CN104169529B - 用于运送燃烧气体的装置 - Google Patents
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Abstract
一种装置(100)，用于沿着相应的直气体流动路径将燃烧气体从多个燃烧器运送到第一排涡轮叶片上，包括：在该装置下游端处并限定出至少一部分环形腔室(24)的箍结构(104)；以及多个离散管道(102)，每个管道设置在相应的燃烧器和箍结构(104)之间。每个管道(102)在相应的管道接头(116)处被紧固到箍结构(104)。箍结构(104)包括少于管道(102)的数量的一定数量的箍段(105、130、132)。
Description
关于联邦资助研发的声明
本发明的研发部分地由美国部能源授予的合同号DE-FC26-05NT42644支持。因此，美国政府可拥有本发明的某些权利。
技术领域
本发明涉及一种流动管道组件，用于由燃气涡轮发动机中的燃烧器罐产生的燃烧气体。特别地，本发明涉及一种具有被构造为接收来自每个燃烧器的离散燃烧气体流的离散流动路径的组件，其中离散流动路径合并到构造为凝聚离散燃烧气体流的完整环形出口部件中，其中完整环形出口部件的构造独立于若干离散流动路径。
背景技术
用于流动管道组件的各种新兴设计将离散的燃烧气体流从罐环形燃烧器的相应罐中朝向第一排涡轮叶片引导。在常规的罐环形燃气涡轮发动机中，第一排涡轮叶轮(turbine vanes)正确取向，并加速燃烧气体以运送到第一排涡轮叶片上。然而，一些新兴设计利用了流动管道组件的几何形状，以正确取向并加快离散燃烧气体流动，这避免了对第一排涡轮叶轮的需要。在这些新兴设计的没有第一排叶轮的一些设计中，流动管道组件包括多个离散气体流动管道和共同的管道结构，其中一个管道与相应的罐燃烧器相关联，并且其中所有的管道引导至共同的管道结构，共同的管道结构又紧接着设置于第一排涡轮叶片的上游。
附图说明
本发明基于附图在以下描述中进行解释，其示出：
图1是流动管道组件的现有技术子组件。
图2是流动管道组件的实施例。
图3是图2的流动管道组件的替代实施例。
图4是流动管道组件的替代实施例。
图5是图4的流动管道组件的替代实施例。
具体实施方式
本发明人已经认识到，相比常规的过渡管道，将燃烧气体加速至适于运送到第一排涡轮叶片上的速度的流动管道组件基本上会产生更多的机械载荷。这是由于流动管道组件外的压缩空气静压相比流动管道组件内的燃烧气体静压具有更大的差异。在从罐燃烧器引导至第一排叶轮的常规燃气涡轮机过渡管道中，燃烧气体可以例如约0.2马赫进入过渡管道，并可以例如约0.3马赫离开过渡管道。在第一排叶轮组件内，燃烧气体随后被加速至适于运送到第一排涡轮叶片上的速度，其可以是例如约0.8马赫。然而，在流动管道组件的新兴设计中，其中没有使用第一排叶轮组件，为了适当地加快燃烧气体以运送到第一排涡轮叶片上，流动管道组件本身必须将燃烧气体从约0.2马赫加速至约0.8马赫。因为已知的是，随着流体的加速，其将表现出降低的静压力(一切其余情况是相同的)，在加速燃烧气体区域中的流程管道组件内(加速区域)，加速的燃烧气体将表现出低得多的静压力。因此，组件外的压缩空气和加速区域中的燃烧气体之间的静压差将比存在于常规过渡管道中的任何压力差大得多。这个比较大的压力将在流动管道组件上比存在于常规过渡管道上表现为更大的机械载荷。此更大的机械载荷将在流动管道组件中发生于燃烧气体产生加速度处及其下游的点。在一个实施例中(参见图1)，共同的管道结构将遇到更大的机械载荷，这首因为它在流动管道组件的下游端，并且从中行进通过的燃烧气体已经显著加速。另外，这些增加的压力载荷于是需要复杂的支撑结构和增厚的侧面凸缘。除了机械载荷，存在由复杂几何形状产生的热载荷和热载荷差异。
本发明人还认识到，当用于使用与各个过渡管道相关联的组装技术而设计的流动管道组件中时，其中过渡管道通常用于使用罐环形燃烧器的燃气涡轮发动机中，这些增加的机械载荷和热载荷可能导致效率的损失。具体地，由于用于各个过渡管道的组装技术从来没有准备承受新兴流动管道组件必须承受的增加的机械载荷，所以在应用至新兴的流动管道组件设计时，以前未认识到的不足之处存在于与常规过渡管道相关联的组装技术中。
