CN102678185B - 用于涡轮机的被动冷却系统 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种用于涡轮机的被动冷却系统，所述涡轮机包括一个具有外表面和界定内部部分的内表面的外壳。所述外壳包括一个流体室。一个旋转组件设置在所述外壳内。所述旋转组件包括至少一片桨叶，所述至少一片桨叶具有底座部分和叶尖部分。一个固定组件安装到所述外壳的所述内表面上，其中所述外壳邻近所述至少一片桨叶的叶尖部分。至少一个流体通道穿过所述固定组件的至少一部分。所述至少一个流体通道包括与所述流体室流体连通的流体入口，以及连通至所述内部部分的流体出口。所述流体出口配置和设置成引导流体流朝所述至少一片桨叶的所述叶尖部分流动。
Description
技术领域
本发明涉及涡轮机领域，确切地说，涉及用于涡轮机的被动冷却系统。
背景技术
涡轮机通常包括以可操作的方式连接到涡轮机的压缩机。涡轮机还包括可容纳燃料和空气的燃烧室，该燃料与空气混合并点燃，从而形成高能流体或热气。热气随后会输送至通向涡轮机桨叶或叶片的热气通道中。热气中的能量向涡轮机叶片施加旋转力。在运行过程中，一部分热气从热气通道中逸出，并流过叶片外壳部分上方。热气通常会冲击外壳部分的前顶侧。持续暴露在热气中会大大减少叶尖蠕变寿命。因此，冷却叶片的叶尖部分会延长涡轮机的使用寿命。目前已存在各种用于降低涡轮机叶片温度的冷却系统。传统冷却系统通过叶片的旋转翼片部分在内部传输冷却流。冷却流可流经旋转翼片部分，然后从叶片的叶尖部分流出，也可通过翼片部分循环流回。
发明内容
根据本发明的一个方面，涡轮机包括具有外表面和界定内部部分的内表面的外壳。外壳包括流体室。旋转组件设置在外壳内。旋转组件包括至少一片桨叶，所述至少一片桨叶具有底座部分和叶尖部分。固定组件安装到外壳的内表面邻近所述至少一片桨叶的叶尖部分。至少一个流体通道穿过固定组件的至少一部分。所述至少一个流体通道包括与流体室流体连通的流体入口以及连通至内部部分的流体出口。流体出口配置和设置成引导流体流朝所述至少一片桨叶的叶尖部分流动。
所述至少一个流体通道可包括整个穿过所述固定组件延伸的流体通道部分；可设于所述固定组件和所述外壳之间。所述至少一个流体通道可包括形成于所述固定组件中的第一流体通道部分，以及形成于所述外壳中的第二通道部分。所述至少一个流体通道可包括第一流体通道，其具有整个穿过所述固定组件的流体通道部分；以及第二流体通道，所述第二流体通道具有形成于所述固定组件中的第一流体通道部分，以及形成于所述外壳中的第二通道部分。所述固定组件包括涡流室，所述至少一个流体通道的所述流体出口连通至所述涡流室中；以及具有至少一个钧形部分的防护罩组件，所述至少一个流体通道穿过所述钩形部分的至少一部分。所述至少一个流体通道可包括整个穿过所述防护罩组件的所述至少一个钩形部分的流体通道部分。所述至少一个流体通道可包括形成于所述至少一个钩形部分中的第一流体通道部分，以及形成于所述外壳中的第二通道部分。所述涡轮机包括涡轮机系统的涡轮部分。
根据本发明的另一方面，用于以被动方式冷却涡轮机的方法包括使旋转组件旋转，该旋转组件包括具有叶尖部分的至少一片桨叶。叶尖部分移动以接近固定组件。流体流通过形成于涡轮机的外壳中的流体室流向固定组件。流体流通过至少一个流体通道流向所述至少一片桨叶的叶尖部分以被动方式冷却涡轮机，其中所述至少一个流体通道从流体室延伸穿过固定组件的至少一部分。
引导所述流体流通过所述至少一个流体通道的步骤可包括使所述流体流通过整个穿过所述固定组件延伸的多个流体通道部分；还可包括使所述流体流通过设在所述固定组件和所述外壳之间的多个流体通道；还可包括使所述流体流通过第一流体通道，其具有整个穿过所述固定组件的流体通道部分；以及第二流体通道，所述第二流体通道具有形成于所述固定组件中的第一流体通道部分和形成于所述外壳中的第二通道部分。所述方法进一步包括将流体排入形成于所述固定组件中的涡流室中。引导所述流体流通过所述至少一个流体通道的步骤可包括引导所述流体流通过防护罩组件的至少一部分，其中所述至少一个流体通道从所述流体室延伸穿过所述固定组件的至少一部分。引导所述流体流通过所述防护罩组件的至少一部分的步骤还可包括引导所述流体流通过所述防护罩组件的钩形部分；及在所述防护罩组件的所述钩形部分和所述外壳之间引导所述流体流。
通过以下说明并结合附图可以更加清楚地了解到这些以及其他优点和特征。
附图说明
权利要求书作为说明书的结论详细指出并明确主张了本发明。通过以下说明并结合附图可以清楚地了解本发明的上述及其他特征和优点，其中：
图1为根据示例性实施例的包括被动冷却系统的涡轮机的截面图；
图2为图1所示涡轮机的涡轮部分的多个涡轮级的细节图；
图3为图2所示多个涡轮级中的一个涡轮级的细节图，具体图示连接到外壳组件的防护罩组件；
图4为图3所示外壳组件的下部透视图；
图5为图3所示防护罩组件的下部透视图；
图6为连接到外壳组件以形成被动冷却系统示例性实施例的防护罩组件的下部透视图；以及
图7为根据示例性实施例的另一方面的涡轮级的示意图，具体图示被动冷却流。
