CN112318115B - 一种燃机透平静叶插件安装方法及应用 - Google Patents
一种燃机透平静叶插件安装方法及应用 Download PDFInfo
- Publication number
- CN112318115B CN112318115B CN202011318404.7A CN202011318404A CN112318115B CN 112318115 B CN112318115 B CN 112318115B CN 202011318404 A CN202011318404 A CN 202011318404A CN 112318115 B CN112318115 B CN 112318115B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- plug
- insert
- assembly
- turbine
- blade
- 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.)
- Active
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
- B23P21/00—Machines for assembling a multiplicity of different parts to compose units, with or without preceding or subsequent working of such parts, e.g. with programme control
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
本发明涉及燃气轮机空心叶片冷却技术领域,具体公开了一种燃机透平静叶插件安装方法,应用于重型燃气轮机空心叶片插件或航空涡轮发动机空心叶片插件的安装,具体包括以下步骤:计算插件装配间隙与冷却气体泄漏关系,获得插件装配间隙;所述插件装配间隙为0‑1.0mm;在静叶内腔中预留内腔凹槽;插件矫形;修配打磨;装配;完成装配。本发明有效的将冷却气体的泄漏控制在合理范围内,提高叶片使用寿命。
Description
技术领域
本发明涉及燃气轮机空心叶片冷却技术领域,特别涉及一种燃机透平静叶插件安装方法及应用。
背景技术
燃气轮机在航空器推进器、发电和工业中发挥着不可替代的作用。现代燃气涡轮发动机和重型燃气轮机都在向更高热效率和更大功率的方向发展,透平燃气进口温度越来越高,工况越来越恶劣,而材料的发展难以满足现代先进燃气轮机发展的需要,因此,对透平叶片实施有效冷却是实现燃气轮机高效运行和进一步发展的关键。燃气轮机叶片冷却包括外部冷却和内部冷却,其中内部冷却常采用射流冲击冷却和柱肋冷却的方法。
在燃气轮机叶片内部冷却结构中,插件有着导流和形成内部冲击冷却的重要作用,但高温透平静叶插件的安装往往存在较大难度,而且插件底部与透平静叶加工件内部凹槽容易形成间隙,使进入插件的冷却气体从间隙流出,造成冷却气体泄漏以致透平静叶冷却不足,形成超温或局部超温区域,影响燃机整体性能与运行安全。相关统计资料显示,超过40%燃机失效和叶片冷却相关,最普遍的失效模式是高温氧化。燃机透平静叶内部冷却性能与底部间隙密切相关,间隙过大容易引起超温失效而导致静叶高温报废,甚至造成严重安全事故。
对于静叶冷却来说,冷却气体通过插件上的冲击孔射到叶片表面来冷却叶片金属,如果插件与叶片底部之间的装配间隙过大,冷气就会通过间隙进入腔室,起不到冷却的作用,从而造成冷气泄漏,燃机冷却流量增加,叶片温度升高。燃机效率降低,叶片寿命降低,影响燃机安全运行。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是,提供一种燃机透平静叶插件安装方法及应用,有效的将冷却气体的泄漏控制在合理范围内,提高叶片使用寿命。
本发明解决技术问题所采用的解决方案是:
一种燃机透平静叶插件安装方法,具体包括以步骤:
计算插件装配间隙与冷却气体泄漏关系,获得插件装配间隙;所述插件装配间隙为0-1.0mm;
在静叶内腔中预留内腔凹槽;
插件矫形;
修配打磨;
装配;
完成装配。
在一些可能的实施方式中,所述计算插件装配间隙与冷却气体泄漏关系,获得装配间隙;具体是指:
计算插件装配间隙与冷却气体泄漏关系;
通过三维CFD计算,获得不同安装间隙下静叶片的冷气泄漏量,根据不同叶片对冷气泄露量的要求,找到对应的装配间隙;
在一些可能的实施方式中,所述插件矫形具体是指:对完工插件进行矫形,所述插件外露部分长度控制在3-20mm。
在一些可能的实施方式中,所述修配打磨,具体是指:
对插件底部修配、对静叶空腔入口部修磨。
在一些可能的实施方式中,所述装配,具体是指:
将插件插入预留凹槽,进行预装配间隙检测;
对静叶内腔进行干涉部位打磨;
若装配间隙不满足要求,对插件底部进行修磨,修磨长度≤1mm,修磨宽度为3-10mm;
若修磨不满足要求,则更换插件进行修配。
另一方面,一种根据上述安装方法的应用,所述安装方法应用于重型燃气轮机和航空涡轮发动机空心叶片插件的安装。
与现有技术相比,本发明的有益效果:
本发明将有效的降低插件安装的难度,并且可精确地控制插件装配间隙;
