CN106567749A - 燃气涡轮冷却系统和方法 - Google Patents

燃气涡轮冷却系统和方法 Download PDF

Info

Publication number
CN106567749A
CN106567749A CN201610666269.2A CN201610666269A CN106567749A CN 106567749 A CN106567749 A CN 106567749A CN 201610666269 A CN201610666269 A CN 201610666269A CN 106567749 A CN106567749 A CN 106567749A
Authority
CN
China
Prior art keywords
blade
rotor
gas turbine
cooling
gap
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201610666269.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106567749B (zh
Inventor
S.里亚赞特塞夫
S.罗夫卡
R.马米里
H.克内普菲
S.斯楚金
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Energy Resources Switzerland AG
Ansaldo Energia Switzerland AG
Original Assignee
Energy Resources Switzerland AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Energy Resources Switzerland AG filed Critical Energy Resources Switzerland AG
Publication of CN106567749A publication Critical patent/CN106567749A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106567749B publication Critical patent/CN106567749B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • F01D5/082—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades on the side of the rotor disc
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/14—Preswirling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E20/00—Combustion technologies with mitigation potential
    • Y02E20/16—Combined cycle power plant [CCPP], or combined cycle gas turbine [CCGT]

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本文中描述了一种燃气涡轮(1)，其包括压缩机(2)，沿气体流方向(8)位于压缩机(2)下游的燃烧器(4)，以及沿气体流方向(8)位于燃烧器(4)下游的涡轮(6)。涡轮(6)包括旋转部分和围绕旋转部分布置的固定部分。旋转部分包括转子(30)和叶片(55)，叶片(55)包括在叶片(55)的根端处的枞树部(60)，叶片(55)通过枞树部(60)附接至转子(30)。涡轮(6)包括在旋转部分和固定部分之间的间隙(65)，间隙(65)沿基本径向方向(9)相对于旋转部分的旋转轴线(32)在叶片(55)和固定部分(34,54)之间延伸，且燃气涡轮(1)包括构造和布置成将冷却流体(50)从压缩机(2)引导至间隙(65)的冷却路径(50)，其中冷却路径(50)的至少一部分在固定部分(34,54)中延伸，以及其中预旋喷嘴(52)邻近于间隙(65)布置且在固定部分(34,54)中的冷却路径(50)内。