具体实施方式部分参考附图以举例方式介绍本发明的各实施例及优点和特征。
元件符号列表：
具体实施方式
参照图1和图2，根据示例性实施例构建的涡轮机系统通常用2表示。涡轮机系统2包括采用压缩机部分4的形式的第一涡轮机，以及采用涡轮部分6的形式的第二涡轮机。压缩机部分4包括压缩机外壳8，涡轮部分6包括涡轮外壳10。涡轮外壳10包括外表面12和界定内部部分15的内表面14。压缩机部分4通过压缩机/涡轮共用轴或转子16连接到涡轮部分6。压缩机部分4还通过多个周向间隔分布的燃烧室连接到涡轮部分6，其中一个燃烧室用17表示。在所示示例性实施例中，涡轮部分6包括具有相关多个叶片组件或桨叶28-30的第一、第二和第三级旋转组件或叶轮20-22。叶轮20-22和桨叶28-30与相应定子轮叶33-35共同构成涡轮部分6的各个级。在运行时，桨叶28-30会在十分接近涡轮外壳10的内表面14的位置旋转。
在所示示例性实施例中，多个固定组件或防护罩组件通过第一钩形部分41和第二钩形部分42安装到内表面14，其中一个固定组件或防护罩组件用40表示。如将在下文中详细讨论的那样，防护罩组件40设有流路(未单独标明)，以供高压气体在桨叶28-30上方流动。在此，应了解的是，桨叶28-30中的每个均具有类似结构，因此在了解其余桨叶29和30也包括相应的结构的基础上，下面将参照桨叶28进行详细说明。如图所示，桨叶28包括第一部分或底座部分44，其通过翼片部分46延伸至第二部分或叶尖部分45。在示例性实施例中，所示叶尖部分45包括突出部分47。从燃烧室17流经流路的热气在沿着内表面14在桨叶28的叶尖部分45和防护罩组件40之间流动。因此，叶尖部分45会暴露在热气的高温下。为了降低叶尖45处的局部温度，涡轮部分6包括被动冷却系统50。
如图3至图5中清楚所示，涡轮外壳10包括外壳组件60，其部分界定流体室62。外壳组件60包括法兰64，其具有共同构成通道73的第一法兰组件67、第二法兰组件69和第三法兰组件70。根据示例性实施例，法兰64包括延伸穿过第二法兰组件69的第一多个流体通道部分77-82。法兰64还包括形成于第三法兰组件70中的多个通道84-89。通道84-89界定多个第一流体通道部分91-96。从下文可清楚的看出，第一多个流体通道部分77-82和通道84-89与流体室62流体连通。
由于第一多个流体通道部分77-82中的每个均具有类似结构，因此在了解其余流体通道部分78-82也包括相应结构的基础上，下文将参照流体通道部分77进行详细说明。流体通道部分77包括延伸至第二端或出口104的第一端或入口103。入口103连通至流体室62，出口104连通至内部部分15。类似地，由于多个第一流体通道部分91-96中的每个均具有类似结构，因此在了解其余流体通道部分92-96也包括相应结构的基础上，下文将参照第一流体通道部分91进行详细说明。流体通道部分91包括穿过法兰64延伸至第二端部分或出口部分108的第一端部分或入口部分107。入口部分107连通至流体室62，出口部分108连通至内部部分15。
进一步根据示例性实施例，防护罩40包括延伸穿过钩形部分41的第二多个流体通道部分128-133。第二多个流体通道部分128-133中的每个均包括如流体通道部分128上所示的流体入口135和流体出口136。每个流体出口136形成于防护罩40的倾斜表面139上。如图6中清楚所示，第二多个流体通道部分128-133中的每个会对准第一多个流体通道部分77-81中的相应流体通道部分，以形成第一多个流体通道142-147。所示防护罩40还包括形成于钩形部分41的外表面160中的多个通道152-157。通道152-157界定第二多个流体通道部分161-166。将防护罩40安装到涡轮外壳10后，第二多个流体通道部分161-166对准第一多个流体通道部分91-96，以形成第二多个流体通道171-176。
第一多个流体通道142-147和第二多个流体通道171-176构成被动冷却系统50。即，第一多个流体通道142-147和第二多个流体通道171-176将冷却流体从流体室62输送至内部部分15。冷却流体通过防护罩组件40流向桨叶28以及构成涡轮机级的其他相关桨叶的叶尖部分45。冷却流体在叶尖部分45处进入沿着流路流动的热气中，并与热气混合。引入冷却流体可调节叶尖部分45处的热气，例如降低热气温度。这样，冷却系统50就可降低发生蠕变和其他机械故障的可能性，从而增加桨叶28的整个使用寿命。除了在叶尖部分45处将冷却流体直接注入内部部分15外，如图7所示，冷却系统50可经配置以引导冷却流体进入形成于护罩240中的涡流室200中，其中相同的参考标号表示各个图中的相应部分。将冷却流体引入涡流室200中会产生湍流，该湍流会增加混合程度，从而进一步降低叶尖部分45处的热气的温度。
