CN109424981A - 燃气轮机筒形燃烧器的过渡管和包括该过渡管的燃气轮机 - Google Patents

燃气轮机筒形燃烧器的过渡管和包括该过渡管的燃气轮机 Download PDF

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Abstract

一种用于燃气轮机筒形燃烧器的过渡管；过渡管包括：呈内部管状主体的形式的热壳，其限定过渡通道且具有用于分别联接到筒形燃烧器燃烧室和联接到涡轮的上游端和下游端；像框状部件，其在热壳的下游端处；冷壳，其包括经由螺栓联接到像框状部件的第一框架和在内部管状主体周围布置成隔开以形成对流冷却通道的外部管状主体；外部管状主体在下游连接到第一框架且具有在内部管状主体的上游端处的上游端；其中，第一框架和外部管状主体实现为由第一环形间隙分隔的分开的主体，用于允许冷却空气进入对流冷却通道。

Description

燃气轮机筒形燃烧器的过渡管和包括该过渡管的燃气轮机
与相关申请的交叉引用
本申请要求在2017年9月1日提交的欧洲专利申请No.17189059.3的优先权，其公开内容通过引用并入本文。
技术领域
本发明涉及用于燃气轮机筒形燃烧器的过渡管。具体地，本发明涉及用于发电厂的包括多个筒形燃烧器的燃气轮机，其中，各筒形燃烧器设有上面提到的过渡管，用于将热气体从燃烧室引导向涡轮。
背景技术
如已知的那样，用于发电厂的燃气轮机(以下仅燃气轮机)包括设有上游压缩机区段、燃烧器区段和下游涡轮区段的转子。用语下游和上游参照穿过燃气轮机的主气体流的方向。具体地，压缩机包括被供应空气的入口和压缩经过的空气的多个叶片。离开压缩机的压缩空气流入气室，即封闭的容积，并且从气室流入燃烧器。在燃烧器内部，压缩空气与至少一种燃料混合。燃料和压缩空气的混合物流入燃烧器内部的燃烧室，在燃烧室中，该混合物燃烧。得到的热气体离开燃烧器且在涡轮中膨胀，从而对转子做功。
燃烧器区段可以以在涡轮轴线周围环形地布置成环且由界定气室的外部壳体支承的多个筒形燃烧器的形式来实现。
各筒形燃烧器设有布置在燃烧室下游的过渡管，其用于将离开燃烧室的热气体引导向涡轮，具体地，引导向涡轮的第一导叶。过渡管以具有连接到相应燃烧室的出口的上游端和连接到涡轮的入口的下游端的管状主体的形式来实现。过渡管的下游部分包括呈方形凸缘的形式的框架，在本领域中称为“像框状部件”，其构造成以密封的方式联接到涡轮。如以上描述的那样，过渡管构造成将热气体流从燃烧室出口引导到涡轮入口，且因此暴露于极高的温度。例如，在一些种类的燃气轮机中，热气体的温度可达到1800 K或更高。如燃气轮机的其它构件那样，考虑到该高的热气体温度，为了避免由过热导致的损伤和增加寿命，过渡管也需要冷却。
为了这个冷却的目的，过渡管包括呈具有与热气体接触的内部表面的内部管状主体的形式的热壳和包括在内部管状主体周围布置成隔开的且具有与容纳在气室中的压缩空气接触的外部表面的外部管状主体的冷壳。
内部管状主体和外部管状主体在它们之间限定了用于从气室得到的相对新鲜的空气流(即由压缩机输出的压缩空气)的冷却通道。
而且，冷壳在它的下游处包括呈凸缘的形式的第一框架，其基本垂直于外部管状主体。该第一框架设有多个通孔，其用于容纳构造成将冷壳连接到像框状部件的螺栓。优选地，从热壳的外部表面突出的一些间隔件存在于像框状部件和冷壳的第一框架之间。根据现有技术的实践，第一框架与外部管状主体成一体，即第一框架和外部管状主体实现为单个主体。在该构造中，根据当前的现有技术，为了实现基本垂直引导到内部管状主体的外部表面的冷却空气流，冷却空气流穿过在外部管状主体中提供的多个冲击孔，进入内部管状主体和外部管状主体之间的冷却通道。
但是，以上冲击冷却不是没有缺点或局限。首先，由于孔的流体阻力和由冲击产生的扰动，通过将空气通过外部管状主体供给到内部管状主体的外部表面上来产生冲击射流导致跨越冲击冷却孔的显著的压力下降。因为为了提供特定的冷却效果，需要从由压缩机处理的总体空气流中扣除相当大的空气流，因此，压力下降导致燃气轮机的效率的损失。
