装在转子上，未在图中显示转子。导叶33安装在导叶承载件31上，导叶承载件31包围转子而限定热气路径32。也安装在导叶承载件31上的是定子热防护件38，其与叶片36的尖部处的外部平台37相对。外部平台37在它们的外侧上设有各自沿周向方向延伸的若干个齿。这些齿中的一个(前齿)具有参考标号50。
在导叶33中用完了的空气通过外部平台34从导叶翼型件传送到小腔体39，小腔体39通过肋40来与基本(外部)平台34隔开(见图2和3)。空气然后从腔体39流到附近的沿着周向方向延伸的腔体41中，并且分配到平行的两排沿周向方向相等地间隔开的第一孔42和第二孔43中(见图2和3)。第一孔42将经使用的冷却空气的射流引导到转子热防护件38的另一侧上。第二孔43将经使用的冷却空气的射流1引导到外部叶片平台37的前齿50。腔体39和41由公共的密封屏44(图4)封闭。另一个(穿孔的)屏45位于外部平台34的剩余的最大的部分的上方，并且用于冷却平台表面以及用于传送到导叶翼型件的内部中的空气穿过此屏的孔。
上面描述的用完了的空气的高效利用有可能避免额外地将新鲜的冷却空气供应给定子热防护件38和叶片护罩或外部平台37。
所提出的根据图2的设计的另一个重要的创新在于，在外部导叶平台34的后壁上提供了突出部47(见图2-4)。此突出部47在其下侧上配备有蜂巢51。外部叶片平台37的前齿50位于突出部47的下方，并且这个齿50防止用完了的空气从外部平台37和定子热防护件38之间的腔体46泄漏到涡轮流径32中。
当所提出的根据图2的外部导叶平台34的形状与图1中提供的外部导叶平台14的形状相比时，清楚的是，缺少额外的空隙还导致泄漏减到最少(见图1中标识的区域A)。因而，用完了的空气会无损失地传送通过第一孔42而进入定子热防护件38和外部叶片平台37之间的腔体46。这个空气显著地改进了外部叶片平台37的热状态，并且有可能避免额外地供应空气来冷却定子热防护件38。
用完了的空气也通过部件接头中的空隙传送到导叶承载件31和定子热防护件38之间的腔体52中。传送通过第二孔43的用完了的空气用来保护外部叶片平台37的前齿50。
对于本发明，可获得以下优点：
1.在导叶中用完了的空气然后被用来冷却其它部件。
2.不存在对引入额外的空气来冷却定子热防护件的需要。
3.所提出的在其后壁上具有额外的突出部47的外部导叶平台的形状有可能避免额外的冷却空气通过图1中的区域A所标识的狭缝泄漏。
4.经使用的空气会填充腔体52(见图2)，并且保护导叶承载件31免于过热。
因而，在其外部平台34处具有突出部47的导叶和用于经使用的空气的单独的收集器(腔体39)的结合，以及它们之间形成有腔体46的非冷却式定子热防护件38和三叉式外部叶片平台37的结合使得能够产生现代的高性能涡轮。

Claims (9)