本发明将装配间隙设定为0-1.0mm,能够将冷气泄漏量控制在合理的范围内,有效的保证冷却效果,进而有效的避免由于插件与叶片顶部之间的装配间隙过大,冷气泄漏,燃机冷却流量增加,叶片温度升高,从而导致燃机效率降低,叶片寿命降低,影响燃机安全运行的问题出现。
本发明插件外露部分长度控制在3-20mm使得流入插件内的冷气流量控制在合理范围内,保证冷却效果。
具体实施方式
为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚,下面对本申请中的技术方案进行清楚、完整地描述,显然,所描述的实施例是本申请一部分实施例,而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例,本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例,都属于本申请保护的范围。
实施例1:
本发明通过下述技术方案实现,一种燃机透平静叶插件安装方法,具体包括以步骤:
计算插件装配间隙与冷却气体泄漏关系,获得插件装配间隙;所述插件装配间隙为0-1.0mm;
所述计算插件装配间隙与冷却气体泄漏关系;具体是指:
通过三维CFD计算,获得不同安装间隙下静叶片的冷气泄漏量,根据不同叶片对冷气泄露量的要求,找到对应的装配间隙;
在静叶内腔中预留内腔凹槽;
插件矫形;对完工插件进行矫形,所述插件外露部分长度控制在3-20mm。
矫形是指运用特定的工装对插件外形进行校正,以提高插件质量。
插件外露的作用是为了有效的控制冷气流量,若外露部分太长,会导致流入插件的冷却流量太少,影响冷却效果,危害燃机安全;外露部分太短,冷气流量大,降低燃机效率。
修配打磨;对插件底部修配、对静叶空腔入口部修磨。
装配;将插件插入预留凹槽,进行预装配间隙检测;
对静叶内腔进行干涉部位打磨;
若装配间隙不满足要求,对插件底部进行修磨,修磨长度≤1mm,修磨宽度为3-10mm;
若修磨不满足要求,则更换插件进行修配。
完成装配。
实施例2:
一种燃气轮机透平静叶插件安装方法,燃气轮机第一、二级静叶片温度很高,需要高效的内部冷却,对插件的安装要求也较高,某燃气轮机第一、二级静叶片插件安装的具体步骤为:
在空心静叶制造中内腔插件底部处预留内腔凹槽,以利于插件装配;
根据叶片内部结构以及冷却气流条件,计算插件装配间隙与冷却气体泄漏关系,提出合理的插件装配间隙要求。对某燃气轮机第一、二级进行理论分析和全三维CFD计算分析来评估插件泄漏流量,得出需要将第一静叶插件装配间隙为0.3mm,第二级静叶插件装配间隙为0.35mm。
对完工插件进行矫形提高,降低装配干涉偏差,使插件外露部分长度为8-12mm;
修配插件底部,对静叶口部进行修磨,减少入口干涉,然后将插件插入到底,进行预装配间隙检测,将间隙控制在设计范围以内。
对静叶内腔进行干涉部位打磨。若预装配间隙不满足要求,允许对插件底部进行修磨,修磨长度为1mm,修磨宽度为10mm,若修配后还不满足要求,则更换插件进行修配。
实施例3:
一种燃气轮机透平静叶插件安装方法,燃气轮机第三级静叶片温度虽然没有第一、二级高,但仍需要内部冷却,某燃气轮机第三级静叶片插件安装的具体步骤为:
在空心静叶制造中内腔插件底部处预留内腔凹槽,以利于插件装配;
根据叶片内部结构以及冷却气流条件,对某燃气轮机第三级静叶进行理论分析和全三维CFD计算分析来评估插件泄漏流量,得出需要将第三级静叶插件装配间隙为0.5mm。
对完工插件进行矫形提高,降低装配干涉偏差,使插件外露部分长度为10mm;
修配插件底部,对静叶口部进行修磨,减少入口干涉,然后将插件插入到底,进行预装配间隙检测,将间隙为0.5mm。
对静叶内腔进行干预装配间隙不满足要求,允许对插件底部进行修磨,修磨长度为1mm,修磨宽度为10mm,若修配后还不满足要求,则更换插件进行修配。
为验证将插件装配间隙设计为0-1.0mm的准确性,选取了上述实施例2和实施例3中的静叶插件装配间隙进行试验验证,如表1所示;
表1
试验结果显示,通过计算所得的叶片温度与插件安装后所实测的叶片温度相差对6.8K;相对实测偏差-1.87%,由此可知,将插件装配间隙控制在0-1.0mm能够用于静叶插件的装配中。本发明所述静叶插件安装方法能够将冷气泄漏量控制在合理的范围内,有效的保证冷却效果。
以上对本申请实施例进行了详细介绍,本申请中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述,以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想;同时,对于本领域的一般技术人员,依据本申请的思想,在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处,综上所述,本说明书内容不应理解为对本申请的限制。
Claims (4)
1.一种燃机透平静叶插件安装方法,其特征在于:具体包括以下步骤:
计算插件装配间隙与冷却气体泄漏关系,获得插件装配间隙;所述插件装配间隙为0-1.0mm;
在静叶内腔中预留内腔凹槽;
插件矫形;所述插件矫形具体是指:对完工插件进行矫形,所述插件外露部分长度控制在3-20mm;
修配打磨;
装配;所述装配,具体是指:
将插件插入预留凹槽,进行预装配间隙检测;
对静叶内腔进行干涉部位打磨;
若装配间隙不满足要求,对插件底部进行修磨,修磨长度≤1mm,修磨宽度为3-10mm;
若修磨不满足要求,则更换插件进行修配,
完成装配。
2.根据权利要求1所述的一种燃机透平静叶插件安装方法,其特征在于:所述计算插件装配间隙与冷却气体泄漏关系,获得装配间隙;具体是指:
计算插件装配间隙与冷却气体泄漏关系;
通过三维CFD计算,获得不同安装间隙下静叶片的冷气泄漏量,根据不同叶片对冷气泄漏 量的要求,找到对应的装配间隙。
3.根据权利要求1所述的一种燃机透平静叶插件安装方法,其特征在于:所述修配打磨,具体是指:
对插件底部修配、对静叶空腔入口部修磨。
4.根据权利要求1-3任一项所述的一种燃机透平静叶插件安装方法的应用,其特征在于:所述安装方法应用于重型燃气轮机空心叶片插件或航空涡轮发动机空心叶片插件的安装。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202011318404.7A CN112318115B (zh) | 2020-11-23 | 2020-11-23 | 一种燃机透平静叶插件安装方法及应用 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202011318404.7A CN112318115B (zh) | 2020-11-23 | 2020-11-23 | 一种燃机透平静叶插件安装方法及应用 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN112318115A CN112318115A (zh) | 2021-02-05 |
CN112318115B true CN112318115B (zh) | 2022-06-24 |
Family
ID=74321036
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN202011318404.7A Active CN112318115B (zh) | 2020-11-23 | 2020-11-23 | 一种燃机透平静叶插件安装方法及应用 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN112318115B (zh) |
Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH112103A (ja) * | 1997-06-13 | 1999-01-06 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン静翼インサート挿入構造及び方法 |
JP2000356104A (ja) * | 1999-06-15 | 2000-12-26 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン静翼 |
CN103119251A (zh) * | 2010-07-27 | 2013-05-22 | 斯奈克玛 | 用于涡轮引擎的涡轮机或压缩机叶轮的叶片间密封 |
CN204663589U (zh) * | 2015-03-31 | 2015-09-23 | 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 | 燃气轮机透平静叶周向间隙调整结构 |
CN107178395A (zh) * | 2017-06-27 | 2017-09-19 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 一种用于透平叶片在叶轮轮槽中轴向定位的结构 |
CN108547668A (zh) * | 2018-03-15 | 2018-09-18 | 吴谦 | 一种蒸汽循环辅助的飞机发动机燃气循环系统设计方法 |
CN111636929A (zh) * | 2020-06-01 | 2020-09-08 | 浙江燃创透平机械股份有限公司 | 一种燃气轮机涡轮静叶片冷却结构 |
-
2020
- 2020-11-23 CN CN202011318404.7A patent/CN112318115B/zh active Active
Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH112103A (ja) * | 1997-06-13 | 1999-01-06 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン静翼インサート挿入構造及び方法 |
JP2000356104A (ja) * | 1999-06-15 | 2000-12-26 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン静翼 |
CN103119251A (zh) * | 2010-07-27 | 2013-05-22 | 斯奈克玛 | 用于涡轮引擎的涡轮机或压缩机叶轮的叶片间密封 |
CN204663589U (zh) * | 2015-03-31 | 2015-09-23 | 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 | 燃气轮机透平静叶周向间隙调整结构 |
CN107178395A (zh) * | 2017-06-27 | 2017-09-19 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 一种用于透平叶片在叶轮轮槽中轴向定位的结构 |
CN108547668A (zh) * | 2018-03-15 | 2018-09-18 | 吴谦 | 一种蒸汽循环辅助的飞机发动机燃气循环系统设计方法 |
CN111636929A (zh) * | 2020-06-01 | 2020-09-08 | 浙江燃创透平机械股份有限公司 | 一种燃气轮机涡轮静叶片冷却结构 |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
先进燃气轮机燃烧室与透平交互作用的流动传热机理研究;尹洪;《中国博士学位论文全文数据库》;第9期;20150915;第72~74页 * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN112318115A (zh) | 2021-02-05 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5733102A (en) | Slot cooled blade tip | |
US9458725B2 (en) | Method and system for providing cooling for turbine components | |
US6478537B2 (en) | Pre-segmented squealer tip for turbine blades | |
RU2456460C2 (ru) | Система предотвращения износа концевых бандажных полок лопаток турбины | |
EP2666967B1 (en) | Turbine rotor blade | |
EP1621727B1 (en) | Turbine rotor blade and gas turbine engine rotor assembly comprising such blades | |
CA2366692C (en) | Method and apparatus for reducing turbine blade tip temperatures | |
US8157527B2 (en) | Airfoil with tapered radial cooling passage | |
JP4731237B2 (ja) | ガスタービンエンジンロータブレードを冷却するための装置 | |
EP2434096B1 (en) | Gas turbine engine airfoil comprising a conduction pedestal | |
US8550783B2 (en) | Turbine blade platform undercut | |
EP1749967B1 (en) | Cooling arrangement of a blade shroud and corresponding gas turbine | |
EP1231359A2 (en) | Method and apparatus for reducing turbine blade tip region temperatures | |
US20070224049A1 (en) | Steam-cooled gas turbine bucker for reduced tip leakage loss | |
JP2001107702A (ja) | 断熱コーティングされたスクィーラ先端空洞 | |
CN112318115B (zh) | 一种燃机透平静叶插件安装方法及应用 | |
CN110566284A (zh) | 一种带阻隔肋的凹槽叶顶结构 | |
US20070237627A1 (en) | Offset blade tip chord sealing system and method for rotary machines | |
US9228437B1 (en) | Turbine airfoil with pressure side trailing edge cooling slots | |
JP2011001919A (ja) | タービン動翼 | |
EP4028643B1 (en) | Turbine blade, method of manufacturing a turbine blade and method of refurbishing a turbine blade | |
CN111779548B (zh) | 一种端壁气膜孔布置结构 | |
CN110761854B (zh) | 一种小间隙汽封660mw汽轮机的偏置安装方法 | |
US20240229651A9 (en) | Turbine blade, method of manufacturing a turbine blade and method of refurbishing a turbine blade | |
Ushinin | Experience with the introduction of honeycomb seals in steam turbines |
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 |