冲击冷却的另一个局限在于充分地冷却过渡管的下游部分(具体地，在第一框架和像框状部件之间的连接处)可能是困难的。在一方面，在过渡管的下游端处的空气的剩余量可能相当小，因为大部分可用的空气流在到达与涡轮区段的连接处之前流过了冲击冷却孔。在另一方面，考虑到当前冷壳的几何形状，将冲击空气引导向过渡管的下游部分几乎是不可行的。
发明内容
因此，本发明的主要目标是提供用于燃气轮机筒形燃烧器的过渡管，其适合于克服现有技术的实践的缺点。具体地，本发明提供用于燃气轮机筒形燃烧器的过渡管，其具有适合于也冷却过渡管的下游部分的改进的冷却特征。
为了实现上面提到的目标，本发明提供了用于燃气轮机筒形燃烧器的过渡管，其包括呈限定用于离开燃烧室的热气体流M的过渡通道的内部管状主体的形式的热壳。内部管状主体或在下文的热壳，包括上游端和下游端，其构造成分别联接到筒形燃烧器燃烧室和联接到涡轮。用语上游和下游参照从燃烧室到涡轮的热气体流方向M。
如已知的那样，热壳的下游端设有框架，在本领域中称为像框状部件，其构造成以密封的方式联接到涡轮的第一导叶且固定到燃气轮机的外部壳体。因为这个原因，像框状部件包括密封件，具体地为蜂窝状密封件，其构造成以密封的方式与第一涡轮导叶的导叶平台的导叶齿联接。
而且，过渡管包括冷壳，其包括经由螺栓联接到像框状部件的第一框架和在内部管状主体周围布置成隔开以形成对流冷却通道的外部管状主体。外部管状主体在下游连接到第一框架(根据现有技术，外部管状主体制造成与第一框架一体，即单个件)，且具有在内部管状主体的上游端处的上游端。如已知的那样，像框状部件和第一框架二者呈与过渡通道正交地向外突出的凸缘的形式。
根据本发明的主要的方面，第一框架和外部管状主体实现为分开且独立的主体。而且，这两个独立的主体由第一环形间隙分隔，优选地，第一环形间隙在整个过渡通道周围，用于允许冷却空气(C)进入对流冷却通道。
根据以上技术特征，所提到的环形间隙充当用于进入对流冷却通道的冷却空气的入口。由于该环形间隙实现在第一框架和外部管状主体之间，即在过渡管的下游端处的第一框架的内部部分处，本发明允许充分冷却过渡管的下游部分。而且，考虑到需要的更少的压力下降，对流冷却构造相对于普通的冲击冷却构造是优选的。
优选地，第一框架和外部管状主体通过多个连接肋彼此连接，优选地，连接肋平行于热气体流M，充当第一框架和外部管状主体之间的桥接件。根据该实施例，连接肋在一侧连接到外部管状主体且在另一侧连接到第一框架。连接肋的联接部分优选地容纳且更优选地焊接在实现在第一框架中和外部管状主体中的相应的预切槽中。各连接肋充当一体的焊接工具或固定装置。
根据以上技术特征，焊接的连接肋允许保证冷壳有需要的结构强度，即使这样的冷壳以两个分开的主体的形式实现。而且，预切槽使得冷壳能够容易装配。
优选地，外部管状主体的限定环形间隙的下游边缘弯曲以沿内部管状主体的外部表面导引冷却流C。该技术特征允许提高对对流冷却通道的冷却效果。
根据本发明的实施例，外部管状主体可以以至少两个分开的独立主体的形式来实现。具体地，这样的外部管状主体可包括沿热气体流M连续布置在热壳周围的下游外部管状主体和至少上游外部管状主体。下游管状主体和上游管状主体实现为由第二环形间隙分隔的分开的主体，用于允许冷却空气C进入对流冷却通道。
根据以上技术特征，为了使冷却效果最大化，所提到的第二环形间隙充当用于进入对流冷却通道的冷却空气的第二入口。
在该实施例中，连接肋作为双重桥接件分别连接第一框架、下游外部管状主体和上游外部管状主体。上游外部管状主体的限定第二环形间隙的下游边缘也可弯曲，以沿内部管状主体的外部表面导引冷却流C。上游外部管状主体的这样的下游边缘可用作流分离器以修改第一间隙和第二间隙之间分割的空气。
以上关于过渡管对本发明进行了描述。但是，本发明还涉及筒形燃烧器，且大体上涉及设有这样的过渡管的燃气轮机。
应理解，以上大体描述和以下详细描述二者均为示例性的，并且旨在提供如要求保护的本发明的进一步解释。根据以下描述、附图和权利要求，本发明的其它优点和特征将是显而易见的。
在所附的权利要求书中特别阐述了被认为是新颖的本发明的特征。
附图说明
在适当地参照附图认真阅读详细的描述之后，本发明的进一步益处和优点将变得显而易见。
但是，参照描述了本发明的示例性实施例的本发明的以下详细描述可最好地理解发明本身，以下详细描述是结合附图得到的，其中：
图1为用于发电厂的设有多个筒形燃烧器的燃气轮机的示意性视图；