在此，应了解的是，示例性实施例提供一种用于以被动方式冷却涡轮机中旋转部件的叶尖部分的系统。也应了解的是，尽管所示冷却系统包括第一多个流体通道和第二多个流体通道，但示例性实施例可构建成只包括第一多个流体通道和第二多个流体通道中的一个。此外，尽管所示为燃气涡轮机，但应了解的是，示例性实施例可应用于各种涡轮机系统。此外，尽管图中所示为冷却流体通过涡轮防护罩进行输送，但应了解的是，冷却流体可通过涡轮机的其他固定部件进行输送。
尽管本说明书仅结合有限数目的实施例详细介绍了本发明，但应易于理解的是，本发明并不局限于此类公开的实施例。事实上，本发明可经修改以涵盖所有之前并未介绍、但与本发明的精神和范围相符合的变化、更改、替换或等效配置。另外，尽管介绍了本发明的各种实施例，但应理解的是，本发明的各个方面可以仅包括前述实施例中的一些实施例。因此，本发明不应被视为受前述说明书的限制，而仅受所附权利要求书范围的限制。
Claims (10)
1.一种涡轮机(2)，其包括：
具有外表面(12)和界定内部部分(15)的内表面(14)的外壳(60)，所述外壳(60)包括流体室(62)；
设置在所述外壳(60)内的旋转组件(20、21、22)，所述旋转组件(20、21、22)包括至少一片桨叶(28、29、30)，所述至少一片桨叶(28、29、30)具有底座部分和叶尖部分(45)；
安装到所述外壳(60)所述内表面(14)的固定组件，其中所述外壳(60)邻近所述至少一片桨叶(28、29、30)的所述叶尖部分(45)；以及
至少一个流体通道，其穿过所述固定组件的至少一部分，所述至少一个流体通道包括具有界定在所述外壳内的第一流体通道部分(77-82)的第一流体通道(142-147)，所述第一流体通道部分(77-82)对准界定在所述固定组件的第二流体通道部分(128-133)以形成所述第一流体通道，所述第一流体通道部分(77-82)包括与所述流体室(62)流体连通的流体入口(103)，所述第二流体通道部分(128-133)包括连通至所述内部部分(15)的流体出口(136)，所述流体出口经配置和设置以引导流体流朝所述至少一片桨叶(28、29、30)的所述叶尖部分(45)流动。
2.根据权利要求1所述的涡轮机(2)，其特征在于，所述至少一个流体通道包括整个穿过所述固定组件延伸的流体通道部分。
3.根据权利要求1所述的涡轮机(2)，其特征在于，所述至少一个流体通道设在所述固定组件和所述外壳(60)之间。
4.根据权利要求3所述的涡轮机(2)，其特征在于，所述至少一个流体通道包括第二流体通道(171-176)，所述第二流体通道具有形成于所述固定组件中的第一通道部分(91-96)以及形成于所述外壳(60)中的第二通道部分(161-166)。
5.根据权利要求1所述的涡轮机(2)，其特征在于，所述至少一个流体通道还包括第二流体通道(171-176)，所述第二流体通道具有形成于所述外壳(60)中的第一通道部分(91-96)和形成于所述固定组件中的第二通道部分(161-166)。
6.根据权利要求1所述的涡轮机(2)，其特征在于，所述固定组件包括涡流室(200)，所述至少一个流体通道的所述流体出口连通至所述涡流室(200)中。
7.根据权利要求1所述的涡轮机(2)，其特征在于，所述固定组件包括具有至少一个钩形部分(41)的防护罩组件，所述至少一个流体通道穿过所述钩形部分(41)的至少一部分。
8.根据权利要求7所述的涡轮机(2)，其特征在于，所述至少一个流体通道包括整个穿过所述防护罩组件(40、240)的所述至少一个钩形部分(41)的流体通道部分。
9.根据权利要求7所述的涡轮机(2)，其特征在于，所述至少一个流体通道包括形成于所述至少一个钩形部分中的第二流体通道部分，以及形成于所述外壳(60)中的第一流体通道部分。
10.根据权利要求7所述的涡轮机(2)，其特征在于，所述至少一个流体通道包括所述第一流体通道，其包括整个穿过所述至少一个钩形部分(41)的流体通道部分；以及第二流体通道，所述第二流体通道具有形成于所述至少一个钩形部分(41)中的第一通道部分，以及形成于所述外壳(60)中的第二通道部分。
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Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9376934B2 (en) | 2012-08-24 | 2016-06-28 | General Electric Company | Cooling circuit for reducing thermal growth differential of turbine rotor and shell supports |
| US9718735B2 (en) | 2015-02-03 | 2017-08-01 | General Electric Company | CMC turbine components and methods of forming CMC turbine components |
| US10156145B2 (en) * | 2015-10-27 | 2018-12-18 | General Electric Company | Turbine bucket having cooling passageway |
