CN108699913A - 用于燃气涡轮发动机中的位于压缩机组件下游的中框架扭矩盘的压缩机排放冷却系统 - Google Patents

用于燃气涡轮发动机中的位于压缩机组件下游的中框架扭矩盘的压缩机排放冷却系统 Download PDF

Info

Publication number
CN108699913A
CN108699913A CN201680082695.XA CN201680082695A CN108699913A CN 108699913 A CN108699913 A CN 108699913A CN 201680082695 A CN201680082695 A CN 201680082695A CN 108699913 A CN108699913 A CN 108699913A
Authority
CN
China
Prior art keywords
middle frame
torque plate
cooling
cooling system
compressor
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
CN201680082695.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN108699913B (zh
Inventor
尹艳
罗伯特·W·松沙因
谭国汶
托德·A·埃伯特
凯文·M·莱特
厄尼·B·坎贝尔
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.)
Siemens Energy Global GmbH and Co KG
Original Assignee
Siemens 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 Siemens AG filed Critical Siemens AG
Publication of CN108699913A publication Critical patent/CN108699913A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108699913B publication Critical patent/CN108699913B/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
    • F01D5/084—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades the fluid circulating at the periphery of a multistage rotor, e.g. of drum 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
    • 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
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • 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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/105—Final actuators by passing part of the fluid
    • 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
    • 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
    • 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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/085—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/58—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer
    • F04D29/582—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
    • F05D2250/231—Three-dimensional prismatic cylindrical
    • 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
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

公开了冷却系统(10)，其构造成冷却涡轮发动机(12)的位于压缩机(14)与涡轮组件(16)之间的各部分。在至少一个实施方式中，冷却系统(10)可包括一个或更多个中框架冷却通道(18)，其从入口(20)延伸穿过定位在压缩机(14)下游且在涡轮组件(16)上游的一个或更多个中框架扭矩盘(22)。入口(20)可定位成接纳压缩机排放空气。中框架冷却通道(18)可定位在中框架扭矩盘(22)的径向外部中以向中框架扭矩盘(22)的外部提供冷却，使得可使用常规低成本材料而非具有承受更高温度能力的高成本材料形成中框架扭矩盘(22)。行进穿过中框架扭矩盘(22)中的中框架冷却通道(18)的冷却流体可排出到下游涡轮组件(16)用的冷却系统(10)中。