同样，环形燃烧器可媲美常规过渡管道之处在于，环形燃烧器没有被设计用来加速燃烧气体，这是因为它们也依靠在第一排叶轮上，以加速燃烧气体。因此，它们没有被设计用来适应增加的机械载荷，因此当应用至新兴的流动管道组件设计时，其设计也存在先前未认识到的不足之处。
由于这种认识，发明人已经创建了一种流动管道组件，其不存在与现有流动管道组件设计相关联的相同的不足之处。特别地，相对于现有技术的组装技术，其中流动管道组件可包括许多尽可能如燃烧器的子组件，所有均沿周向栓接在一起，以形成流动管道组件，本发明提供了将由箍结构构成的共同管道组件，其中箍结构包括少至一个的箍结构部件。在某些新兴流动管道组件设计中，共同管道组件可形成环形腔室，其中离散燃烧气体流可在运送到第一排涡轮叶片上之前发生凝聚。
本发明人进一步认识到，在某些情况下，隔开流动管道组件的各部分可能是有利的。例如，限定流动管道组件外部的那些部分可从限定流动管道组件内部的那些部分隔开。在典型的涡轮机中，内支撑结构可支撑流动管道组件的内部，而外支撑结构可支撑流动管道组件的外部。然而，内支撑结构的热增长可能不同于外支撑结构的热增长，导致两者之间的相对位移。如果流动管道组件是刚性的，则附接至流动管道组件的支架的相对运动可能导致支架和/或流动管道组件的应力。另外，由于它们的位置不同，在流动管道组件的内部和外部之间可能有相对的热增长，本身可以以彼此不同的速率增长，由此产生热应力。为了缓解这个，本发明人已经研发出了流动管道组件的实施例，其中内部和外部经由较小刚性连接件而彼此连接，该较小刚性连接件可容纳相对位移，而不会产生过大的应力。
如可见于图1，现有技术流动管道组件的子组件10可包括锥体12和一体化出口件(integrated exit piece，IEP)14，IEP 14在锥体/IEP接头15处连接到锥体12。一体化出口件可包括若干特征。一个特征是喉部区域16，其可以用于任何或所有的若干特征，包括：准直进入喉部区域的燃烧气体流；当离开时使进入喉部区域16的燃烧气体流横截面从圆形过渡到具有圆角的多于四边的形状；并且除了发生在锥体截面内的加速，进一步加速燃烧气体。另一特征可以是环形腔室段18。当所有的子组件10组装成现有技术流动管道时，环形腔室段18一起形成环形腔室。如果例如需要12个子组件形成现有技术流动管道组件，则每个环形腔室段18形成环形腔室的等于1/12个环形腔室的部分24。
相对于燃烧气体流在环形腔室内的周向方向26，每个环形腔室段18具有周向上游端20和周向下游端22。由于已经将离开环形腔室的燃烧气体，因此将环形腔室部分24加速至约0.8马赫，所以环形腔室部分24中加速燃烧气体的静压力P1小于在锥体内以大约0.2马赫行进的燃烧气体的静压力P2。反过来，锥体中的燃烧气体的静压力P2小于现有技术流动管道组件和子组件10周围的压缩空气的静压力P3(P1<P2<P3)。
每个环形腔室段18包括一段轴向上游壁30(相对于环形腔室段18内燃烧气体的轴向行进方向38)、一段径向外壁32和一段径向内壁34。这段上游壁30形成环形腔室上游壁的一部分。这段径向外壁32形成环形腔室径向外壁的一部分。同样，这段径向内壁34形成环形腔室径向内壁的一部分。可以看出，每段壁30、32、34将相对高的静压力P3区域从相对低的静压力P1区域隔开。
由于压力差以及环形腔室段18的开口端的几何形状，(因此是环形腔室)，这段径向外壁32和这段径向内壁34将被推向相对低的压力P1区域。在所示的现有技术实施例中，这可能导致一种情况，其中这段径向外壁32的轴向下游端36被沿径向向内推动，如箭头40所示。然而，这段径向外壁33的上游端42在这段上游壁30的径向外端44处固定到这段上游壁30。因为这段上游壁30的作用类似于约为这段上游壁30与这段径向外壁32的交汇处46的力矩臂，所以这两段壁30、32可能会产生机械应力。同样，这段径向内壁34的轴向下游端50可被沿径向向外推动，如箭头52所示。由于这段径向内壁34的上游端54在径向内端56处固定到这段上游壁30，这段径向内壁34的作用也可以类似于约为这段径向内壁34与这段上游壁30的交汇处58的力矩臂。这两段壁30、34也可能产生机械应力。