| US9885243B2 (en) | 2015-10-27 | 2018-02-06 | General Electric Company | Turbine bucket having outlet path in shroud |
| US10508554B2 (en) | 2015-10-27 | 2019-12-17 | General Electric Company | Turbine bucket having outlet path in shroud |
| JP6188777B2 (ja) * | 2015-12-24 | 2017-08-30 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | シール装置 |
| RU2624691C1 (ru) * | 2016-05-10 | 2017-07-05 | Акционерное общество "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (АО "НПЦ газотурбостроения "Салют") | Устройство охлаждения уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины |
| US10577970B2 (en) * | 2016-09-13 | 2020-03-03 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Turbine assembly with ceramic matrix composite blade track and actively cooled metallic carrier |
| US10989068B2 (en) | 2018-07-19 | 2021-04-27 | General Electric Company | Turbine shroud including plurality of cooling passages |
| US10837315B2 (en) * | 2018-10-25 | 2020-11-17 | General Electric Company | Turbine shroud including cooling passages in communication with collection plenums |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4497610A (en) * | 1982-03-23 | 1985-02-05 | Rolls-Royce Limited | Shroud assembly for a gas turbine engine |
| US4573866A (en) * | 1983-05-02 | 1986-03-04 | United Technologies Corporation | Sealed shroud for rotating body |
| US5584651A (en) * | 1994-10-31 | 1996-12-17 | General Electric Company | Cooled shroud |
| US6139257A (en) * | 1998-03-23 | 2000-10-31 | General Electric Company | Shroud cooling assembly for gas turbine engine |
| US6354795B1 (en) * | 2000-07-27 | 2002-03-12 | General Electric Company | Shroud cooling segment and assembly |
| EP1213444A2 (en) * | 2000-12-01 | 2002-06-12 | ROLLS-ROYCE plc | Shroud segment for a turbine |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2257754B (en) * | 1983-02-26 | 1993-09-29 | Rolls Royce | Improvements in or relating to axial flow gas turbines |
| US5993150A (en) * | 1998-01-16 | 1999-11-30 | General Electric Company | Dual cooled shroud |