Description

用于燃气涡轮发动机中的位于压缩机组件下游的中框架扭矩 盘的压缩机排放冷却系统
技术领域
本发明总体上涉及涡轮发动机，并且更具体地涉及用于燃气涡轮发动机中的涡轮机翼型件的带冷却空气的冷却流体给送系统。
背景技术
通常，燃气涡轮发动机包括用于压缩空气的压缩机、用于将经压缩的空气与燃料混合并点燃混合物的燃烧室、以及用于产生动力的涡轮叶片组件。燃烧室通常在可以超过2500华氏度的高温下操作。典型的涡轮机燃烧室构型使涡轮叶片组件暴露于这些高温。因此，涡轮动叶(blade)和涡轮静叶(vane)必须由能够承受这种高温的材料制成。涡轮动叶、涡轮静叶和其他部件通常包括冷却系统以延长这些物件的寿命并降低由于过高温度而导致故障的可能性。
尽管涡轮发动机内的常规冷却系统对发动机的各部分——包括压缩机和涡轮组件——进行冷却，但定位在压缩机与涡轮组件之间的中框架扭矩盘仍面临冷却挑战。一种解决方案是由相比于常规的较低成本材料具有较高耐热性的更昂贵的材料形成中框架扭矩盘。然而，即使使用这种高成本的材料，中框架扭矩盘也会遭受高水平的蠕变。
发明内容
公开了一种冷却系统，该冷却系统构造成对涡轮发动机的位于压缩机与涡轮组件之间的各部分进行冷却。在至少一个实施方式中，冷却系统可以包括一个或更多个中框架冷却通道，所述一个或更多个中框架冷却通道从入口延伸穿过定位在压缩机下游且在涡轮组件上游的一个或更多个中框架扭矩盘。入口可以定位成接纳压缩机排放空气。中框架冷却通道可以定位在中框架扭矩盘的径向外部部分中，以向中框架扭矩盘的外部部分提供冷却，使得可以使用常规的低成本材料而不是具有承受更高温度的能力的高成本材料来形成中框扭矩盘。行进穿过中框架扭矩盘中的中框架冷却通道的冷却流体可以被排出到用于下游的涡轮组件的冷却系统中。
在至少一个实施方式中，用于涡轮发动机的冷却系统可以包括压缩机，该压缩机由定位在压缩机室内的多个级形成，其中，所述多个级中的每个级均可以包括一组径向延伸的压缩机叶片。冷却系统还可以包括一个或更多个中框架冷却通道，所述一个或更多个中框架冷却通道从入口延伸穿过定位在压缩机下游且在涡轮组件上游的至少一个中框架扭矩盘。中框架冷却通道可以延伸穿过一个或更多个中框架扭矩盘的外部部分。特别地，中框架冷却通道可以在所述至少一个中框架扭矩盘的在径向上最靠外的50％内轴向地延伸穿过中框架扭矩盘。在至少一个实施方式中，中框架冷却通道可以在中框架扭矩盘的在径向上最靠外的25％内轴向地延伸穿过中框架扭矩盘。在又一实施方式中，中框架扭矩盘可以由定位在扭矩盘毂的径向外侧的扭矩盘缘形成，由此，外盘本体和内盘本体由扭矩盘腹板分开，扭矩盘腹板具有比扭矩盘缘和扭矩盘毂两者小的轴向延伸宽度，并且中框架冷却通道定位在扭矩盘缘中。
冷却系统还可以包括一个或更多个冷却流体供给排放回路，所述一个或更多个冷却流体供给排放回路具有排放入口，该排放入口使冷却流体排放回路与压缩机室流体连通以接纳来自压缩机室的流体，由此，中框架冷却通道的入口与冷却流体供给排放回路流体连通。中框架冷却通道可以从入口延伸到定位在中框架扭矩盘上游的至少一个压缩机盘中。冷却系统还可以包括一个或更多个入口部段，所述一个或更多个入口部段与入口连通并且所述一个或更多个入口部段紧接于入口下游，其中，入口部段与涡轮发动机的纵向轴线不平行且不正交以产生去涡旋(de-swirling)作用，从而使压降最小化。
在至少一个实施方式中，中框架冷却通道可以包括多个轴向延伸的中框架通道，所述多个轴向延伸的中框架通道轴向地延伸穿过中框架扭矩盘。相邻的轴向中框架延伸通道可以彼此等距地定位，并且相邻的轴向中框架延伸通道可以定位在沿径向向外的方向距涡轮发动机的纵向轴线的相等距离处。中框架冷却通道可以从中框架扭矩盘延伸到定位在中框架扭矩盘下游的至少一个涡轮盘中。中框架冷却通道可以包括位于涡轮组件中的一个或更多个出口。在至少一个实施方式中，中框架冷却通道可以由筒形管道形成。
冷却系统还可以包括与冷却系统的出口连通的一个或更多个出口部段，其中，出口部段定位成紧接于出口上游，并且出口部段与涡轮发动机的纵向轴线不平行且不正交。冷却系统还可以包括一个或更多个热障覆层，所述一个或更多个热障覆层位于中框架扭矩盘的径向外表面上并且在径向向外方向上与中框架冷却通道对准。
冷却系统的优点在于：冷却系统可以向中框架扭矩盘的外部部分提供冷却，使得可以使用常规的低成本材料而不是具有承受更高温度的能力的高成本材料来形成中框架扭矩盘，从而节省大量成本。