1.一种轴向流类型的燃气轮机(30)，包括具有交替的空气冷却式叶片(36)排和空气冷却式转子热防护件排的转子，以及具有安装在导叶承载件(31)上的交替的空气冷却式导叶(33)排和空气冷却式定子热防护件(38)排的定子，其中，所述定子同轴地包围所述转子而在它们之间限定热气路径(32)，使得所述叶片(36)排和定子热防护件(38)排以及所述导叶(33)排和转子热防护件排分别彼此相关，并且导叶(33)排和沿下游方向的下一叶片(36)排限定涡轮级(TS)，其特征在于，在涡轮级(TS)内提供了机构(39-44)来再使用已经用来冷却所述涡轮级(TS)的所述导叶(33)的尤其翼型件的冷却空气来冷却所述导叶(33)的下游的所述涡轮级(TS)的所述定子热防护件(38)。
2.根据权利要求1所述的燃气轮机，其特征在于，所述再使用机构包括用于在经使用的冷却空气离开所述导叶(33)时收集经使用的冷却空气的第一机构(39，40，44)，以及用于将收集到的经使用的冷却空气引导到所述导叶(33)的下游的所述涡轮级(TS)的所述定子热防护件(38)上以进行冷却的第二机构(41，42，44)。
3.根据权利要求2所述的燃气轮机，其特征在于，所述再使用机构进一步包括用于将收集到的经使用的冷却空气引导到所述导叶(33)的下游的所述涡轮级(TS)的所述叶片(36)的外部平台(37)上以进行冷却的第三机构(41，43，44)。
4.根据权利要求1至3中的任一项所述的燃气轮机，其特征在于，所述涡轮级(TS)的所述导叶(33)各自包括外部平台(34)，并且所述再使用机构(39-44)在所述外部平台(34)的正上方结合到所述导叶(33)中。
5.根据权利要求3所述的燃气轮机，其特征在于，所述收集机构包括用于所述导叶(33)中的各个的、位于所述外部平台(34)的上侧上的导叶冷却空气的出口处的第一腔体(39)，所述引导机构包括沿周向方向延伸且连接到所述第一腔体(39)上的第二腔体(41)，其中，沿着周向方向相等地分布的多个第一沿轴向定向的孔(42)将来自所述第二腔体(41)的经使用的冷却空气引导到所述涡轮级(TS)的相邻的定子热防护件(38)的外侧上，以进行冷却。
6.根据权利要求5所述的燃气轮机，其特征在于，沿着周向方向相等地分布的多个第二沿轴向定向的孔(43)将来自所述第二腔体(41)的经使用的冷却空气引导到所述涡轮级(TS)的相邻的叶片(36)的所述外部平台(37)的外侧上，以进行冷却。
7.根据权利要求6所述的燃气轮机，其特征在于，所述涡轮级(TS)的所述叶片(36)的所述外部平台(37)各自包括沿周向定向的前齿(50)，所述涡轮级(TS)的所述导叶(33)用它们的外部平台(34)的后壁处的沿周向延伸的下游突出部(47)叠置在所述前齿(50)上，并且各个下游突出部(47)设有与所述前齿(50)正好相对的蜂巢(51)。
8.根据权利要求5所述的燃气轮机，其特征在于，所述第一腔体(39)由所述外部平台(34)的上侧上的呈框架形式的肋(40)建立，所述框架由密封屏(44)覆盖。
9.根据权利要求5所述的燃气轮机，其特征在于，所述第二腔体(41)由所述外部平台(34)的后壁中的凹部建立，所述凹部由密封屏(44)覆盖。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106014493A (zh) * 2015-03-31 2016-10-12 通用电气公司 用于冷却涡轮发动机的系统
CN106930982A (zh) * 2015-11-16 2017-07-07 通用电气公司 带具有冷却入口的导叶的燃气涡轮发动机
CN114856716A (zh) * 2022-06-02 2022-08-05 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 具有多个l型冷却通道的透平叶片、燃气轮机和航空发动机