Description

燃气涡轮冷却系统和方法
技术领域
本公开涉及包括冷却路径的燃气涡轮，且更具体地涉及包括带有邻近于在第一叶片和转子外壳之间延伸的间隙布置的预旋喷嘴(pre-swirl nozzle)的冷却路径的燃气涡轮。
背景技术
现有技术燃气涡轮(特别地，用于生成世界能源供应的显著百分比的重型燃气涡轮)需求大量的冷却以阻止各种构件熔化。
在冷却方面特别重要的区域是燃气涡轮的涡轮中的第一叶片。除了经历非常高的温度之外，第一叶片还由于旋转而经历高机械载荷。
第一叶片的根部是枞树部(fir tree)，且枞树部附接至燃气涡轮的转子。高温和高载荷的组合趋于限制枞树部的寿命。结果，已经认识到的是，枞树部的冷却可以有效地改善。
发明内容
本发明限定在现在将参考的附加的独立权项中。本发明的有利的特征在独立权项中陈述。
第一方面提供了一种燃气涡轮，包括压缩机，沿气体流方向位于压缩机下游的燃烧器，以及沿气体流方向位于燃烧器下游的涡轮，涡轮包括旋转部分和围绕旋转部分布置的固定部分，旋转部分包括转子和叶片，叶片包括在叶片的根端处的枞树部，叶片通过枞树部附接至转子，涡轮包括在旋转部分和固定部分之间的间隙，间隙沿基本径向方向相对于旋转部分的旋转轴线在叶片和固定部分之间延伸，燃气涡轮包括构造和布置成将冷却流体从压缩机引导至间隙的冷却路径，其中冷却路径的至少一部分在固定部分中延伸，以及其中预旋喷嘴布置邻近于间隙且在固定部分中的冷却路径内。
在该位置设置预旋喷嘴可减少进入枞树部和叶根空腔的冷却空气的温度。结果，预旋喷嘴可减少或移除对外部空气冷却器来冷却用于叶片一枞树部的冷却空气的需要。备选或另外地，预旋喷嘴可帮助减少叶片一枞树部温度，且因此可帮助提高零件寿命。备选或另外地，预旋喷嘴可帮助减少叶片一枞树部中需求的冷却空气(通常为再冷却的冷却空气)的量。备选或另外地，预旋喷嘴可减少或移除对外部冷却器的需要。
已经经过转子-定子冷却空气路径至间隙(叶片一-转子外壳间隙)的冷却空气通常将比已经部分地或全部地供给穿过转子外壳的冷却空气更热。结果，采用定子冷却空气路径的冷却空气可比已经经过转子-定子冷却空气路径的冷却空气提供更大的冷却效应。这可在仍然提供相同的冷却效应的同时允许减少的冷却空气的流，或可允许提高的冷却。提高的冷却可导致改善的枞树部寿命。
预旋喷嘴可帮助减少空气流和冷却流体流进的转子之间的速度差(切向分量)。这可增加传递至叶片以用于给定的压力降的空气的量，且可减少传递至叶片的空气的温度(与没有预旋喷嘴的设计相比)。
优选地，固定部分包括转子外壳。在实施例中，固定部分包括转子外壳34和导叶一，且间隙65在第一叶片与转子外壳34和导叶一的至少一个之间延伸。冷却路径50的至少一部分在转子外壳34和导叶一的至少一个中延伸。预旋喷嘴布置在转子外壳34和导叶一的至少一个中。
一个实施例提供了附接至转子外壳、导叶或旋转部分且延伸到间隙中的密封翅片。密封翅片可在间隙中分开涡流(见图5)。由于涡流，来自热气体路径的一些热气体被吸入间隙。当涡流通过密封翅片分开成两部分时，吸入的热气体的显著部分将停留在外涡流(离旋转轴线更远的涡流)中，且转子枞树部附近中的空气温度与没有密封翅片的设计相比通常将减少。
优选地，密封翅片是沿旋转轴线的方向可动的。设置可动的密封翅片可帮助简化燃气涡轮装配和拆卸。
一个实施例提供了构造和布置成沿旋转轴线的方向移动密封翅片的气动系统。一个实施例提供了构造和布置成沿旋转轴线的方向移动密封翅片的螺栓。
优选地，螺栓包括第一螺栓类型和第二螺栓类型，其构造和布置成使得当第一螺栓类型上紧时它可朝叶片移动密封翅片，且当第二螺栓类型上紧时它可移动密封翅片远离叶片。这可帮助简化燃气涡轮装配和拆卸。
一个实施例提供了密封板，其在与转子外壳相反的间隙的一侧上邻近于枞树部延伸，密封板包括构造和布置成允许冷却流体从间隙进入枞树部冷却通道的至少一个孔，其中枞树部冷却通道布置在转子和枞树部之间。这可帮助密封枞树部且可帮助用冷却空气吹扫叶片一枞树部(级一枞树部)。
一个实施例提供了附接至密封板邻近于枞树部的一侧的至少一个肋条。当与相同设计但移除肋条的情况相比时，肋条可增加冷却流体压力。肋条可将空气导引到枞树部冷却通道中。
一个实施例提供了在转子和转子外壳之间延伸的第二冷却路径,第二冷却路径构造和布置成引导冷却空气来冷却叶片的翼型。一个实施例提供了第二冷却路径中的第二预旋喷嘴。这提供了进一步的冷却。
一个实施例提供了外部冷却器，且冷却路径延伸穿过外部冷却器。使用外部冷却器可增加冷却空气的冷却潜力。
优选地，预旋喷嘴处于离燃气涡轮的旋转轴线与枞树部相同的距离处。
第二方面提供了一种用于燃气涡轮的转子外壳，转子外壳构造和布置为如上面所述，且转子外壳构造和布置成在如上所述的燃气涡轮中使用。这可提供能够改造到现有燃气涡轮中的转子外壳。
第三方面提供了一种用于燃气涡轮的冷却的方法，方法包括以下步骤：提供如上所述的燃气涡轮，以及将冷却流体从压缩机供给至间隙穿过预旋喷嘴。优选地，冷却流体从间隙供给至邻近于叶片的叶柄空腔、涡轮中的热气体路径、以及枞树部和转子之间的枞树部冷却通道中的至少一个。
附图说明
现在将仅通过示例且参照附图来描述本发明的实施例，在附图中：
图1显示了燃气涡轮的横截面；
图2显示了包括本发明的冷却方案的燃气涡轮的一部分的横截面；
图3显示了图1的燃气涡轮的横截面的一部分的进一步的细节；
图4显示了沿图2的线IV-IV的横截面；
图5显示了在另一个实施例中的燃气涡轮的一部分的横截面；
图6显示了在第三实施例中的燃气涡轮的一部分的横截面；
图7显示了燃气涡轮的一部分的横截面，显示了装配螺栓类型；
图8显示了燃气涡轮的一部分的横截面，显示了拆卸螺栓类型；
图9显示了转子外壳的一部分的横截面，显示了螺栓沿周向方向的相对位置；
图10显示了在使用期间带有气动可动的密封翅片的气动系统的横截面；
图11显示了当燃气涡轮关掉时图10的实施例；
图12显示了在另一个实施例中的燃气涡轮的一部分的横截面；
图13显示了用于图12的密封板的肋条结构；以及
图14显示了用于图12的密封板的另一个肋条结构。
零件列表
1 燃气涡轮
2 压缩机
4 燃烧器
6 涡轮
8 气体流方向
9 径向方向
10 周向方向
12 热气体路径
20 压缩机导叶
30 转子
32 旋转轴线
34 转子外壳
35 可动的转子外壳部分
36 转子隔热罩
40 转子冷却空气路径
41 空腔
42 叶片一内部冷却空气路径
43 第二预旋喷嘴
44 转子-定子冷却空气路径
46 密封件
48 密封件
50 定子冷却空气路径(转子外壳冷却空气路径)
52 预旋喷嘴
54 导叶一(第一导叶)
55 叶片一(第一叶片)
56 导叶二(第二导叶)
57 叶片二(第二叶片)
58 导叶一根部部分
60 叶片一枞树部
61 旋转的枞树部视图