冷却系统的另一优点在于：冷却系统利用压缩机排放空气操作，从而消除了任何对替代性的冷却空气流体源的需求，这提高了涡轮发动机的效率。
冷却系统的又一优点在于：冷却系统可以减小应力，从而使扭矩盘的断裂寿命增大。
冷却系统的另一优点在于：冷却系统在压缩机和涡轮盘中产生减小的叶片末端部间隙。
下面对这些及其他实施方式进行更详细地描述。
附图说明
结合在说明书中并构成说明书的一部分的附图示出了目前所公开的本发明的各实施方式并且与说明书一起公开了本发明的原理。
图1是具有用于一个或更多个中框架扭矩盘和其他涡轮发动机部件的冷却系统的涡轮发动机的局部横截面立体图。
图2是涡轮发动机的一部分的在图1中的细节线2-2处截取的局部横截面侧视细节图，其中，冷却系统具有位于入口下游的入口部段。
图3是涡轮发动机的一部分的在图1中的细节线2-2处截取的局部横截面侧视细节图，其中，冷却系统具有位于入口下游的入口部段。
图4是在内表面上具有肋部的中框架冷却通道的局部立体图。
图5是具有粗糙化的内表面的中框架冷却通道的局部立体图。
图6是在没有冷却系统的情况下在稳态操作条件下从涡轮发动机内的材料温度的预测软件输出的屏幕截图，其示出了中框架扭矩盘内的大的温度梯度和中框架扭矩盘中的高温。
图7是在具有冷却系统的情况下在稳态操作条件下从涡轮发动机内的材料温度的预测软件输出的屏幕截图，其示出了中框架扭矩盘内的非常小的温度梯度和中框架扭矩盘中的甚至是冷的温度。
具体实施方式
如图1至图7中所示，公开了一种冷却系统10，该冷却系统10构造成对涡轮发动机12的位于压缩机14与涡轮组件16之间的各部分(aspect)进行冷却。在至少一个实施方式中，冷却系统10可以包括一个或更多个中框架冷却通道18，所述一个或更多个中框架冷却通道18从入口20延伸穿过定位在压缩机14下游且在涡轮组件16上游的一个或更多个中框架扭矩盘22。入口20可以定位成接纳压缩机排放空气。中框架冷却通道18可以定位在中框架扭矩盘22的径向外部部分中，以向中框架扭矩盘22的外部部分提供冷却，使得可以使用常规的低成本材料而不是具有承受更高温度能力的高成本材料来形成中框架扭矩盘22。行进穿过位于中框架扭矩盘22中的中框架冷却通道18的冷却流体可以被排出到用于下游的涡轮组件16的冷却系统10中。
在至少一个实施方式中，用于涡轮发动机12的冷却系统10可以包括压缩机14，如图1中所示，压缩机14由定位在压缩机室28内的多个级26形成。所述多个级26中的每个级均可以包括一组径向延伸的压缩机叶片29。级26可以具有已经发明的任何适当的构型或者尚未构思的构型。
如图2和图3中所示，冷却系统10可以包括一个或更多个中框架冷却通道18，所述一个或更多个中框架冷却通道18从入口20延伸穿过定位在压缩机14下游且在涡轮组件16上游的一个或更多个中框架扭矩盘22。中框架冷却通道18可以具有任何适当的构型。在至少一个实施方式中，中框架冷却通道18可以由筒形管道形成。筒形管道可以由中框架扭矩盘22中的钻孔形成。在至少一个实施方式中，冷却系统10可以包括穿过一个或更多个中框架扭矩盘22的多个中框架冷却通道18。冷却系统10可以包括中框架冷却通道18的数量和尺寸的任何适当组合，以在满足转子完整性的同时为中框架扭矩盘22提供必需的冷却。在至少一个实施方式中，冷却系统10可以包括二十个中框架冷却通道18。在另一实施方式中，冷却系统10可以包括五十个中框架冷却通道18。在又一实施方式中，冷却系统10可以包括七十一个中框架冷却通道18。冷却系统10可以包括数目在二十与一百之间的冷却通道18。在至少一个实施方式中，相邻的轴向中框架延伸通道18可以定位在沿径向向外的方向距涡轮发动机12的纵向轴线48的相等距离处。替代性地，轴向中框架延伸通道18中的两个或更多个轴向中框架延伸通道可以定位在从涡轮发动机12的纵向轴线48径向向外延伸的不同距离处。相邻的轴向中框架延伸通道18中的一个或更多个或者所有轴向中框架延伸通道可以彼此等距地定位。在其他实施方式中，相邻的轴向中框架延伸通道18中的一个或更多个或者所有轴向中框架延伸通道可以以交替的距离、随机的距离或彼此不同的距离定位。中框架冷却通道18中的一个或更多个中框架冷却通道可以具有改进的内表面40以增强热传递，如图4和图5中所示。特别地，中框架冷却通道18的内表面40可以包括热传递增强特征、比如但不局限于如图4中所示的形成带肋表面的肋部42和如图5中所示的高度粗糙化的表面。