| EP1041247B1 (en) | 1999-04-01 | 2012-08-01 | General Electric Company | Gas turbine airfoil comprising an open cooling circuit |
| DE19963377A1 (de) | 1999-12-28 | 2001-07-12 | Abb Alstom Power Ch Ag | Turbinenschaufel mit aktiv gekühltem Deckbandelement |
| US6471480B1 (en) | 2001-04-16 | 2002-10-29 | United Technologies Corporation | Thin walled cooled hollow tip shroud |
| US6506022B2 (en) | 2001-04-27 | 2003-01-14 | General Electric Company | Turbine blade having a cooled tip shroud |
| GB0117110D0 (en) * | 2001-07-13 | 2001-09-05 | Siemens Ag | Coolable segment for a turbomachinery and combustion turbine |
| AU2002366846A1 (en) | 2001-12-13 | 2003-07-09 | Alstom Technology Ltd | Hot gas path subassembly of a gas turbine |
| US7686581B2 (en) | 2006-06-07 | 2010-03-30 | General Electric Company | Serpentine cooling circuit and method for cooling tip shroud |
| US7670108B2 (en) * | 2006-11-21 | 2010-03-02 | Siemens Energy, Inc. | Air seal unit adapted to be positioned adjacent blade structure in a gas turbine |
| US7665962B1 (en) * | 2007-01-26 | 2010-02-23 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Segmented ring for an industrial gas turbine |
| DE602007006468D1 (de) | 2007-06-25 | 2010-06-24 | Siemens Ag | Turbinenanordnung und Verfahren zur Kühlung eines Deckbands an der Spitze einer Turbinenschaufel |
-
2011
- 2011-02-07 US US13/022,039 patent/US8444372B2/en active Active
-
2012
- 2012-02-06 EP EP12154127.0A patent/EP2484872B1/en not_active Not-in-force
- 2012-02-07 CN CN201210033023.3A patent/CN102678185B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4497610A (en) * | 1982-03-23 | 1985-02-05 | Rolls-Royce Limited | Shroud assembly for a gas turbine engine |
| US4573866A (en) * | 1983-05-02 | 1986-03-04 | United Technologies Corporation | Sealed shroud for rotating body |
| US5584651A (en) * | 1994-10-31 | 1996-12-17 | General Electric Company | Cooled shroud |
| US6139257A (en) * | 1998-03-23 | 2000-10-31 | General Electric Company | Shroud cooling assembly for gas turbine engine |
| US6354795B1 (en) * | 2000-07-27 | 2002-03-12 | General Electric Company | Shroud cooling segment and assembly |
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