62 叶柄空腔(叶片一柄部空腔)
63 枞树部冷却通道
65 间隙(叶片一-转子外壳间隙)
68 翼型
70 密封翅片
72 蜂巢状密封件
74 密封条
76 密封板
77 密封翅片
78 钩状部分
79 冷却空气孔
80 叶片冷却空气通道
82 转子内孔
90 冷却空气
92 冷却空气
94 冷却空气
96 冷却空气孔
100 装配螺栓(第一螺栓类型)
102 拆卸螺栓(第二螺栓类型)
110 气动可动的密封翅片
112 壳体
114 弹簧
116 孔
120 肋条
122 密封块
P1 上游压力
P2 下游压力。
具体实施方式
图1显示了燃气涡轮1，其包括压缩机2、沿气体流方向8位于压缩机2下游的燃烧器4和沿气体流方向8位于燃烧器4下游的涡轮6。
图2更详细地显示了燃气涡轮1。压缩机2包括多个叶片20和导叶(未示出)。转子30(转子鼓)沿燃气涡轮1的旋转轴线32延伸。转子外壳34(转子盖)在转子30周围延伸。
定子冷却空气路径50构造和布置成将冷却空气从压缩机2引导至涡轮叶片55；未显示采用的准确的路径。预旋喷嘴52布置在转子外壳34中的定子冷却空气路径中。定子冷却空气路径可备选地或另外地经过第一导叶54。
涡轮6包括第一导叶(导叶一)54、第一叶片55(叶片一)、第二导叶56(导叶二)和第二叶片57(叶片二)。第一叶片55包括在它的根端处的枞树部60。枞树部成形为以便放置到转子30的适当地成形的部分中(见图4)。定子冷却空气路径50中的预旋喷嘴52邻近于枞树部60，并处于离旋转轴线32与枞树部60相同或基本相同的距离处。涡轮6包括旋转部分(包括转子、叶片一和叶片二)和固定部分(包括转子外壳、导叶一和导叶二)。
转子冷却空气路径40在分开到叶片一内部冷却空气路径42和转子-定子冷却空气路径44之前在转子30和转子外壳34之间延伸。这两个冷却路径42,44通常经过在涡轮第一级盘(转子的一部分)前面的空腔41。密封件46,48通常布置在转子-定子冷却空气路径44中。转子-定子冷却空气路径44通向叶片一-转子外壳间隙65(见图3)。第二预旋喷嘴43任选地布置在叶片一内部冷却空气路径42(在空腔41之前)。
图3显示了叶片一和在叶片一和转子外壳之间的间隙65的进一步的细节；叶片一-转子外壳间隙65是主要在一侧上的叶片一和另一侧上的转子外壳之间延伸的间隙。密封翅片70(通常为可动的密封翅片)附接至转子外壳34且延伸到叶片一-转子外壳间隙65中。蜂巢状密封件72附接至导叶一且在叶片一-转子外壳间隙结束而穿过叶片和导叶的主热空气路径开始的点处延伸到叶片一-转子外壳间隙中。密封板76延伸跨过枞树部60和叶柄空腔62的前端，以限制和控制冷却空气从叶片一-转子外壳间隙65到枞树部60和叶柄空腔62中的流动。冷却空气92,94可经过密封板76中的冷却空气孔96。转子内孔82能够将冷却空气供给至叶片冷却空气通道80(见图4)；图2中所示的叶片一内部冷却空气路径42穿过转子内孔82供给到叶片冷却空气通道80中。在图3上还添加显示了旋转的枞树部视图61，显示了仅供参考的枞树部60的侧视图的轮廓。
图4显示了在叶片一的轴向位置处的周向横截面。图4显示了叶片冷却空气通道80，其从枞树部60经过叶片55，从转子内孔82获得冷却空气。枞树部冷却通道63也在图4中显示。枞树部冷却通道在转子30和枞树部60之间。
叶柄空腔62能够在图3和图4中看到，且沿周向方向10在相邻的叶片之间延伸。密封条74连同密封板76一起帮助密封叶柄空腔。第二密封板(未显示)可设置在枞树部60离密封板76的远端(后端)。冷却空气孔通常设置在第二密封板中以允许冷却空气92,94经过。
图5显示了描绘叶片一-转子外壳间隙65的转子外壳34、第一导叶54和第一叶片55的示例。密封翅片70从转子外壳34延伸跨过叶片一-转子外壳间隙的一部分。叶片一-转子外壳间隙65内的箭头显示了间隙内的典型的冷却空气循环模式。如果没有密封翅片70，则在空腔中通常将存在单个涡流而不是图5中显示的两个。在单个涡流的情况下，间隙中的空气中的一些将从预旋喷嘴52获得且拉起到热气体路径中，而不是到枞树部中。单个涡流还可将热气体从热气体路径向下朝向枞树部区域带。因为这两个结果通常都是不期望的，所以通常期望的是包括密封翅片70。
图6显示了用于移动密封翅片70的装置的细节，其在图7至9中放大。在图7中，转子外壳34具有可动的部分35，其相对于转子外壳的其余部分是可动的。可动的部分35通过螺栓100可滑动地附接至主转子外壳34。螺栓附接至可动的部分使得当螺栓100上紧时(通常在发动机装配期间)，可动的部分35和螺栓100沿箭头所示的方向移动；即，螺栓100相对于转子外壳34沿轴向方向移动，且相对于可动的转子外壳部分35保持在相同的位置。可动的密封翅片70附接至可动的部分35。结果，可动的密封翅片能够在发动机装配期间通过上紧(拉紧)螺栓100移动到叶片一-转子外壳间隙65中。
此外，螺栓能够围绕转子外壳沿周向方向间隔开。能够以各种模式(例如，见图9)设置多个装配螺栓100(第一螺栓类型)，散置拆卸螺栓102(第二螺栓类型)。在图8中，显示了拆卸螺栓102。拆卸螺栓102相对于转子外壳34的固定部分固定，且当转动(拉紧)时能够相对于转子外壳34的固定部分移动可动的密封翅片70和可动的部分35。即，拆卸螺栓102能够移动可动的密封翅片70和可动的部分35远离叶片55，即沿与通过拉紧装配螺栓100实现的方向相反的方向。在拆卸期间，装配螺栓100应被松开，在此之后拆卸螺栓能够被拉紧以移动可动的密封翅片70、可动的部分35和装配螺栓100远离叶片55。
在发动机拆卸的方法中，拆卸螺栓102用于(拉紧以)沿轴向方向移动可动的翅片远离叶片一，以便允许转子外壳的移除而没有叶片一的移除。如果没有照这样移动开可动的翅片，转子外壳通常将不能够经过叶片一。
图10显示了另一种可动的密封翅片类型，即气动可动的密封翅片110。在该设计中，壳体112附接至转子外壳34，且弹簧114附接至转子外壳34，其中气动可动的密封翅片110通过弹簧114附接至壳体112。气动可动的密封翅片110延伸穿过转子外壳34中的间隙。至少一个孔116设置在壳体112中，空气能够经过该孔。
在燃气涡轮的操作期间，在叶片一-转子外壳间隙65中气动可动的密封翅片110上游的压力(压力P1)比气动可动的密封翅片110下游的压力(压力P2)更高。结果，弹簧的长度增加，且将气动可动的密封翅片110推出到叶片一-转子外壳间隙65中。
为了对比，图11显示了当燃气涡轮关闭且P1和P2相同或几乎相同时气动可动的密封翅片110的位置。
图12显示了另一个示例，在该示例中，密封板76具有密封翅片77和钩状部分78，在该处其钩在转子30的一部分周围。冷却空气孔79设在密封板76中。至少一个肋条120在密封板面朝枞树部60的一侧上附接至密封板76。设有沿径向方向9间隔开的两个密封翅片70，这些是任选的。