在至少一个实施方式中，中框架冷却通道18可以定位在中框架扭矩盘22的外部部分中。具体地，中框架冷却通道18可以在中框架扭矩盘22的在径向上最靠外的50％内轴向地延伸穿过中框架扭矩盘22。在另一实施方式中，中框架冷却通道18可以在中框架扭矩盘22的在径向上最靠外的25％内轴向地延伸穿过中框架扭矩盘22。在又一实施方式中，中框架扭矩盘22可以由定位在扭矩盘毂32的径向外侧的扭矩盘缘30形成。外盘本体30和内盘本体32可以由扭矩盘腹板34分开，扭矩盘腹板34具有比扭矩盘缘30和扭矩盘毂32中的每一者的宽度小的轴向延伸宽度。中框架冷却通道18可以定位在扭矩盘缘30中。扭矩盘缘30可以形成中框架扭矩盘22的径向延伸长度的靠外的25％。
在至少一个实施方式中，冷却系统10可以包括一个或更多个冷却流体供给排放回路38。冷却流体供给排放回路38可以将冷却流体供给至冷却系统10。在其他实施方式中，冷却系统10可以从压缩机14的压缩机室28直接接纳作为排放空气的冷却流体。冷却流体供给排放回路38可以包括排放入口36，排放入口36可以使冷却流体供给排放回路38与压缩机室28流体连通以接纳来自压缩机室28的流体。在至少一个实施方式中，中框架冷却通道18的入口20可以与冷却流体供给排放回路38流体连通。在其他实施方式中，中框架冷却通道18的入口20可以与压缩机14的压缩机室28流体连通以接纳压缩机排放流体、例如但不局限于空气。中框架冷却通道18可以从入口20延伸到定位在中框架扭矩盘22上游的一个或更多个压缩机盘44中。冷却系统10还可以包括入口部段46，入口部段46与入口20连通并且入口部段46紧接于入口20下游。入口部段46可以与涡轮发动机12的纵向轴线48不平行且不正交。入口部段46可以与压缩机叶片29的旋转方向不对准以产生去涡旋作用，从而使压降最小化。
如图2和图3中所示，中框架冷却通道18中的一个或更多个中框架冷却通道可以包括位于涡轮组件16中的出口52。中框架冷却通道18可以从中框架扭矩盘22延伸到定位在中框架扭矩盘22下游的一个或更多个涡轮盘50中。涡轮组件16中的出口52可以构造成将冷却流体排出到二级涡轮机的涡轮盘50中，以向涡轮组件16供给冷却流体。中框架冷却通道18中的一个或更多个中框架冷却通道还可以包括与冷却系统10的出口52连通的出口部段54。出口部段54可以定位成紧接于出口52上游。出口部段54可以与涡轮发动机12的纵向轴线48不平行且不正交。出口部段54可以逆着旋转方向定位以产生去涡旋作用，从而使压降最小化。
冷却系统10可以包括位于中框架扭矩盘22的径向外表面58上的热障覆层56。位于中框架扭矩盘22的径向外表面58上的热障覆层56可以在径向向外方向上与中框架冷却通道18对准。热障覆层56可以是已经构思或尚未构思的任何适当的热障覆层。热障覆层56可以定位在中框架扭矩盘22的外表面58的暴露于热空气或风阻热敏器件的关键区域中，以进一步降低中框架扭矩盘22的温度。
在使用期间，经压缩的空气经由与压缩机室28流体连通的一个或更多个入口20而从压缩机14排放。入口20可以通过直接联接至压缩机室28而与压缩机室28流体连通、或者比如经由冷却流体供给排放回路38而与压缩机室28间接地连通。冷却流体——冷却流体可以是空气、但不局限于空气——可以进入入口20中并紧接着流入入口部段46中，该入口部段46与压缩机叶片29的旋转方向不对准以产生去涡旋作用，从而使压降最小化。然后，冷却流体向下游流动穿过中框架冷却通道18，由此对所述一个或更多个中框架扭矩盘22的较热的外部部分进行冷却。流动穿过所述一个或更多个中框架扭矩盘22的较热的外部部分的冷却流体的温度增大。冷却流体可以从中框架冷却通道18经由出口部段54和出口52而排出。冷却流体可以排出到定位在中框架扭矩盘22下游的一个或更多个涡轮盘50中。所排出的冷却流体可以用于对涡轮组件16的部件的各部分进行冷却。图7中示出了在中框架扭矩盘22内的经由冷却系统10所经历的冷却，相比之下，图6中示出了中框架扭矩盘内的大的温度梯度和中框架扭矩盘22中的高温。
出于说明、解释和描述本发明的各实施方式的目的而提供了前述内容。对这些实施方式的修改和适应性改变对于本领域技术人员而言将是显而易见的，并且可以在不背离本发明的范围或精神的情况下进行。