根据常规过渡管道的方法，其中任何压力差P1:P3没有这么大，认为子组件10可以简单地结合在一起以创建流动管道组件。具体地，认为一个子组件10的下游端22可以栓接、钉扎或另外常规地结合到周向下游相邻子组件10的上游端20。这对于每个子组件10可重复，直至形成流动管道组件。然而，建模、测试和实验已通知设计者：压力差是如此之大，使用这些常规的结合技术可能会导致流动管道组件的寿命缩短，并且在某些情况下可能不具有足够的强度来承受由压力差P1:P3引起的机械应力。该压力差是如此之大，在一些实施例中可以相信，尽管被结合到相邻子组件10，但这段径向外壁32的下游端36和这段径向内壁34的下游端50可屈服于它们弯曲并可能遇到对方的点。
本发明人已经认识到，这种失败可能至少部分是由于使用了常规结合技术。这些常规结合技术符合常规的燃烧器设计思想，其中优选的是具有模块化设计，所以在需要维护时，需要维护的单个子组件10可以通过燃烧器壳体中的小开口从燃烧器移除。子组件10的常规结合允许这一点，而这一点极大地简化了维护，这是因为为了执行此维护，它不需要移除发动机壳体，这可以是昂贵且耗时的。
除了可能不提供足够的结构支撑，本发明人已经认识到与常规结合技术相关联的其它缺点。例如，由于每个接头均提供了泄漏路径，在每个子组件10处具有接头会降低发动机效率，这是因为更多的空气将会泄漏。另外，加工各个部件，特别是IEP部分，是困难和耗时的，并且IEP部分的几何形状使得难以正确地施加热障涂层(thermal barrier coating，TBC)。本发明的箍结构更强，提供了更少的泄漏路径，并且更易于制造。
图2示出了本发明的实施例，其中流动管道组件100包括用于每个燃烧器(未示出)的一个入口锥体102和由单一箍段105构成的箍结构104。入口锥体102包括：入口端106，被构造为从相应燃烧器罐接收燃烧气体；一般由108表示的加速区域，其中所有的燃烧气体的加速均发生；和一般由110表示的喉部区域，其中燃烧气体可被准直，横截面被再成形，并且其中可能发生一部分加速。
每个入口锥体102还包括出口112，其被构造为将所接收的燃烧气体运送到箍结构104。环形箍结构104与燃气涡轮发动机的转子(未示出)分享公共轴线。入口锥体的出口112遇到相应的箍结构入口114，并形成入口锥体/箍结构接头116(在图2中一般表示，相配合的部件被间隔开)。入口锥体/箍结构接头116的构造可以采用本领域普通技术人员所熟知的任何形式。例如，可能存在紧固件，诸如螺栓、凸缘、销等。可替代地，入口锥体102甚至可以被焊接到箍结构104。焊接组件将为压力产生的载荷提供良好的机械抵抗性，但它相对于该部件的热隔离不那么有效。此外，在图2中可见的是喉部区域110的位置，它在该实施例中设置在入口锥体/箍结构接头116上游的入口锥体102中，而图1的喉部区域16设置在IEP中，这在锥体/IEP接头15的下游。
在该实施例中，箍结构104包括径向外壁118、径向内壁120，两者与燃气涡轮发动机的转子(未示出)分享公共轴线，还包括上游壁段122。在该实施例中，径向外壁118和径向内壁120由上游壁段122连接。因此，上游壁段122因而形成非连续的上游壁124，其中上游壁段122设置在相应的箍结构入口114之间。由于径向外壁118和径向内壁120两者是连续的，相对于常规组件技术的力矩臂，由压力差P1:P3产生的单件式箍状部件应力在每个壁118、120中表现为更均匀得多的箍应力。相比常规设计的力矩臂/悬臂式应力，在箍状部件中由压力差P1:P3产生的箍应力对箍状部件的损害要少得多。因此，本文中所公开的箍结构以更易于管理的方式重新分布应力，当应用至新兴的流动管道组件设计时，这种重新分布克服了常规结合技术的新发现缺点。
在图2的单件实施例中，在流动管道组件100处于燃气涡轮发动机中时不能完成的箍结构104维护需要大量的努力，包括：移除所有的发动机壳体上半部，解除转子轴，并且从转子轴移除其它部件，以便将整个箍结构104从轴上滑落进行维护。然而，在其它实施例中，如图3所示，箍结构104可以由多个箍段构成。例如，可能存在两个箍段130、132。在这样的实施例中，两个箍段可以采用常规的结合技术来结合，但只有两个结合地方的强度损失将不足以呈现设计的不能令人满意。由于这两个泄漏路径导致的空气动力效率低下也不会显著降低发动机性能。然而，维护有关的损失和努力会大幅减少。具体地，利用两件式设计，仅有燃烧器/中发动机壳体可能需要被移除，在该点一个箍段可以被提升出，然后第二箍段可围绕转子轴旋转，然后被提升出。以这种方式，箍结构104可被移除，无需付出与提升转子轴离开原位相关联的巨大努力。这些维护的好处大大超过通过将单件式箍结构分成两件可能发生的任何损失。图3的实施例示出了两个箍段130、132，但可根据需要使用两个以上的箍段。随着箍段数量的增加，强度和发动机性能的损失也增加。然而，只要箍段的数量与燃烧器的数量是不相同的，特别是小于燃烧器的数量，则损失相比利用子组件10的流动管道组件是不那么大的。
在替代实施例中，相对于图2-3的实施例，其中径向外壁118和径向内壁120由上游壁段122连接，在图4的实施例中，径向外壁118和径向内壁120不直接连接到彼此。相反，一体化入口锥体138具有提供至少两种功能的一体化出口140。类似于图2-3实施例的出口112，一体化出口140将燃烧气体流运送到箍结构104。此外，一体化出口140跨越径向外壁118和径向内壁120之间的间隙141，并紧固径向外壁118和径向内壁120。在该实施例中，在一体化出口140之间没有上游壁段122。通过消除这些上游壁段122，由上游壁段122所带来的常规结合的流动管道组件的力矩臂/悬臂效果--也在较低程度上存在于图2-3的实施例中--基本上被消除。一体化出口140本身将跨越径向外壁118和径向内壁120，并作为结果仍然可能存在一些力矩臂效果，但预计它将由存在于一体化入口锥体/箍结构接头142(在图4中一般性表示，相配合的部件被间隔开)中的公差而减轻。其结果是，在该实施例中，压力差P1:P3可每个径向外壁118和径向内壁120内接受更大的箍应力。
一体化出口140将不仅跨越和紧固径向外壁118和径向内壁120到彼此，而且没有中间的上游壁段122，每个一体化出口140也将紧固到周向相邻的一体化出口140。例如，对于给定的一体化入口锥体144，给定一体化入口锥体144的一体化出口140的周向下游边缘146在下游相邻一体化入口锥体148的一体化出口140的周向上游边缘150处紧固到周向下游的相邻一体化入口锥体148。同样，给定一体化入口锥体144的一体化出口140的周向上游边缘152在上游相邻一体化入口锥体154的一体化出口140的周向下游边缘156处紧固到周向上游的相邻一体化入口锥体154。以这种方式，当完全组装一体化入口锥体138时，可以预想到，它们形成紧固到径向外壁118和径向内壁120的组件。
在这样的实施例中，每个一体化入口锥体外壁158可具有径向外边缘160、162，其可(分别)紧固到存在于保留在径向外壁118上的每个外壁段基部168之上的边缘164、166。在一体化出口140处，径向内侧可渐缩至一体化入口锥体的径向内边缘170，其可以紧固到存在于径向内壁120上的内壁段基部区域172。其结果是，由于每个一体化出口138沿周向紧固到彼此，在径向外侧紧固到径向外壁118，并且在径向内侧紧固到径向内壁120，所以该组件是完整的。使用改进的箍设计用于径向外壁118和径向内壁120将为一体化出口140提供改进的支撑。因此仍然会有增加的机械强度和增加的发动机效率。
所公开的特定几何形状仅是示例性的，可以使用其它几何形状。另外，对于每个一体化入口锥体/箍结构接头142，将每个一体化入口锥体138结合到每个壁118、120可能存在一种或多种方式。例如，对于每个一体化入口锥体/箍结构接头142可以使用销和/或螺栓等的组合。在这样的实施例中只要壁118、120不经由上游壁段122紧固到彼此，则将部件紧固到一起的几何结构和方式可以改变并且仍然在本发明的范围内。
图5示出了图4的实施例，其中径向外壁118和径向内壁120本身可由两个或更多个段构成。例如，径向外壁118可由径向外壁段180、182构成。同样，径向内壁120可由径向内壁段184、186构成。这里再一次地，在这样的实施例中，壁段可使用常规的结合技术进行结合，但只有两个结合地方的强度损失将不足以呈现设计的不能令人满意。由于这两个泄漏路径导致的空气动力效率低下也不会显著降低发动机性能。然而，维护有关的损失和努力会大幅减少。根据需要可使用两个以上的壁段。随着壁段数量的增加，强度和发动机性能的损失也增加。然而，只要壁段的数量与燃烧器的数量是不相同的，特别是小于燃烧器的数量，则损失相比利用子组件10的流动管道组件是不那么大的。
因此，已经公开的是，流动管道组件100的箍结构104的改进设计提供了增加的结构强度。这种增加的强度使箍结构104能够承受由不存在于利用常规过渡管道的燃气涡轮发动机中的压力差带来的显著增加的机械应力，同时降低了支撑结构的复杂性。增加的结构强度也增加了箍结构104以及流动管道组件100的寿命，从而降低了生命周期成本。额外的强度也允许消除与采用子组件10和相关常规结合技术的流动管道系统相关联的加厚凸缘。由于加厚凸缘更加难以冷却，这反过来又允许更有效的冷却，从而增加了流动管道系统100处理由燃烧气体产生的热载荷的能力。此外，在内壁和外壁不是由壁段连接的实施例中，箍设计更好地容纳由壁自身和/或支撑结构等的热增长产生的内壁和外壁的相对运动。这反过来又减少了对箍结构的机械负载，并提高其使用寿命。此外，因为箍设计部件更容易制造，并且它更容易应用TBC并执行相关联的激光钻孔，所以箍设计降低了制造成本。此外，为每个燃烧器消除接头减小了泄漏路径的数量，这增加了发动机效率。因此，箍结构设计代表了本领域的改进。
虽然本发明的各实施例已在本文中被示出和描述，但将显而易见的是，这样的实施例仅借助示例的方式来提供。在不脱离本文中本发明的情况下可以做出多种变形、改变和替换。因此，本发明意在仅由所附权利要求的精神和范围来限制。
Claims (4)
1.一种用于沿着相应的直气体流动路径将燃烧气体从多个燃烧器运送到第一排涡轮叶片上的装置(100)，包括：
箍结构(104)，所述箍结构处于所述装置(100)的下游端，并且至少限定出环形腔室的一部分；以及
多个离散管道(138)，每个管道设置在相应的燃烧器和所述箍结构(104)之间，其中每个管道(138)在相应的管道接头(142)处被紧固到所述箍结构(104)；
其中，所述箍结构(104)包括少于所述管道(138)数量的一定数量的箍段，
其中，所述箍结构(104)包括在所述管道接头(142)处被紧固到所述管道(138)的离散的径向内壁(120)和离散的径向外壁(118)，
其中，每个离散管道(138)包括具有一体化出口(140)的一体化入口锥体(148)，所述一体化出口(140)将燃烧气体流云送到所述箍结构(104)，其中，所述一体化出口(140)跨越径向外壁(118)和径向内壁(120)之间的间隙(141)并且将径向外壁(118)固紧至径向内壁(120)。
2.如权利要求1所述的装置(100)，其中，所述箍结构(104)包括单一完整箍段。
3.如权利要求1所述的装置(100)，其中，所述箍结构(104)包括两个半箍段。
4.如权利要求1所述的装置(100)，其中，所述多个离散管道(138)各包括喉部区域。
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Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3750398A (en) * | 1971-05-17 | 1973-08-07 | Westinghouse Electric Corp | Static seal structure |
| US5207054A (en) * | 1991-04-24 | 1993-05-04 | Sundstrand Corporation | Small diameter gas turbine engine |