图13和14显示了对于肋条120的可能构造，其中图13中为沿径向方向9延伸的直肋条，以及图14中的弯曲的肋条。肋条的形状可基于靠近密封板入口的空气的切向速度来在设计阶段期间调整。肋条120为任选的。优选地，叶柄空腔中的压力略微地高于叶片一前缘处热气体路径中的热气体的压力。肋条120可增加叶柄空腔中的压力。
在冷却如上所述的燃气涡轮的方法中，提供了如上所述的燃气涡轮(1)，且冷却流体(50)从压缩机(2)供给至间隙(65)穿过预旋喷嘴(52)。
冷却空气从压缩机在一个或更多个放出点放出。自该空气，冷却空气供给至燃气涡轮的各种部分。各种不同的冷却空气路径是可能的，但是在附图中的示例中，冷却空气如下供给。
自压缩机，两个不同的冷却空气路径如下。首先，冷却空气供给至预旋喷嘴52，且其次冷却空气供给至在转子30和转子外壳34之间的转子冷却空气路径40。
穿过转子冷却空气路径40供给的冷却沿两个分离的方向供给；首先，经由转子-定子冷却空气路径44至叶片一-转子外壳间隙65，且其次经由叶片一内部冷却空气路径42至叶片冷却空气通道80。
穿过预旋喷嘴52供给的冷却空气然后进入叶片一-转子外壳间隙65。
进入叶片一-转子外壳间隙65的冷却空气然后以三种不同的方式退出。首先，冷却空气的一部分90退出到热气体流中。其次，冷却空气的另一部分92退出到叶柄空腔62中。第三，冷却空气的另一部分94退出到枞树部冷却通道63中。
供给到叶柄空腔62中的冷却空气92然后供给至导叶二-转子隔热罩间隙。冷却空气94还可在供给穿过枞树部冷却通道63之后用于冷却其它构件。通常在叶片一-转子外壳间隙65和导叶二-转子隔热罩间隙之间存在压差，其中叶片一-转子外壳间隙中的压力更高。结果，冷却空气92,94通常将沿着压力梯度向下自然地流过枞树部和叶柄空腔。用该空气冷却导叶二-转子隔热罩间隙可减少冷却空气需求且改善燃气涡轮效率。
上面描述的燃气涡轮可以是用于发电的重型燃气涡轮，但是也可以是其它类型的燃气涡轮。可以改造现有的燃气涡轮来提供上述的燃气涡轮。燃气涡轮可以是联合循环发电厂的一部分。
图2中所示的涡轮6带有两组导叶和两组叶片，但还可具有一组、三组或更多组导叶和叶片。导叶和叶片大体上布置在围绕转子的周向环中。级一包括导叶一和叶片一，级二包括导叶二和叶片二，等等。如可在图2中所见，导叶一是沿气体流方向的第一导叶，后面是叶片一、导叶二、以及叶片二。
气体流方向8是气体的流穿过涡轮的方向。在压缩机中，气体是空气(或备选地，诸如氧气的另一气体)，且后来在燃烧器中燃烧，气体是包括燃烧产物的热气体的混合物。在压缩机和涡轮中，热气体流主要地平行于燃气涡轮的旋转轴线32。
转子30可以是用于涡轮的转子，或可延伸超过涡轮至压缩机和发电机中的至少一个。
转子外壳34通常例如如图2中所示沿旋转轴线方向沿着转子的边延伸。空间(在该情况下，转子冷却空气路径40和转子-定子冷却空气路径44)将转子和转子外壳分离。转子外壳延伸至第一导叶54。一个或更多个密封件可设在转子外壳和第一导叶54之间。沿相对于旋转轴线32的周向方向，转子外壳通常模块化。沿旋转轴线32的方向，转子外壳显示为附图中的一个整体部分，但可备选地被模块化。例如，转子外壳邻近于叶片一-转子外壳间隙65的部分可以是与转子外壳的剩余的部分(即，可动的转子外壳部分35)分离的部分。可动的转子外壳部分35也可被模块化，且可以是分成环节段的环。
各种冷却空气路径可采用不同于上面所述的那些的路径。例如，冷却空气路径40和冷却空气50显示为采用不同于压缩机的路径，但可在分开之前初始地跟随与压缩机相同的路径。从压缩机2至第一叶片55的冷却空气路径可以认为是第二冷却路径，其跟随冷却空气路径40和冷却空气路径42。
第二预旋喷嘴43通常布置在转子外壳中，在叶片一内部冷却空气路径42退出转子外壳的点处或该点的略微上游。
密封件46,48通常被包括但为任选的，且取代两个密封件，可设置一个、三个或更多个密封件。这些密封件中的每一个可以是蜂巢状密封件、迷宫式密封件、或另一适合的密封件类型。密封件显示在平行于旋转轴线32的冷却空气路径44的部分上，但也可设置在冷却空气路径44的其它部分上。穿过转子-定子冷却空气路径所需的冷却空气的流在当与没有定子冷却空气路径的燃气涡轮相比时可被减少；这可通过改善转子-定子冷却空气路径中的密封件来实现。通常优选的是，极小化穿过转子-定子冷却空气路径的流，且极大化穿过定子冷却空气路径的流，这是因为穿过后者的冷却空气通常更冷。
定子冷却空气路径50至少在冷却空气经过预旋喷嘴52处经过定子，通常经过转子外壳和/或导叶一。定子冷却空气路径50可经过转子外壳和燃烧器之间的气室。
在一个示例中，外部冷却器可用于在将冷却空气供给到枞树部之前冷却冷却空气；例如，外部空气冷却器可被提供以利用经过压缩机2和预旋喷嘴52之间的外部空气冷却器的冷却空气来冷却定子冷却空气路径中的冷却空气的一部分或全部。外部冷却器可以是直流式冷却器。
附图中的示例中，预旋喷嘴52显示在转子外壳中，但也可以布置在导叶一中，具体地在导叶一的根部部分58中(见图3)。在这样的情形中，导叶一的根部部分将通常比附图中所示朝旋转轴线32更远地延伸。导叶一通常附接至转子外壳34。
预旋喷嘴52布置在定子冷却空气路径50中，且将通常将布置在定子冷却空气路径结合叶片一-转子外壳间隙65的点(转子外壳冷却空气路径出口)处，或在相对于定子冷却空气路径中的流动方向的定子冷却空气路径出口的略微上游。预旋喷嘴52通常(虽然不总是(例如，见图12))从叶片一直接跨过叶片一-转子外壳间隙来布置。结果，预旋喷嘴处于沿径向方向9离旋转轴线与枞树部(叶片一枞树部)相同或基本相同的距离。即，预旋喷嘴的至少一部分处于离旋转轴线与枞树部的至少一部分相同的距离(即，它们沿旋转轴线的方向部分地重叠)。优选地，整个预旋喷嘴处于离旋转轴线与枞树部的一些部分相同的距离，例如图3中所示(即，预旋喷嘴沿旋转轴线的方向完全地重叠枞树部)。
如上面所提到的，预旋喷嘴52通常处于离旋转轴线32与枞树部60相同的距离处，但也可处于略微不同的距离处。例如，在图12中，预旋喷嘴52比枞树部60更靠近旋转轴线32。
当设有密封翅片70时，预旋喷嘴52可以是密封翅片或可动的密封翅片的一侧；即，预旋喷嘴可以比密封翅片或可动的密封翅片更靠近或更远离旋转轴线32。
叶片55分开成叶片根部66和叶片翼型68。叶片根部66包括枞树部60、密封条74和密封板76。定子包括导叶一、导叶二和转子外壳34。
叶柄空腔62通常沿周向方向10在相邻的叶片之间延伸且沿径向方向9在转子和叶片的一部分之间延伸。在旋转轴线32的方向，叶柄空腔62通常延伸枞树部60的长度。