Claims (13)

1.一种用于涡轮发动机(12)的冷却系统(10)，其特征在于：
压缩机(14)，所述压缩机(14)由定位在压缩机室(28)内的多个级(26)形成，所述多个级(26)中的每个级均包括一组径向延伸的压缩机叶片(29)；
至少一个中框架冷却通道(18)，所述至少一个中框架冷却通道(18)从入口(20)延伸穿过定位在所述压缩机(14)下游且在涡轮组件(16)上游的至少一个中框架扭矩盘(22)；以及
其中，所述至少一个中框架冷却通道(18)在所述至少一个中框架扭矩盘(22)的在径向上最靠外的50％内轴向地延伸穿过所述至少一个中框架扭矩盘(22)。
2.根据权利要求1所述的冷却系统(10)，其特征还在于，至少一个冷却流体供给排放回路(38)具有排放入口(36)，所述排放入口(36)使所述至少一个排放回路(38)与所述压缩机室(28)流体连通以接纳来自所述压缩机室(28)的流体，并且其中，所述至少一个中框架冷却通道(18)的所述入口(20)与所述至少一个冷却流体供给排放回路(38)流体连通。
3.根据权利要求2所述的冷却系统(10)，其特征在于，所述至少一个中框架冷却通道(18)从入口(20)延伸到定位在所述至少一个中框架扭矩盘(22)上游的至少一个压缩机盘(44)中。
4.根据权利要求2所述的冷却系统(10)，其特征还在于，入口部段(46)与所述入口(20)连通并且所述入口部段(46)紧接于所述入口(20)下游，其中，所述入口部段(46)与所述涡轮发动机(12)的纵向轴线不平行且不正交。
5.根据权利要求1所述的冷却系统(10)，其特征在于，所述至少一个中框架冷却通道(18)在所述至少一个中框架扭矩盘(22)的在径向上最靠外的25％内轴向地延伸穿过所述至少一个中框架扭矩盘(22)。
6.根据权利要求1所述的冷却系统(10)，其特征在于，所述至少一个中框架扭矩盘(22)由定位在扭矩盘毂(32)的径向外侧的扭矩盘缘(30)形成，其中，所述扭矩盘缘(30)和所述扭矩盘毂(32)由扭矩盘腹板(34)分开，所述扭矩盘腹板(34)具有比所述扭矩盘缘(30)和所述扭矩盘毂(32)两者小的轴向延伸宽度，并且其中，所述至少一个中框架冷却通道(18)定位在所述扭矩盘缘(30)中。
7.根据权利要求1所述的冷却系统(10)，其特征在于，所述至少一个中框架冷却通道(18)包括多个轴向延伸的中框架通道(18)，所述多个轴向延伸的中框架通道(18)轴向地延伸穿过所述至少一个中框架扭矩盘(22)。
8.根据权利要求7所述的冷却系统(10)，其特征在于，相邻的轴向中框架延伸通道(18)彼此等距地定位，并且其中，相邻的轴向中框架延伸通道(18)定位在沿径向向外的方向距所述涡轮发动机(12)的纵向轴线(48)的相等距离处。
9.根据权利要求1所述的冷却系统(10)，其特征在于，所述至少一个中框架冷却通道(18)从所述至少一个中框架扭矩盘(22)延伸到定位在所述至少一个中框架扭矩盘(22)下游的至少一个涡轮盘(50)中，其中，所述至少一个中框架冷却通道(18)包括位于所述涡轮组件(16)中的至少一个出口(52)，并且其中，所述至少一个中框架冷却通道(18)由筒形管道形成。
10.根据权利要求1所述的冷却系统(10)，其特征还在于，至少一个位于内部的肋部(42)从所述至少一个中框架冷却通道(18)的内表面(40)延伸。
11.根据权利要求1所述的冷却系统(10)，其特征还在于，粗糙化的表面形成所述至少一个中框架冷却通道(18)的内表面(40)。
12.根据权利要求1所述的冷却系统(10)，其特征还在于，出口部段(54)与所述冷却系统(10)的出口(52)连通，其中，所述出口部段(54)定位成紧接于所述出口(52)上游，其中，所述出口部段(54)与所述涡轮发动机(12)的纵向轴线(48)不平行且不正交。
13.根据权利要求1所述的冷却系统(10)，其特征还在于，在所述至少一个中框架扭矩盘(22)的径向外表面(58)上设有热障覆层(56)，并且所述热障覆层(56)在径向向外方向上与所述至少一个中框架冷却通道(18)对准。
CN201680082695.XA 2016-03-01 2016-03-01 用于涡轮发动机的冷却系统 Active CN108699913B (zh)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/US2016/020186 WO2017151110A1 (en) 2016-03-01 2016-03-01 Compressor bleed cooling system for mid-frame torque discs downstream from a compressor assembly in a gas turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108699913A true CN108699913A (zh) 2018-10-23
CN108699913B CN108699913B (zh) 2020-05-05

Family

ID=55521859

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201680082695.XA Active CN108699913B (zh) 2016-03-01 2016-03-01 用于涡轮发动机的冷却系统

Country Status (6)

Country Link
US (1) US10830146B2 (zh)
EP (1) EP3390780B1 (zh)
JP (1) JP6584687B2 (zh)
KR (1) KR102052029B1 (zh)
CN (1) CN108699913B (zh)
WO (1) WO2017151110A1 (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101744411B1 (ko) * 2015-10-15 2017-06-20 두산중공업 주식회사 가스터빈의 냉각장치
US10273812B2 (en) 2015-12-18 2019-04-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine rotor coolant supply system
US11377957B2 (en) * 2017-05-09 2022-07-05 General Electric Company Gas turbine engine with a diffuser cavity cooled compressor
US20230265761A1 (en) * 2022-02-18 2023-08-24 Raytheon Technologies Corporation Compressor-turbine rotating assembly with integral cooling circuit(s)

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5558496A (en) * 1995-08-21 1996-09-24 General Electric Company Removing particles from gas turbine coolant
EP1006261A2 (en) * 1998-12-01 2000-06-07 Kabushiki Kaisha Toshiba Gas turbine plant
US20070271930A1 (en) * 2006-05-03 2007-11-29 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine having cooling-air transfer system
WO2008045054A1 (en) * 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Modulating flow through gas turbine engine cooling system
US20100104418A1 (en) * 2007-05-18 2010-04-29 Mtu Aero Engines Gmbh Gas turbine
CN101915165A (zh) * 2009-03-10 2010-12-15 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机温度管理的方法和装置
DE102010035393A1 (de) * 2010-08-25 2012-03-01 Siemens Aktiengesellschaft Turbine und Verfahren zum Betrieb einer Turbine für ein CAES-System
US20140311157A1 (en) * 2012-12-19 2014-10-23 Vincent P. Laurello Vane carrier temperature control system in a gas turbine engine
WO2014197474A1 (en) * 2013-06-05 2014-12-11 Siemens Aktiengesellschaft Rotor disc with fluid removal channels to enhance life of spindle bolt
CN104515146A (zh) * 2013-09-25 2015-04-15 通用电气公司 内部冷却的过渡管后架
CN104564185A (zh) * 2013-10-28 2015-04-29 通用电气公司 用于冷却和/或净化燃气涡轮部段间隙的微通道排气

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH09195702A (ja) 1996-01-18 1997-07-29 Hitachi Ltd ガスタービン及びガスタービン動翼の冷却装置並びにガスタービン動翼の冷却方法
US5735671A (en) * 1996-11-29 1998-04-07 General Electric Company Shielded turbine rotor
EP1577493A1 (de) * 2004-03-17 2005-09-21 Siemens Aktiengesellschaft Strömungsmaschine und Rotor für eine Strömungsmaschine
US20070201980A1 (en) * 2005-10-11 2007-08-30 Honeywell International, Inc. Method to augment heat transfer using chamfered cylindrical depressions in cast internal cooling passages
WO2009118245A1 (de) * 2008-03-28 2009-10-01 Alstom Technology Ltd Leitschaufel für eine gasturbine sowie gasturbine mit einer solchen leitschaufel
KR101665887B1 (ko) * 2015-09-23 2016-10-12 두산중공업 주식회사 가스터빈의 냉각장치
KR101744411B1 (ko) * 2015-10-15 2017-06-20 두산중공업 주식회사 가스터빈의 냉각장치
KR101788413B1 (ko) * 2015-12-01 2017-10-19 두산중공업 주식회사 디스크 조립체 및 그를 포함하는 터빈

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5558496A (en) * 1995-08-21 1996-09-24 General Electric Company Removing particles from gas turbine coolant
EP1006261A2 (en) * 1998-12-01 2000-06-07 Kabushiki Kaisha Toshiba Gas turbine plant
US20070271930A1 (en) * 2006-05-03 2007-11-29 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine having cooling-air transfer system
WO2008045054A1 (en) * 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Modulating flow through gas turbine engine cooling system
US20100104418A1 (en) * 2007-05-18 2010-04-29 Mtu Aero Engines Gmbh Gas turbine
CN101915165A (zh) * 2009-03-10 2010-12-15 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机温度管理的方法和装置
DE102010035393A1 (de) * 2010-08-25 2012-03-01 Siemens Aktiengesellschaft Turbine und Verfahren zum Betrieb einer Turbine für ein CAES-System
US20140311157A1 (en) * 2012-12-19 2014-10-23 Vincent P. Laurello Vane carrier temperature control system in a gas turbine engine
WO2014197474A1 (en) * 2013-06-05 2014-12-11 Siemens Aktiengesellschaft Rotor disc with fluid removal channels to enhance life of spindle bolt
CN104515146A (zh) * 2013-09-25 2015-04-15 通用电气公司 内部冷却的过渡管后架
CN104564185A (zh) * 2013-10-28 2015-04-29 通用电气公司 用于冷却和/或净化燃气涡轮部段间隙的微通道排气

Also Published As

Publication number Publication date
JP2019511665A (ja) 2019-04-25
KR102052029B1 (ko) 2019-12-04
JP6584687B2 (ja) 2019-10-02
US20190010871A1 (en) 2019-01-10
US10830146B2 (en) 2020-11-10
KR20180112050A (ko) 2018-10-11
EP3390780A1 (en) 2018-10-24
EP3390780B1 (en) 2023-05-03
CN108699913B (zh) 2020-05-05
WO2017151110A1 (en) 2017-09-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8763363B2 (en) Method and system for cooling fluid in a turbine engine
US8353669B2 (en) Turbine vane platform leading edge cooling holes
US20190203613A1 (en) Gas turbine engine fluid cooling systems and methods of assembling the same
US8181443B2 (en) Heat exchanger to cool turbine air cooling flow
US11041677B2 (en) Heat exchanger for cooling medium temperature reduction
EP3214271B1 (en) Rotor blade trailing edge cooling
US20120114468A1 (en) Gas turbine engine heat exchanger fins with periodic gaps
US20140202158A1 (en) Gas turbine engine heat exchangers and methods of assembling the same
US9080449B2 (en) Gas turbine engine seal assembly having flow-through tube
US9476313B2 (en) Gas turbine engine including a pre-diffuser heat exchanger
CN108699913A (zh) 用于燃气涡轮发动机中的位于压缩机组件下游的中框架扭矩盘的压缩机排放冷却系统
US9435259B2 (en) Gas turbine engine cooling system
US20160251962A1 (en) Gas turbine
EP3203024B1 (en) Rotor blade and corresponding gas turbine
CN109210961B (zh) 一种用于航空发动机的液体散热器
US10247009B2 (en) Cooling passage for gas turbine system rotor blade
US11333173B2 (en) Inter-compressor cross-over pipe heat exchanger

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
TR01 Transfer of patent right
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20220829

Address after: Munich, Germany

Patentee after: Siemens energy Global Ltd.

Address before: Munich, Germany

Patentee before: SIEMENS AG