图2为根据本发明的实施例的过渡管的示意性透视图；
图3为图2的过渡管的下游部分的部分的示意性截面视图；
图4和图5分别为在最后的装配步骤之前和之后的图2的过渡管的外部壳的示意性视图。
具体实施方式
结合附图，根据优选的实施例在下文中描述了本发明的技术内容和详细描述，优选的实施例不用于限制本发明的执行范围。根据所附权利要求书进行的任何等效的变型和修改均由本发明要求保护的权利要求书涵盖。
现在将参照附图以详细地描述本发明。
参照图1，其为用于发电厂的设有多个筒形燃烧器的燃气轮机的示意性视图。
具体地，图1公开了具有轴线9且包括压缩机2、燃烧器区段4和涡轮3的燃气轮机1。如已知的那样，环境空气10进入压缩机2，并且压缩空气离开压缩机2且进入气室16(即由外部壳体17限定的容积)中。压缩空气37从气室16进入燃烧器中，燃烧器包括环形地布置在轴线9周围的多个筒形燃烧器4。用语环形的、径向的、轴向的、内部的和外部的参照轴线9，而用语下游和上游参照主气体流。各筒形燃烧器4包括喷燃器5，在喷燃器5中压缩空气37与至少燃料混合。然后，该混合物在燃烧室6中燃烧，且得到的热气体在过渡管7中流动，过渡管7在下游连接到涡轮3。涡轮3包括由导叶支架14支承的多个导叶12(即定子叶片)和由转子8支承的多个叶片13(即转子叶片)。在涡轮3中，热气体膨胀从而对转子8做功，并且以排出气体11的形式离开涡轮3。
图2为根据本发明的实施例的过渡管7的示意性透视图。根据图2，过渡管7包括内部管状主体18，在本领域中称为热壳，其限定用于离开燃烧室(未显示)且被引导向涡轮(未显示)的热气体M的通道。内部管状主体18包括构造成与燃烧室的出口联接的上游端20和支承框架25的下游端21(见图3)，在本领域中称框架25为像框状部件，其构造成以密封的方式联接到涡轮的第一导叶。在内部管状主体18周围，过渡管7包括冷壳22。如已知的那样，内部管状主体和冷壳22(具体地，冷壳22的管状部分23、24)彼此隔开以实现用于冷却空气(即由压缩机输送的在气室中的压缩空气)的冷却通道。根据本发明，冷却通道为对流冷却通道。冷壳22包括沿气体流M的方向连续布置的两个管状部分23、24和通过螺栓28联接到像框状部件25的下游第一框架27。在图3中公开了冷壳22的两个管状部分23、24之间的连接和下游管状部分24与第一框架27之间的连接。
图3为图2的过渡管的下游部分的部分的示意性放大截面视图。根据该实施例，冷壳22的第一框架27和两个管状部分23、24以三个独立且分开的主体来实现。这三个主体通过充当这些构件之间的桥接件(具体地，为双重桥接件)的多个连接肋31保持在正确的相对位置。在图3中未显示将第一框架27连接到像框状部件25的螺栓，但是图3公开了用于将像框状部件25连接到燃气轮机的外部壳体的螺栓37和密封件38(即蜂窝状密封件)，密封件38构造成联接到涡轮的第一导叶的导叶齿。从热壳18的外部表面突出的间隔件36存在于第一框架27和像框状部件25之间。根据图3的示例，对流冷却通道29具有呈环形间隙的形式的两个入口30、34，其分别布置在冷壳22的第一框架37与下游部分24之间和冷壳22的下游部分24与上游部分25之间。优选地，冷壳的下游部分24和上游部分25的下游边缘33、35为倒圆的，以提高冷却空气C在对流冷却通道29中的渗透。当然，相对于过渡管冷却通道为冲击冷却通道的现有技术，冷却通道29限定为“对流的”。
图4和图5分别为在最后的装配步骤之前和之后的图2的过渡管7的外部壳22的示意性视图。具体地，图4公开了形成冷却壳22的三个主体。图4清楚地显示了这三个主体是如何独立且分开的。而且，图4公开了在冷壳22的这三个主体中实现的多个预切槽，其适合于容纳连接肋41的相关的部分。图4的框架27包括构造成容纳将冷壳22连接到像框状部件25的螺栓28(见图2)的多个孔39。
最后，图5公开了连接肋31的定位，其定位使得这样的连接肋31的一些部分容纳且优选地焊接在相关的槽32中。
虽然关于如上面提到的本发明的优选实施例对本发明进行了解释，但是应理解，可进行许多其它可能的修改和变型而不偏离本发明的范围。因此，预期的是所附权利要求或权利要求书将涵盖落在本发明的真正范围内的这样的修改和变型。

Claims (12)

1.一种用于燃气轮机筒形燃烧器的过渡管；所述过渡管(7)包括：
呈内部管状主体的形式的热壳(18)，其限定过渡通道(19)且具有用于分别联接到筒形燃烧器燃烧室(6)和联接到涡轮(3)的上游端(20)和下游端(21)；
像框状部件(25)，其在所述热壳(18)的所述下游端(21)处；
冷壳(22)，其包括经由螺栓(28)联接到所述像框状部件(25)的第一框架(27)和在所述内部管状主体(18)周围布置成隔开以形成对流冷却通道(29)的外部管状主体(23, 24)；所述外部管状主体(23, 24)在下游连接到所述第一框架(27)，且具有在所述内部管状主体(18)的所述上游端(20)处的上游端(26)；
其中，所述第一框架(27)和所述外部管状主体(23, 24)实现为由第一环形间隙(30)分隔的分开的主体，用于允许冷却空气(C)进入所述对流冷却通道(29)。
2. 根据权利要求1所述的过渡管，其特征在于，所述第一框架(27)和所述外部管状主体(23, 24)通过多个连接肋(31)彼此连接，所述连接肋(31)在一侧连接到所述外部管状主体(23, 24)且在另一侧连接到所述第一框架(27)。
3. 根据权利要求2所述的过渡管，其特征在于，所述连接肋(31)包括容纳在相应的预切槽(32)中的部分，所述相应的预切槽(32)在所述第一框架(27)中和所述外部管状主体(23, 24)中实现。
4. 根据权利要求3所述的过渡管，其特征在于，所述连接肋(31)的容纳在所述相应的预切槽(32)中的所述部分焊接到所述第一框架(27)且焊接到所述外部管状主体(23, 24)。
5. 根据前述权利要求中的任一项所述的过渡管，其特征在于，所述外部管状主体(23,24)的限定所述第一环形间隙(30)的下游边缘(33)弯曲以沿所述内部管状主体(18)的外部表面导引所述冷却流(C)。
6. 根据前述权利要求中的任一项所述的过渡管，其特征在于，所述外部管状主体(23,24)包括下游外部管状主体(24)和至少上游外部管状主体(23)；所述下游管状主体(24)和所述上游管状主体(23)实现为由第二环形间隙(34)分隔的分开的主体(23, 24)，用于允许所述冷却空气(C)进入所述对流冷却通道(29)。
7.根据权利要求6所述的过渡管，其特征在于，所述第一框架(27)、所述下游外部管状主体(24)和所述上游外部管状主体(23)通过多个连接肋(31)彼此连接，所述连接肋(31)分别连接所述第一框架(27)、所述下游外部管状主体(24)和所述上游外部管状主体(23)。
8.根据权利要求7所述的过渡管，其特征在于，所述连接肋(31)包括容纳在相应的预切槽(32)中的部分，所述相应的预切槽(32)在所述第一框架(27)中、所述下游外部管状主体(24)中和所述上游外部管状主体(23)中实现。
9.根据权利要求8所述的过渡管，其特征在于，所述连接肋(31)的容纳在所述相应的预切槽(32)中的所述部分焊接到所述第一框架(27)、焊接到所述下游外部管状主体(24)且焊接到所述上游外部管状主体(23)。
10.根据前述权利要求6-9中的任一项所述的过渡管，其特征在于，所述上游外部管状主体(23)的限定所述第二环形间隙(34)的下游边缘(35)弯曲以沿所述内部管状主体(18)的外部表面导引所述冷却流(C)。
11.一种用于燃气轮机的筒形燃烧器，所述筒形燃烧器(4)包括喷燃器(5)、燃烧室(6)和用于将热气体引导向涡轮(3)的过渡管(7)；其中，所述过渡管(7)根据前述权利要求中的任一项来实现。
12.一种用于发电厂的燃气轮机；所述燃气轮机(1)具有轴线(9)且包括：
压缩机(2)，其用于压缩环境空气，
气室(16)，其用于接收离开所述压缩机(2)的压缩空气，
多个筒形燃烧器(4)，其用于使离开所述气室(16)的所述压缩空气与至少燃料混合且燃烧，
涡轮(3)，其用于使离开所述筒形燃烧器(4)的燃烧的热气体流(15)膨胀且对转子(8)做功；
其中，各筒形燃烧器(4)包括用于将所述热气体引导向涡轮(3)的过渡管(7)；所述过渡管(7)根据前述权利要求1-10中的任一项来实现。
CN201811012013.5A 2017-09-01 2018-08-31 燃气轮机筒形燃烧器的过渡管和包括该过渡管的燃气轮机 Active CN109424981B (zh)

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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115605712A (zh) * 2020-05-15 2023-01-13 西门子能源全球有限两合公司（De） 先导锥冷却

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11377970B2 (en) 2018-11-02 2022-07-05 Chromalloy Gas Turbine Llc System and method for providing compressed air to a gas turbine combustor
US11248797B2 (en) 2018-11-02 2022-02-15 Chromalloy Gas Turbine Llc Axial stop configuration for a combustion liner
EP3874129A4 (en) * 2018-11-02 2022-10-05 Chromalloy Gas Turbine LLC SYSTEM AND METHOD FOR SUPPLYING COMPRESSED AIR TO A GAS TURBINE COMBUSTOR
EP3835657A1 (en) * 2019-12-10 2021-06-16 Siemens Aktiengesellschaft Combustion chamber with wall cooling

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1609426A (zh) * 2003-10-17 2005-04-27 通用电气公司 用于冷却燃气轮机燃烧器出口温度的方法和装置
US7310938B2 (en) * 2004-12-16 2007-12-25 Siemens Power Generation, Inc. Cooled gas turbine transition duct
CN101555833A (zh) * 2008-04-08 2009-10-14 通用电气公司 过渡件冲击套筒及其组装方法
EP2378200A2 (en) * 2010-04-19 2011-10-19 General Electric Company Combustor liner cooling at transition duct interface and related method
EP3026219A1 (en) * 2014-11-27 2016-06-01 Alstom Technology Ltd Support segment for a transition piece between combustor and turbine

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6412268B1 (en) * 2000-04-06 2002-07-02 General Electric Company Cooling air recycling for gas turbine transition duct end frame and related method
US8549861B2 (en) * 2009-01-07 2013-10-08 General Electric Company Method and apparatus to enhance transition duct cooling in a gas turbine engine
US8051662B2 (en) * 2009-02-10 2011-11-08 United Technologies Corp. Transition duct assemblies and gas turbine engine systems involving such assemblies
EP2915957A1 (en) * 2014-03-05 2015-09-09 Siemens Aktiengesellschaft Cast tubular duct for a gas turbine and manufacturing method thereof

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1609426A (zh) * 2003-10-17 2005-04-27 通用电气公司 用于冷却燃气轮机燃烧器出口温度的方法和装置
US7310938B2 (en) * 2004-12-16 2007-12-25 Siemens Power Generation, Inc. Cooled gas turbine transition duct
CN101555833A (zh) * 2008-04-08 2009-10-14 通用电气公司 过渡件冲击套筒及其组装方法
EP2378200A2 (en) * 2010-04-19 2011-10-19 General Electric Company Combustor liner cooling at transition duct interface and related method
EP3026219A1 (en) * 2014-11-27 2016-06-01 Alstom Technology Ltd Support segment for a transition piece between combustor and turbine

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115605712A (zh) * 2020-05-15 2023-01-13 西门子能源全球有限两合公司（De） 先导锥冷却
US11971171B2 (en) 2020-05-15 2024-04-30 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Pilot cone cooling

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