叶片一-转子外壳间隙65沿径向方向9或基本径向方向延伸。它在一侧上的转子外壳和另一侧上的叶片一之间延伸。它还可沿径向方向稍微延伸超过叶片一，如附图中所见。大体上，如可在附图中所见，叶片一-转子外壳间隙65仅延伸该径向部分。虽然存在沿旋转轴线32的方向在转子外壳和转子之间延续的空间，但这是转子冷却路径而不是叶片一-转子外壳间隙。在另一方向，叶片一-转子外壳间隙65仅延伸至围绕翼型68的热气体路径。叶片一-转子外壳间隙65还沿周向方向10延伸。
如可在图2中所见，还存在沿径向方向9在转子-定子冷却空气路径44中延伸的在转子30和转子外壳34之间的空间的第二部分。该第二部分通常沿旋转轴线32的方向与叶片一-转子外壳间隙65间隔开。叶片一-转子外壳间隙65和空间的第二部分还通常通过至少一个密封件48间隔开；密封件通常在沿旋转轴线的方向延伸的空间的一部分上。
如上面所提到的，可使用可动的密封翅片(例如，图6)或固定的密封翅片(例如，图3)；在附图中显示固定的密封翅片的地方，也可改为使用可动的密封翅片，并且反之亦然。在转子外壳可被移除而是否不首先移除叶片一不重要的情形中，可使用不可动的(固定的)密封翅片。当密封翅片为可动的密封翅片时，可动的密封翅片将通常沿轴向方向可动，以便允许维护期间的灵活性。可动的密封翅片可围绕圆周的一部分(沿周向方向10)设置，而固定的密封翅片用于圆周的剩余部分。例如，设置在部分或所有的燃气涡轮的下半部(当已经安装燃气涡轮时转子外壳低于旋转轴线的部分)中的转子外壳上的密封翅片可以是可动的密封翅片以允许移除第一叶片而不移除转子外壳。
预旋喷嘴(靠近轮缘预旋喷嘴)、枞树部入口和出口处的密封板、以及转子外壳中的密封翅片都可帮助用冷却空气吹扫叶片一枞树部(级一枞树部)。
密封翅片70沿周向方向延伸，且通常模块化。例如，如在上面描述的大多数示例中，可(沿径向方向)设置一个密封翅片，或图12中所示，可设置两个或更多个密封翅片。在一些实施例中，密封翅片与枞树部60相比离旋转轴线32更远，这是由于这可帮助减少直接邻近于枞树部的间隙(见图5和6)中的温度。
附图中所示的密封翅片70带有锥形的轮廓(梯形轮廓)，其中密封翅片最接近于叶片一的端部沿径向方向9比密封翅片远离叶片一的端部更薄。例如，密封翅片在由旋转轴线32和径向方向9限定的平面中横截面为梯形。
蜂巢状密封件72是任选的。取代蜂巢状密封件72，可使用其它类型的密封件。蜂巢状密封件72大体上处于叶片一-转子外壳间隙65的端部处，处于叶片一-转子外壳间隙65通向热气体路径的点处。
密封条74可帮助密封叶柄空腔62。密封板76显示在图3中的枞树部60的前端(相对于涡轮气体流方向的上游端)处，且是任选的。类似的密封板可放置在枞树部60的后端(相对于涡轮气体流方向的下游端)处。密封板通常相对于枞树部和叶柄空腔的气体流方向8延伸跨过上游端(或前端)，以便将冷却空气流限制于枞树部和叶柄空腔。密封板通常包括冷却空气孔96，冷却空气92可穿过该孔流至叶柄空腔62和枞树部冷却通道63中的至少一个。冷却空气孔96和密封板的后端中的第二冷却空气孔可以是圆形、方形、或任何其它适合的形状，包括诸如间隙和槽的细长形状。
钩状部分78是任选的，像密封翅片77一样。一个或更多个密封翅片77可设置在密封板76上。密封板76上的密封翅片77可比转子外壳34上的密封翅片70更靠近旋转轴线，但也可以更远。例如，图12中的密封板76可另外地具有如图3中所示的孔96。密封板76可成形为与转子30密封，避免对密封块122的需要。
冷却空气孔79在功能上类似于冷却空气孔96。冷却空气孔79可如图12中所示沿径向方向9延伸穿过密封板76，或可沿不同的方向(诸如旋转轴线32的方向)延伸。
附图中仅显示了叶片冷却空气通道80的位置和形状的基本思想。这些通道常常具有相当大的复杂性，围绕翼型68供给冷却空气。
冷却空气穿过转子内孔82的一部分还可供给至枞树部冷却通道63和/或至叶柄空腔62。在该情形中，密封板优选地被包括在枞树部的前端和后端。
一个或更多个装配螺栓100和一个或更多个拆卸螺栓102可被设置。在一些情形中，不需要两种不同的螺栓类型。
图8和9中的可动的密封翅片通过螺栓移动，且图10的可动的密封翅片气动地移动。这两个设计不排除彼此，且可在相同的实施例中组合，其中气动可动的密封翅片110附接至转子外壳的可动的部分35。这可为可动的密封翅片提供更大的移动范围。
气动可动的密封翅片110可以以类似于可动的密封翅片70的方式沿周向方向延伸，且还可沿周向方向模块化。可使用沿周向方向隔开的多个弹簧114。
气动可动的密封翅片110是可动的密封翅片70的类型的示例。气动可动的密封翅片110显示为带有沿旋转轴线32的方向的锥形轮廓(在由旋转轴线32和径向方向9限定的平面中横截面为梯形)，但还可显示为矩形或任何其它的轮廓。锥形轮廓可以是优选的以提供气动可动的密封翅片110和转子外壳34之间的更好的密封。气动可动的密封翅片110是锥形的，使得气动可动的密封翅片110在间隙65中的端部沿径向方向9比气动可动的密封翅片110离间隙65最远的端部更薄。可使用不同的锥形轮廓，包括图10和11中的连续地锥形的示例。
气动可动的密封翅片110可以在使用中时靠近转子外壳34(如图10中)，或可接触转子外壳34。大体上，越近越好，这是由于这极小化经过气动可动的密封翅片110的冷却空气泄露。包含气动可动的密封翅片110的气动系统通常还包含弹簧114，连同包括壳体和孔的实施例中的壳体112和孔116。
壳体112可以是不同于图11中所示的其它形状，且可采取开式框架的形式，而不是图10和11中所示的带有孔116的闭式结构。它的主要功能是支承弹簧114且通过延伸支承气动可动的密封翅片110。弹簧114也可直接地附接至转子外壳34，在该情形中壳体112将是不必要的。可沿径向方向9设置超过一个弹簧114，以用于气动可动的密封翅片110。
肋条120可沿径向方向9延伸跨过密封板(如图13中所示)，或也可沿周向方向10延伸。肋条可以是直的(例如，图13)或弯曲的(例如，图14)。更具体地，肋条可以是弯曲的使得当密封板安装在燃气涡轮中时肋条相比于径向方向9在最接近于旋转轴线32的肋条的端部处的角度比肋条远离旋转轴线32的端部处的角度更大。相比于径向肋条(图13)，使用弯曲的肋条(图14)可增加冷却空气压力。
贯穿说明书描述的是冷却空气，但也可使用其它的冷却流体。用于枞树部的冷却空气通常需要处于高压，以避免热气体的摄入，且因此冷却空气通常来自压缩机的最后的级。该冷却空气处于相对高的温度(典型地数百摄氏度)，且因此具有与环境未压缩的空气(例如，其处于20摄氏度)相比的相对限制的冷却潜力。
描述的对实施例的各种修改都是可能的，且将为本领域的技术人员所想到，而不脱离由所附权利要求限定的本发明。