| WO2010019177A2 (en) * | 2008-08-12 | 2010-02-18 | Siemens Energy, Inc. | Transition with a linear flow path with exhaust mouths for use in a gas turbine engine |
| US7836677B2 (en) * | 2006-04-07 | 2010-11-23 | Siemens Energy, Inc. | At least one combustion apparatus and duct structure for a gas turbine engine |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2711074A (en) * | 1944-06-22 | 1955-06-21 | Gen Electric | Aft frame and rotor structure for combustion gas turbine |
| GB626044A (en) * | 1945-06-21 | 1949-07-08 | Bristol Aeroplane Co Ltd | Improvements in or relating to gas turbine power plants |
| US2606741A (en) * | 1947-06-11 | 1952-08-12 | Gen Electric | Gas turbine nozzle and bucket shroud structure |
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| US3490747A (en) * | 1967-11-29 | 1970-01-20 | Westinghouse Electric Corp | Temperature profiling means for turbine inlet |
| US3877835A (en) * | 1973-07-13 | 1975-04-15 | Fred M Siptrott | High and low pressure hydro turbine |
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Patent Citations (5)
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|---|---|---|---|---|
| US3750398A (en) * | 1971-05-17 | 1973-08-07 | Westinghouse Electric Corp | Static seal structure |
| US5207054A (en) * | 1991-04-24 | 1993-05-04 | Sundstrand Corporation | Small diameter gas turbine engine |
| US7836677B2 (en) * | 2006-04-07 | 2010-11-23 | Siemens Energy, Inc. | At least one combustion apparatus and duct structure for a gas turbine engine |
| WO2010019177A2 (en) * | 2008-08-12 | 2010-02-18 | Siemens Energy, Inc. | Transition with a linear flow path with exhaust mouths for use in a gas turbine engine |
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