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8961108B2 (en) * 2012-04-04 2015-02-24 United Technologies Corporation Cooling system for a turbine vane
US20130318996A1 (en) * 2012-06-01 2013-12-05 General Electric Company Cooling assembly for a bucket of a turbine system and method of cooling
EP2713009B1 (en) * 2012-09-26 2015-03-11 Alstom Technology Ltd Cooling method and system for cooling blades of at least one blade row in a rotary flow machine
EP2949871B1 (en) * 2014-05-07 2017-03-01 United Technologies Corporation Variable vane segment
US9752446B2 (en) * 2015-01-09 2017-09-05 United Technologies Corporation Support buttress
US10584636B2 (en) * 2017-01-27 2020-03-10 Mitsubishi Hitachi Power Systems Americas, Inc. Debris filter apparatus for preventing clogging of turbine vane cooling holes
US10941709B2 (en) * 2018-09-28 2021-03-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine and cooling air configuration for turbine section thereof
US11492914B1 (en) 2019-11-08 2022-11-08 Raytheon Technologies Corporation Engine with cooling passage circuit for air prior to ceramic component
JP7496930B2 (ja) * 2021-03-23 2024-06-07 三菱重工業株式会社 ガスタービンの静翼組立体、静止部材セグメント及びガスタービンの静翼組立体の製造方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1484288A (en) * 1975-12-03 1977-09-01 Rolls Royce Gas turbine engines
JPH09177503A (ja) * 1995-12-27 1997-07-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン翼の冷却装置
US6435813B1 (en) * 2000-05-10 2002-08-20 General Electric Company Impigement cooled airfoil
CN1568397A (zh) * 2001-02-28 2005-01-19 通用电气公司 用于冷却燃气轮机叶片顶端的方法和装置
EP2075437A2 (en) * 2007-12-27 2009-07-01 General Electric Company Multi-source gas turbine cooling

Family Cites Families (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL202529A (zh) 1954-12-16
BE755567A (fr) * 1969-12-01 1971-02-15 Gen Electric Structure d'aube fixe, pour moteur a turbines a gaz et arrangement de reglage de temperature associe
FR2280791A1 (fr) * 1974-07-31 1976-02-27 Snecma Perfectionnements au reglage du jeu entre les aubes et le stator d'une turbine
US4311431A (en) * 1978-11-08 1982-01-19 Teledyne Industries, Inc. Turbine engine with shroud cooling means
US4280792A (en) * 1979-02-09 1981-07-28 Avco Corporation Air-cooled turbine rotor shroud with restraints
US4693667A (en) * 1980-04-29 1987-09-15 Teledyne Industries, Inc. Turbine inlet nozzle with cooling means
US4573865A (en) * 1981-08-31 1986-03-04 General Electric Company Multiple-impingement cooled structure
FR2519374B1 (fr) * 1982-01-07 1986-01-24 Snecma Dispositif de refroidissement des talons d'aubes mobiles d'une turbine
GB2170867B (en) * 1985-02-12 1988-12-07 Rolls Royce Improvements in or relating to gas turbine engines
JP2862536B2 (ja) * 1987-09-25 1999-03-03 株式会社東芝 ガスタービンの翼
US5344283A (en) * 1993-01-21 1994-09-06 United Technologies Corporation Turbine vane having dedicated inner platform cooling
GB9305010D0 (en) * 1993-03-11 1993-04-28 Rolls Royce Plc A cooled turbine nozzle assembly and a method of calculating the diameters of cooling holes for use in such an assembly
GB2313161B (en) * 1996-05-14 2000-05-31 Rolls Royce Plc Gas turbine engine casing
GB2313414B (en) * 1996-05-24 2000-05-17 Rolls Royce Plc Gas turbine engine blade tip clearance control
JP3495579B2 (ja) * 1997-10-28 2004-02-09 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼
GB9725623D0 (en) * 1997-12-03 2006-09-20 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to a blade tip clearance system
DE19756734A1 (de) * 1997-12-19 1999-06-24 Bmw Rolls Royce Gmbh Passives Spalthaltungssystem einer Gasturbine
US5993150A (en) * 1998-01-16 1999-11-30 General Electric Company Dual cooled shroud
GB9815611D0 (en) * 1998-07-18 1998-09-16 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to turbine cooling
RU2210672C2 (ru) * 1998-09-10 2003-08-20 Алстом Устройство для охлаждения надроторных поверхностей соплового аппарата турбины
GB0029337D0 (en) * 2000-12-01 2001-01-17 Rolls Royce Plc A seal segment for a turbine
EP1245806B1 (de) * 2001-03-30 2005-08-03 Siemens Aktiengesellschaft Gekühlte Gasturbinenschaufel
DE50105780D1 (de) * 2001-08-09 2005-05-04 Siemens Ag Gasturbine und Verfahren zum Betreiben einer Gasturbine
GB2378730B (en) * 2001-08-18 2005-03-16 Rolls Royce Plc Cooled segments surrounding turbine blades
DE10156193A1 (de) * 2001-11-15 2003-06-05 Alstom Switzerland Ltd Hitzeschild für den Stator einer Gasturbine
JP2005513329A (ja) * 2001-12-13 2005-05-12 アルストム テクノロジー リミテッド タービンエンジンの構成部品用密閉構造体
AU2002366846A1 (en) * 2001-12-13 2003-07-09 Alstom Technology Ltd Hot gas path subassembly of a gas turbine
US6779597B2 (en) * 2002-01-16 2004-08-24 General Electric Company Multiple impingement cooled structure
US7097418B2 (en) * 2004-06-18 2006-08-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Double impingement vane platform cooling
EP1657407B1 (en) * 2004-11-15 2011-12-28 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Method for the cooling of the outer shrouds of the rotor blades of a gas turbine
US7246989B2 (en) * 2004-12-10 2007-07-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Shroud leading edge cooling
FR2899281B1 (fr) * 2006-03-30 2012-08-10 Snecma Dispositif de refroidissement d'un carter de turbine d'une turbomachine
US7604453B2 (en) * 2006-11-30 2009-10-20 General Electric Company Methods and system for recuperated circumferential cooling of integral turbine nozzle and shroud assemblies
US7690885B2 (en) * 2006-11-30 2010-04-06 General Electric Company Methods and system for shielding cooling air to facilitate cooling integral turbine nozzle and shroud assemblies
US7611324B2 (en) * 2006-11-30 2009-11-03 General Electric Company Method and system to facilitate enhanced local cooling of turbine engines
US7862291B2 (en) * 2007-02-08 2011-01-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine component cooling scheme
DE602007007333D1 (de) * 2007-09-24 2010-08-05 Alstom Technology Ltd Dichtung in Gasturbine
RU2355890C1 (ru) * 2007-11-29 2009-05-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина
FR2954401B1 (fr) * 2009-12-23 2012-03-23 Turbomeca Procede de refroidissement de stators de turbines et systeme de refroidissement pour sa mise en oeuvre