Claims (15)

1.一种燃气涡轮(1)，包括
压缩机(2)，
燃烧器(4)，其沿气体流方向(8)位于所述压缩机(2)的下游，以及
涡轮(6)，其沿所述气体流方向(8)位于所述燃烧器(4)的下游，
所述涡轮(6)包括旋转部分和围绕所述旋转部分布置的固定部分(34,54)，
所述旋转部分包括转子(30)和叶片(55)，所述叶片(55)包括在所述叶片(55)的根端处的枞树部(60)，所述叶片(55)通过所述枞树部(60)附接至所述转子(30)，
所述涡轮(6)包括在所述旋转部分和所述固定部分(34,54)之间的间隙(65)，所述间隙(65)沿基本径向方向(9)相对于所述旋转部分的旋转轴线(32)在所述叶片(55)和所述固定部分(34,54)之间延伸，
所述燃气涡轮(1)包括构造和布置成将冷却流体(50)从所述压缩机(2)引导至所述间隙(65)的冷却路径(50)，其中所述冷却路径(50)的至少一部分在所述固定部分(34,54)中延伸，以及其中预旋喷嘴(52)布置邻近于所述间隙(65)且在所述固定部分(34,54)中的所述冷却路径(50)内。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮(1)，其特征在于，包括附接至转子外壳(34)、导叶(54)或所述旋转部分且延伸到所述间隙(65)中的密封翅片(70,77,110)。
3.根据权利要求2所述的燃气涡轮(1)，其特征在于，所述密封翅片(70,110)是沿所述旋转轴线(32)的方向可动的。
4.根据权利要求3所述的燃气涡轮(1)，其特征在于，包括构造和布置成沿所述旋转轴线(32)的方向移动所述密封翅片(70,110)的气动系统。
5.根据权利要求3所述的燃气涡轮(1)，其特征在于，包括构造和布置成沿所述旋转轴线(32)的方向移动所述密封翅片(70,110)的螺栓(100,102)。
6.根据权利要求5所述的燃气涡轮(1)，其特征在于，所述螺栓(100,102)包括第一螺栓类型(100)和第二螺栓类型(102)，其构造和布置成使得当所述第一螺栓类型(100)上紧时它可朝所述叶片(55)移动所述密封翅片(70,110)，且当所述第二螺栓类型(102)上紧时它可远离所述叶片(55)移动所述密封翅片(70,110)。
7.根据权利要求1所述的燃气涡轮(1)，其特征在于，包括密封板(76)，其在与所述转子外壳(34)相反的所述间隙(65)的一侧上邻近于所述枞树部(60)延伸，所述密封板(76)包括构造和布置成允许冷却流体(90,92)从所述间隙(65)进入枞树部冷却通道(63)的至少一个孔(79,96)，其中所述枞树部冷却通道(63)布置在所述转子(30)和所述枞树部(60)之间。
8.根据权利要求7所述的燃气涡轮(1)，其特征在于，包括附接至所述密封板(76)邻近于所述枞树部(60)的一侧的至少一个肋条(120)。
9.根据权利要求1所述的燃气涡轮(1)，其特征在于，包括在所述转子(30)和所述转子外壳(34)之间延伸的第二冷却路径(40,42)，所述第二冷却路径(40,42)构造和布置成引导冷却空气来冷却所述叶片(55)的翼型(68)。
10.根据权利要求9所述的燃气涡轮(1)，其特征在于，包括所述第二冷却路径(40,42)中的第二预旋喷嘴(43)。
11.根据权利要求1至10中的任一项所述的燃气涡轮(1)，其特征在于，所述燃气涡轮(1)包括外部冷却器，且其中所述冷却路径(50)延伸穿过所述外部冷却器。
12.根据权利要求1至11中的任一项所述的燃气涡轮(1)，其特征在于，所述预旋喷嘴(52)处于离所述燃气涡轮(1)的所述旋转轴线(32)与所述枞树部(60)相同的距离处。
13.一种用于燃气涡轮(1)的转子外壳(34)，所述转子外壳(34)构造和布置为如权利要求1中所述，且所述转子外壳(34)构造和布置成在根据权利要求1的燃气涡轮(1)中使用。
14. 一种用于燃气涡轮(1)的冷却的方法，所述方法包括以下步骤：
提供根据权利要求1的燃气涡轮(1)，以及
将冷却流体(50)从压缩机(2)供给至间隙(65)穿过预旋喷嘴(52)。
15.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，所述冷却流体从所述间隙(65)供给至邻近于叶片(55)的叶柄空腔(62)、涡轮(6)中的热气体路径(12)、以及枞树部(60)和转子(30)之间的枞树部冷却通道(63)中的至少一个。
CN201610666269.2A 2015-08-14 2016-08-15 燃气涡轮冷却系统和方法 Active CN106567749B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP15181025.6 2015-08-14
EP15181025.6A EP3130750B1 (en) 2015-08-14 2015-08-14 Gas turbine cooling system

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106567749A true CN106567749A (zh) 2017-04-19
CN106567749B CN106567749B (zh) 2020-11-20

Family

ID=53835984

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610666269.2A Active CN106567749B (zh) 2015-08-14 2016-08-15 燃气涡轮冷却系统和方法

Country Status (3)

Country Link
US (1) US10724382B2 (zh)
EP (1) EP3130750B1 (zh)
CN (1) CN106567749B (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108087123A (zh) * 2018-01-11 2018-05-29 南京航空航天大学 一种用于预旋冷却系统的多排接受孔结构
CN108180076A (zh) * 2018-01-12 2018-06-19 南京航空航天大学 一种用于冷气预旋的双排喷嘴结构
CN109580233A (zh) * 2018-11-20 2019-04-05 中国航发贵州黎阳航空动力有限公司 一种用于通道气体流量试验的密封装置
CN110145374A (zh) * 2018-02-14 2019-08-20 中国航发商用航空发动机有限责任公司 发动机预旋系统
CN114127391A (zh) * 2019-07-25 2022-03-01 西门子能源全球两合公司 燃气涡轮发动机中的预旋流器可调节性

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2759675A1 (en) * 2013-01-28 2014-07-30 Siemens Aktiengesellschaft Turbine arrangement with improved sealing effect at a seal
EP2759676A1 (en) * 2013-01-28 2014-07-30 Siemens Aktiengesellschaft Turbine arrangement with improved sealing effect at a seal
US10533610B1 (en) * 2018-05-01 2020-01-14 Florida Turbine Technologies, Inc. Gas turbine engine fan stage with bearing cooling
FR3084396B1 (fr) * 2018-07-27 2020-08-21 Safran Aircraft Engines Dispositif d'etancheite entre un etage d'aubes fixes et un etage d'aubes mobiles
CN113638775A (zh) * 2021-10-13 2021-11-12 中国航发四川燃气涡轮研究院 带旁路引气的预旋喷嘴结构
US20230407766A1 (en) * 2022-05-31 2023-12-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Joint between gas turbine engine components with a spring element

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3768924A (en) * 1971-12-06 1973-10-30 Gen Electric Boltless blade and seal retainer
US5511945A (en) * 1994-10-31 1996-04-30 Solar Turbines Incorporated Turbine motor and blade interface cooling system
US20110247345A1 (en) * 2010-04-12 2011-10-13 Laurello Vincent P Cooling fluid pre-swirl assembly for a gas turbine engine
CN102282338A (zh) * 2009-01-16 2011-12-14 株式会社东芝 汽轮机