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1484288A (en) * 1975-12-03 1977-09-01 Rolls Royce Gas turbine engines
JPH09177503A (ja) * 1995-12-27 1997-07-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン翼の冷却装置
US6435813B1 (en) * 2000-05-10 2002-08-20 General Electric Company Impigement cooled airfoil
CN1568397A (zh) * 2001-02-28 2005-01-19 通用电气公司 用于冷却燃气轮机叶片顶端的方法和装置
EP2075437A2 (en) * 2007-12-27 2009-07-01 General Electric Company Multi-source gas turbine cooling

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106014493A (zh) * 2015-03-31 2016-10-12 通用电气公司 用于冷却涡轮发动机的系统
US10400627B2 (en) 2015-03-31 2019-09-03 General Electric Company System for cooling a turbine engine
CN106930982A (zh) * 2015-11-16 2017-07-07 通用电气公司 带具有冷却入口的导叶的燃气涡轮发动机
CN106930982B (zh) * 2015-11-16 2019-04-16 通用电气公司 带具有冷却入口的导叶的燃气涡轮发动机
US10451084B2 (en) 2015-11-16 2019-10-22 General Electric Company Gas turbine engine with vane having a cooling inlet
US11359646B2 (en) 2015-11-16 2022-06-14 General Electric Company Gas turbine engine with vane having a cooling inlet
CN114856716A (zh) * 2022-06-02 2022-08-05 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 具有多个l型冷却通道的透平叶片、燃气轮机和航空发动机

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