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1106557B (de) * 1957-07-18 1961-05-10 Rolls Royce Gasturbine, deren Laeuferschaufeln innere Kuehlkanaele aufweisen
US3989410A (en) * 1974-11-27 1976-11-02 General Electric Company Labyrinth seal system
US4375891A (en) * 1980-05-10 1983-03-08 Rolls-Royce Limited Seal between a turbine rotor of a gas turbine engine and associated static structure of the engine
GB2109871A (en) * 1981-11-14 1983-06-08 Rolls Royce Gas turbine floating seal
JPS61250304A (ja) * 1985-04-26 1986-11-07 Toshiba Corp 軸流タ−ビン
US5472313A (en) * 1991-10-30 1995-12-05 General Electric Company Turbine disk cooling system
FR2743844B1 (fr) * 1996-01-18 1998-02-20 Snecma Dispositif de refroidissement d'un disque de turbine
US6077035A (en) * 1998-03-27 2000-06-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Deflector for controlling entry of cooling air leakage into the gaspath of a gas turbine engine
DE19854907A1 (de) * 1998-11-27 2000-05-31 Rolls Royce Deutschland Kühlluftführung an einer Axialturbine
FR2840351B1 (fr) * 2002-05-30 2005-12-16 Snecma Moteurs Refroidissement du flasque amont d'une turbine a haute pression par un systeme a double injecteur fond de chambre
GB2426289B (en) * 2005-04-01 2007-07-04 Rolls Royce Plc Cooling system for a gas turbine engine
US7189056B2 (en) * 2005-05-31 2007-03-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade and disk radial pre-swirlers
GR20100100340A (el) * 2010-06-07 2012-01-31 Ανδρεας Ανδριανος Στροβιλοαντιδραστηρας διπλης ροης, μεταβλητου κυκλου, με στροβιλους αντιστροφων φορων, με θαλαμο καυσης χωρις περιοχη διαλυσης, με ψυχομενο στροβιλο υψηλης πιεσης χωρις πτερυγια σταθερου περιβληματος,με θερμοδυναμικο κυκλο πολυ υψηλης θερμοκρασιας και με θερμικο καταλυτη διασπασης υδρογονανθρακων η/και υδατος σε υδρογονο
ITTO20100824A1 (it) * 2010-10-06 2012-04-07 Ansaldo Energia Spa Metodo di controllo per raffreddare uno stadio di turbina in una turbina a gas
CH704124A1 (de) 2010-11-19 2012-05-31 Alstom Technology Ltd Rotierende maschine, insbesondere gasturbine.
US9540945B2 (en) * 2013-03-01 2017-01-10 Siemens Energy, Inc. Active bypass flow control for a seal in a gas turbine engine
WO2015023342A2 (en) * 2013-06-04 2015-02-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine with dove-tailed tobi vane
FR3026430B1 (fr) * 2014-09-29 2020-07-10 Safran Aircraft Engines Roue de turbine dans une turbomachine
EP3109402A1 (en) * 2015-06-26 2016-12-28 Alstom Technology Ltd Method for cooling a turboengine rotor, and turboengine rotor

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3768924A (en) * 1971-12-06 1973-10-30 Gen Electric Boltless blade and seal retainer
US5511945A (en) * 1994-10-31 1996-04-30 Solar Turbines Incorporated Turbine motor and blade interface cooling system
CN102282338A (zh) * 2009-01-16 2011-12-14 株式会社东芝 汽轮机
US20110247345A1 (en) * 2010-04-12 2011-10-13 Laurello Vincent P Cooling fluid pre-swirl assembly for a gas turbine engine

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108087123A (zh) * 2018-01-11 2018-05-29 南京航空航天大学 一种用于预旋冷却系统的多排接受孔结构
CN108180076A (zh) * 2018-01-12 2018-06-19 南京航空航天大学 一种用于冷气预旋的双排喷嘴结构
CN108180076B (zh) * 2018-01-12 2024-04-12 南京航空航天大学 一种用于冷气预旋的双排喷嘴结构
CN110145374A (zh) * 2018-02-14 2019-08-20 中国航发商用航空发动机有限责任公司 发动机预旋系统
CN110145374B (zh) * 2018-02-14 2021-07-30 中国航发商用航空发动机有限责任公司 发动机预旋系统
CN109580233A (zh) * 2018-11-20 2019-04-05 中国航发贵州黎阳航空动力有限公司 一种用于通道气体流量试验的密封装置
CN114127391A (zh) * 2019-07-25 2022-03-01 西门子能源全球两合公司 燃气涡轮发动机中的预旋流器可调节性
CN114127391B (zh) * 2019-07-25 2023-05-12 西门子能源全球两合公司 燃气涡轮发动机中的预旋流器可调节性

Also Published As

Publication number Publication date
US20170044909A1 (en) 2017-02-16
US10724382B2 (en) 2020-07-28
CN106567749B (zh) 2020-11-20
EP3130750B1 (en) 2018-03-28
EP3130750A1 (en) 2017-02-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106567749A (zh) 燃气涡轮冷却系统和方法
US11846209B2 (en) Turbine engine inducer assembly
US8961108B2 (en) Cooling system for a turbine vane
CN100371560C (zh) 低压涡轮壳体和罩组件
US11035237B2 (en) Blade with tip rail cooling
WO2013138009A1 (en) Improved cooling pedestal array
CN108691573A (zh) 用于涡轮发动机的部件及使流体流过其的方法
US20180230839A1 (en) Turbine engine shroud assembly
US10830057B2 (en) Airfoil with tip rail cooling
CN106437867A (zh) 涡轮带防弦化凸缘
JP2009108861A (ja) 非対称流れ抽出システム
CN108026774A (zh) 涡轮叶片中的冷却布置
US20130028735A1 (en) Blade cooling and sealing system
CN107084001B (zh) 用于燃气涡轮发动机的翼型件
US9574449B2 (en) Internally coolable component for a gas turbine with at least one cooling duct
JP2017020494A (ja) ガスタービンを冷却する方法及び該方法を実施するガスタービン
AU2011250785A1 (en) Gas turbine of the axial flow type
US20180347374A1 (en) Airfoil with tip rail cooling
JP2019056366A (ja) タービンエンジン翼形部用のシールド
JP2017538062A (ja) 軸線方向の軸ボア内に補助的なインペラを有する、圧縮機の抽気通路
EP3464822A2 (en) Turbine engine with a swirler
JP2014066247A (ja) ロータリ流れ機械における少なくとも１つのブレード列のブレードを冷却するための方法及び冷却システム
US20180355798A1 (en) Plenum for cooling turbine flowpath components and blades
JP2008240729A (ja) タービンエンジンを組み立てるための方法及び装置
WO2017003455A1 (en) Turbine stator vane cooling circuit with flow stream separation

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant