CN1971011B - 涡轮喷嘴冷却子系统和燃气涡轮发动机 - Google Patents

涡轮喷嘴冷却子系统和燃气涡轮发动机 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种涡轮喷嘴冷却子系统(200)。该子系统包括至少一个涡轮喷嘴段(300)。该段包括弓形、径向最外侧的端壁(310)、弓形、径向最内侧的端壁(316)和至少一个翼型叶片(400)。所述每个端壁包括至少一个开放通道(317)。所述翼型叶片在所述端壁之间延伸并连接于其上。所述叶片还包括空腔(410)、前缘(402)、后缘(404)和翼型叶片外表面(406)。所述空腔包括翼型叶片内表面(412)和多个涡流器。所述空腔和开放通道流体连通以使得翼片冷却气流流动变得方便。该子系统还包括至少一个与压缩机组件(102)和所述段流体连通的扩散管(250)。该扩散管包括至少一个扩散管壁(254)和空腔(252)。所述扩散管壁从压缩机组件向所述段延伸以使得翼片冷却气流向该段的引导变得方便。所述翼片冷却气流包括压缩机组件排出气流的至少一部分。

Description

涡轮喷嘴冷却子系统和燃气涡轮发动机
技术领域
本发明总体上涉及旋转机器，并且更特别地，涉及用于冷却燃气涡轮发动机部件的方法和装置。
背景技术
许多已知的燃气涡轮发动机点燃燃烧室组件中的燃料-空气混合物，并且产生经由高温气体路径通向涡轮组件的燃气流。压缩空气通过压缩机组件通向燃烧室组件。涡轮组件的输出可用于驱动机器，例如发电机或泵。
翼片应用于许多已知的燃气涡轮发动机中，例如，作为固定叶片和转动叶片。转动叶片通常称作斗形物。叶片典型地定位在相关斗形物的紧邻的上游并且可以配置为喷嘴。叶片-斗形物组合通常称作级。斗形物通常连接到涡轮转子上并且叶片通常连接到包括涡轮壳在内的涡轮组件的固定部分上。燃气流经叶片形成预定向量使得对斗形物的气体流冲击变得更为方便。涡轮组件级使包含于燃气流中的热能便于转化为发动机转子旋转形式的机械能。
在许多已知的燃气涡轮发动机中，发动机效率通常随着燃气流温度增加而提高。燃气流温度的一个典型范围大约为1316°摄氏度(C)-1427℃(2400°华氏度(F)-2600°F)。在一些发动机中，由于形成受影响部件的材料的温度限制的原因，可能存在燃烧气体温度的上限参数。持续暴露在高于已知限制的温度下可能引起部件变形和其他部件寿命减少的后果。
一些已知的达到希望的燃气流温度同时减少如上所述的可能的有害作用的方法是在发动机运转期间引入冷却受影响部件的方法。这些已知方法之一是使气流的一部分从压缩机组件排出并导向受影响部件。
在一些已知的上述系统中，可以如上所述被冷却的部件之一是第一级涡轮喷嘴，有时称作S1N(一级喷嘴)。包括至少一个叶片的S1N通常将高温气体路径中的燃气流从燃烧室组件导向与涡轮组件的第一级相连的斗形物组。
许多已知的燃气涡轮发动机将冷却空气导向S1N 叶片内的空腔，并且该空气随后经涡轮喷嘴叶片中的开口导向燃气流，该过程通常称作薄膜冷却。冷却气流比燃气流典型地处于更高压力下，因此，空气流入气体流变得方便。经由喷嘴叶片空腔进入气体流的冷却空气布置到喷嘴的径向最外侧段，即叶片的外表面上，并且通过沿叶片外壁形成冷却空气层而产生薄膜冷却效应，从而减少叶片上的高温燃气流的影响。
一些使用这种涡轮喷嘴叶片的薄膜冷却的已知燃气涡轮发动机可以使高温气体路径内的燃气流的温度在燃气流导入涡轮组件的第一级斗形物之前降低。该温度下降起因于冷却空气与较高温度气体的混合。一些已知的燃气涡轮可能经历80-150℃(176-302
Figure 200610172389310000210003_1
)范围内的燃气流温度下降。这种情况倾向于降低用于给定燃烧速度的涡轮组件的功率输出，从而使发动机效率下降。
一种通常用于克服温度下降的方法是提高燃烧速度，即，燃料燃烧速度，并且促使燃气流在涡轮喷嘴之前增大以在冷却空气导入气体流之后恢复第一级斗形物处的燃气流温度。尽管此举的结果往往恢复了燃气流温度和涡轮组件功率输出，但是它也增加了燃烧速度。
加快燃烧速度并且随后燃烧气体温度增加到预定临界值，普遍接受的是大约1538℃(2800
Figure 200610172389310000210003_2
)，这可能会引起氮氧化物、通常称作NOx 的形成增多，即，造成包括法规限制在内的种种相关环境问题的燃气流成分的增加。为了减少NOx形成的可能，发动机操作者通常观察以监视燃烧的一个参数是燃料/空气比，即，所燃烧燃料与用于该燃烧的空气之间的比。当该比值减小时，NOx形成的可能性减小。通常，燃气涡轮在稀薄燃烧，即比值尽可能低的情况下运转，并且实际比值的范围为0.025-0.032。将压缩机排出的一部分空气导入经由燃烧过程的喷嘴冷却回路会降低比值中的空气值，并且燃料/空气比趋于增大。如上所述，这些情况趋于增大NOx形成的可能。因此，人们希望将用于冷却喷嘴并随后排入气体流的空气(从压缩机排出)值减至最少。减少冷却空气的 预定值降低了与冷却空气排入气体流相关的性能影响并且降低了燃料/空气比，从而减少了NOx形成的可能。
气体温度的上阈(由于材料限制和NOx形成)和燃料/空气比(由于NOx形成)的窄范围相结合可能降低建立燃气涡轮发动机的高效运行方式的灵活性。
发明内容
在一个方面，本发明提供了一种涡轮喷嘴冷却子系统。该子系统包括至少一个涡轮喷嘴段。该段包括弓形、径向最外侧的端壁、弓形、径向最内侧的端壁和至少一个翼型叶片。所述最外侧端壁包括至少一个开放通道。所述最内侧端壁包括至少一个开放通道。所述至少一个翼型叶片在所述内部径向端壁和所述外部径向端壁之间延伸并连接到其上。该叶片还包括空腔、前缘、后缘和翼型叶片外表面。所述空腔包括翼型叶片内表面和多个涡流器。所述空腔和开放通道流体连通以使得翼片冷却气流流动变得方便。该子系统还包括至少一个与压缩机组件和所述至少一个涡轮喷嘴段流体连通的扩散管。所述扩散管包括至少一个扩散管壁和至少一个空腔。所述至少一个扩散管壁从压缩机组件向所述涡轮喷嘴段延伸以使得翼片冷却气流向至少一个涡轮喷嘴段的引导变得方便。所述翼片冷却气流包括压缩机组件排出气流的至少一部分。
在另一个方面，本发明提供了一种装配燃气涡轮发动机的方法。该方法包括将至少一个涡轮喷嘴段连接到燃气涡轮发动机固定支撑结构的至少一部分上。该方法还包括将至少一个涡轮喷嘴段连接到至少一个过渡件上。该方法还包括将冷却流体源连接到至少一个涡轮喷嘴段上以使得冷却流体可以通向至少一个涡轮喷嘴翼型叶片。该方法还包括将扩散管壁连接到压缩机组件和至少一个涡轮喷嘴段上，使得压缩机组件排出气流的至少一部分流向至少一个涡轮喷嘴段。
在另一个方面，本发明提供了一种燃气涡轮发动机。该发动机包括压缩机组件和与该压缩机组件流体连通的燃烧室组件。该发动机还包括涡轮喷嘴冷却子系统。该子系统包括至少一个涡轮喷嘴段。该喷嘴包括弓形、径向最外侧的端壁、弓形、径向最内侧的端壁和至少一个翼型叶 片。所述最外侧端壁包括至少一个开放通道。所述最内侧端壁包括至少一个开放通道。所述至少一个翼型叶片在所述内部径向壁和所述外部径向壁之间延伸并连接到其上。该叶片还包括空腔、前缘、后缘和翼型叶片外表面。所述空腔包括翼型叶片内表面和多个涡流器。所述空腔和开放通道流体连通以使得翼片冷却气流流动变得方便。至少一个扩散管与压缩机组件和至少一个涡轮喷嘴段流体连通。所述扩散管包括至少一个扩散管壁和至少一个空腔。所述至少一个扩散管壁从压缩机组件向所述涡轮喷嘴段延伸以使得翼片冷却气流向至少一个涡轮喷嘴段的引导变得方便。所述翼片冷却气流包括压缩机组件排出气流的至少一部分。该发动机还包括与涡轮喷嘴冷却子系统流体连通的涡轮组件。
附图说明
图1是示例性燃气涡轮发动机的示意图；
图2是涡轮喷嘴冷却子系统的示例性实施例的局部示意图，该子系统可与图1中的燃气涡轮发动机一起使用；
图3是第一级涡轮喷嘴段的示例性实施例的示意图，该喷嘴段可与图1中的燃气涡轮发动机一起使用；
图4是第一级涡轮喷嘴段的示意性实施例的可选透视图，该喷嘴段可与图1中的燃气涡轮发动机一起使用；
图5是涡轮喷嘴叶片的示例性实施例的说明图，该叶片可与图1中的燃气涡轮发动机一起使用；
图6是涡轮喷嘴叶片的示意性实施例的可选透视图，该叶片可与图1中的燃气涡轮发动机一起使用；
图7是涡轮喷嘴冷却子系统的可选实施例的局部示意图，该子系统可与图1中的燃气涡轮发动机一起使用；
和
图8是用于装配燃气涡轮发动机的示例性方法的流程图，该方法可用于图1中的燃气涡轮发动机。
具体实施方式
图1是示例性燃气涡轮发动机100的示意图。发动机100包括压缩机组件102、燃烧室组件104、第一级涡轮喷嘴106、涡轮喷嘴冷却子系统108、涡轮组件110和公共压缩机/涡轮轴112(有时称作转子112)。在一个实施例中，发动机100是MS7001FB发动机，有时称作7FB发动机，其可从General Electric Company(通用电气公司)，GreenvilleSouth Carolina购得。
在运转中，空气流过压缩机组件102并且压缩空气被供应至燃烧室组件104，组件104与组件102流体连通。燃烧室组件104利用来自组件102的空气点燃并燃烧燃料，例如，天然气和/或燃料油，产生大约1316°摄氏度(C)-1427℃(2400°华氏度(F)-2600°F)的高温燃气流。燃烧室组件104还与有时称作S1N的第一级涡轮喷嘴106流体连通，并且高温气体流导向喷嘴106。喷嘴106包括至少一个叶片(图1未显示)，其便于气体流的方向改变以使气体流向涡轮组件110的第一级斗形物(图1未显示)，这样，通过涡轮组件110使气体流热能转换为转子112转动能变得更加方便。第一级涡轮喷嘴冷却子系统108使喷嘴106的冷却更加方便，如下文详细描述的那样。涡轮组件110可旋转地连接并驱动转子112，该转子随后给压缩机组件102提供旋转动力，组件102还可旋转地连接到轴112上。在该示例性实施例中，具有多个燃烧室组件104和喷嘴106。在下面的讨论中，除非另有陈述，否则将只对每类部件中的一个进行描述。
图2是涡轮喷嘴冷却子系统200的示例性实施例的局部示意图，该子系统可与燃气涡轮发动机100(图1所示)一起使用。子系统200与压缩机组件202相连并流体连通。子系统200还与燃烧室组件210相连并流体连通。燃烧室组件210包括燃烧室端盖212、多个燃料喷嘴214、燃烧室壳216、燃烧室衬套218、燃烧室腔220、过渡件222和燃烧室出口224。另外，子系统200与涡轮组件230相连并流体连通。涡轮组件230包括第一级斗形物232、外壳234、内壳236、外支撑结构238和内支撑结构240。子系统200包括扩散管250，其中扩散管250包括扩散管腔252和扩散管壁254。扩散管壁254包括多个开放通道255，有时称作旁通孔。子系统200还包括涡轮喷嘴256和压缩机排出气室258。 涡轮喷嘴256包括多个涡轮喷嘴段，图3中显示了其中之一。
在运转中，如上所述，压缩机组件202由涡轮组件230通过公共轴112(图1所示)驱动。当压缩机组件202旋转时，它压缩空气并且将压缩空气如相关箭头所示那样排入扩散管250。空气进入扩散管腔252并且一部分经由扩散管壁254如相关箭头所示那样通向涡轮喷嘴256，可称作翼片或喷嘴冷却气流。压缩机组件202排出空气的另一部分经由多个开放通道255直接通向压缩机排出气室258，如相关箭头所示和下文所述。导向喷嘴256的空气部分如相关箭头所示那样从喷嘴256通向气室258。
开放通道255(旁通孔)可以在扩散管壁254中确定尺寸和位置从而设定旁通喷嘴256的预定百分比的气流。在示例性实施例中，压缩机202排气流的大约50％通向喷管冷却气流，大约40％直接通向压缩机排出气室258，只有通向翼片后缘和平台的极少量的空气冷却。通过增加喷嘴冷却气流的质量流速使喷嘴256的对流冷却变得方便。在可选实施例中，通向涡轮喷嘴冷却子系统200的压缩机202排出的百分比可以增至大致100％。
燃烧室组件210接收经燃烧室端盖212来自气室258的空气。燃料由燃烧室组件210经由燃料喷嘴214接收。燃料和空气喷射到由燃烧室衬套218形成的燃烧室220中。衬套218由燃烧室壳216支撑，并且外壳216还有利于燃烧室220燃烧过程与外部环境，例如涡轮室隔离。燃料在腔室220中点燃并燃烧，生成的燃烧气体导向并通过过渡件222。过渡件222如相关箭头所示那样引导燃气流通向燃烧室出口224，随后，通向涡轮喷嘴256(下文所述)。燃气流由喷嘴256如相关箭头所示那样进一步导向斗形物232。包括腔室220到过渡件222、到燃烧室出口224、随后到喷嘴256、随后到第一级斗形物232在内的燃气流路径可以称作高温气体路径。
通常，从压缩机202排出到涡轮组件230入口(即第一级斗形物232)的压降，有时称作压差是操作者观察以评价涡轮效率的参数，该压降与通过空气路径到燃烧室组件210，经过燃烧过程，并随后进入高温气体路径的过程相关。人们注意到，利用压缩机202排气在空气进入燃烧室 组件210之前冷却喷嘴256可以引起压缩机202排出和第一级斗形物232之间的压降增大，其随后可能降低发动机100(图1所示)的效率。在该示例性实施例中，冷却回路可以如上所述那样设定尺寸和位置以将总压降的增大减少到大约低于2％。在喷管冷却气流中以大约0.15马赫数(MN)减少压差增大并且增加气流速度，连同如上所述的质量流速增加一起更易达到一种状态，其中，如上所述，喷嘴256的薄膜冷却可以在很大程度上并且在一些情况下不被对流冷却完全取代。此外，由于上述压差增大的原因所引起的发动机100效率暂时降低可以被大约93℃(200°F)的温度升高所抵消，这可以通过不将冷却空气经过喷嘴256薄膜冷却喷射到燃气流中而实现。此外，将来自具有第一温度的喷嘴256的排放空气混合到接收来自处于第二温度的扩散管250的空气的压缩机排出气室258中可以促进流向燃烧室组件210的空气温度总体提高，从而促进燃烧室组件210操作性能的后续提高，其中第一温度高于第二温度。
外壳234有利于在气室258内部引导空气并且有利于使涡轮组件230与外部环境，例如涡轮室隔离。内壳236便于气体流过涡轮级，所述涡轮级包括第一级(即喷嘴256和斗形物232)和后续级(图2未显示)。喷嘴256包括多个喷嘴段(图1未显示，并且在下文进行描述)，它们通过同样在下文描述的外支撑结构238和内支撑结构240支撑。内支撑结构240和外支撑结构238定位和配置为形成圆孔，其可以支撑多个喷嘴段256并便于翼片冷却气流进出喷嘴256。
图3是第一级涡轮喷嘴段300的示例性实施例的示意图，该喷嘴段可与燃气涡轮发动机100(图1所示)一起使用。图3显示了涡轮喷嘴段300的透视图。当在此使用时，“轴向尺寸”、“轴向方向”或“轴向长度”应理解为表示例如沿着或平行于轴线301延伸的喷嘴部分或部件的尺寸，距离或长度。另外，此处的“径向尺寸”、“径向方向”或“径向长度”应理解为表示例如沿着或平行于轴线302延伸的例如喷嘴部分或部件的尺寸，距离或长度，其中所述轴线302与轴线301相交于轴线301上的点并与其垂直。此外，此处的“周向尺寸”、“周向方向”、“周向长度”、“弦尺寸”、“弦方向”和“弦长度”应理解为在包括轴线301和轴线302的平面内或者在与该平面平行的平面内测量的例如 喷嘴部分或部件的尺寸，距离或长度。例如，围绕涡轮轴由一部件，例如涡轮喷嘴组件形成的弧长可以称作弦长度。
参见图3，喷嘴段300包括两个叶片304，叶片304包括前缘306和后缘308。段300还包括弓形、径向外端壁310，具有在外部前面312和外部后面314之间延伸的轴向长度。外部后面314包括具有紧固件开放通道317的外部后面紧固构件315。外部前面312包括外部前面槽313。弓形、径向内端壁316通常与外壁310相对并且具有在内部前面318和内部后面320之间延伸的轴向长度。内部前面318包括内部前面槽319。小导向叶片322和大导向叶片324与内部后面320相连。叶片324包括紧固件开放通道325。喷嘴段300的前缘306界定在外部前面312和内部前面318之间，喷嘴段300的后缘308界定在外部后面314和内部后面320之间。在该示例性实施例中，后缘308的径向长度大于前缘306的径向长度。
喷嘴段300可以包括至少一个形成在外端壁310中的外部密封槽326和/或至少一个形成在内端壁316中的内部密封槽328。当喷嘴段300定位于由内支撑结构240(图2所示)和外支撑结构238(图2所示)构成的圆孔中时，合适的密封或垫片(未显示)可插入到密封槽326和/或328中以形成相邻喷嘴段300和/或相邻涡轮喷嘴之间的流体密封。
内端壁316包括多个开放通道330以便于喷嘴冷却气流流入叶片304。一般而言，每个叶片304具有一个位于端壁316中的开放通道以便于喷嘴冷却空气流出。在端壁310上还具有类似的开放通道(图3未显示)以便于喷嘴冷却空气流入。
示例性喷嘴段300可与相邻喷嘴段300相连以形成用于发动机100(图1所示)的喷嘴256(图2所示)。任意合适数目的喷嘴段300可以周向定位于由外支撑结构238和内支撑结构240形成的环形区域中并连接形成径向围绕轴112(图1所示)并通常沿轴线301沿轴向方向延伸的涡轮喷嘴256。段300可以经外部前面312的槽313和内部前面318的槽319连接到过渡件222(图2所示)。段300可以经紧固构件315和通过开放通道317的至少一个紧固件(图3未显示)连接至外支撑结构238(图2所示)。段300还可以经叶片322和324以及通过开放通 道325的紧固件(图3未显示)连接至内支撑结构240(图2所示)。
图4是第一级涡轮喷嘴段300的示意性实施例的可选透视图，该喷嘴段可与燃气涡轮发动机100(图1所示)一起使用。该透视图与喷嘴段256(图2所示)的透视图不一致之处在于，图4显示了倒置的喷嘴段300具有位于顶部的冷却气流入口，即，图2显示了圆周方向上位于径向最上面位置处的涡轮喷嘴段256，图4显示了圆周方向上位于径向最下面位置处的涡轮喷嘴段300。段300包括叶片304，叶片304包括前缘306和后缘308。段300还包括外端壁310、外部前面312、外部后面314、外部后面紧固构件315、外部前面槽313、内端面316、内部前面318、内部后面320、内部前面槽319、小导向叶片322、大导向叶片324、外部密封槽326和内部密封槽328。在该示例性实施例中，后缘308的径向长度大于前缘306的径向长度。
图4还显示了具有相应箭头的燃气流331和冷却气流332。
段300的弦长可以预先确定为使段300的尺寸适当地制成易于达到预定喷嘴冷却气流流速和预定燃气流流速。
图5是涡轮喷嘴叶片400的示例性实施例的示意图，该叶片可与燃气涡轮发动机100(图1所示)一起使用。叶片400包括前缘402、后缘404、外表面406和冷却空气开放通道408。图6是涡轮喷嘴叶片400的示意性实施例的可选透视图，该叶片可与燃气涡轮发动机100一起使用。除了图5所显示的部件之外，图6还显示了腔410，内表面412和第二开放通道408。
参见图5和6，燃气流流过前缘402并通过位于叶片400的两个开放侧上的外表面406。人们注意到，包括开放通道408在内的叶片400的侧部连接到内端壁316(图3所示)和外端壁310(图3所示)上，因此，不暴露于气体流中。冷却空气允许进入开放通道408之一并进入叶片腔410。涡流器(图5和6中未显示)包括可以连接到内壁412上的小凸起部。涡流器在叶片400内引起冷却空气涡流以便于热量从外表面406向内表面412，并随后向冷却空气传递。冷却空气从相对的开放通道408流出。开放通道408入口处的冷却空气与开放通道出口处的空气相比通常处于较大压力和较低温度下。
参见图3，人们注意到在该示例性实施例中，冲击插入件不连接到喷嘴段300上以便于增加相关的冷却气流区域和降低对冷却气流的阻力。可选地，参见图3和6，喷嘴300可以包括至少一个用于每个相关叶片304的冲击插入件(图3未显示)，所述插入件具有位于它们入口端的轴环用于与外端壁310中的整体铸造法兰相连。该插入件还可以包括插入到端壁310的开放通道(图3未显示)中的延伸部并且该延伸部伸到叶片400的腔410中。所述延伸部包括多个冲击流动孔，其便于腔410内的冷却气流均匀分布。
图7是涡轮喷嘴冷却子系统500的可选实施例的局部示意图，该子系统可与燃气涡轮发动机100(图1所示)一起使用。系统500与压缩机组件502相连并流体连通。子系统500包括扩散管504和压缩机排出气室506。另外，子系统500与过渡件508相连并流体连通。子系统500还包括翼片气室510，其包括分流器512，涡轮喷嘴冷却空气压缩机514和涡轮喷嘴冷却空气压缩机排出气室515。另外，子系统500包括内支撑结构516，冷却气流开放通道518和涡轮喷嘴520。子系统500与第一级斗形物522流体连通。
压缩机组件502由涡轮组件110(图1所示)可旋转地驱动。压缩空气的排气经分流器512分成至少两股流体流。通向扩散管504的气流如相关箭头所示那样进一步通向压缩机排出气室506，并随后通向燃烧室组件104(图1所示)。
如相关箭头所示那样通向翼片气室510的气流通向涡轮喷嘴冷却空气压缩机514。压缩机514包括至少一级压缩，并且示例性实施例显示了一级压缩。压缩机514可以由压缩机502可旋转地驱动。可选地，压缩机514可以由可旋转连接到涡轮组件110上的旋转子系统或电动机驱动。从压缩机514排出的空气通向涡轮喷嘴冷却空气压缩机排出气室515。内支撑组件516方便了用于涡轮喷嘴520的支撑。支撑组件516包括冷却气流开放通道518，其使气流便于从气室515流向喷嘴520。喷嘴520可以大体上与喷嘴300类似(图3和4所示)。
冷却空气如相关箭头所示那样流过喷嘴520。该冷却空气用于喷嘴520冷却并随后完全或部分地从喷嘴520排入气室506以在燃烧室组件 l04(图1所示)中使用。一些冷却空气可以进入气体流用于薄膜冷却。如相关箭头所示从过渡件508通过喷嘴520导向第一级斗形物522的燃气流倾向于引起喷嘴520中的温度升高。从喷嘴520传导向喷嘴冷却气流的热量有利于减小超过喷嘴520的温度限制的可能。人们注意到在该可选实施例中，冲击插入件不连接到喷嘴段520上以便于增加相关的冷却气流区域和降低对冷却气流的阻力。在另一个可选实施例中，喷嘴520可以包括至少一个用于每个相关叶片304(图3所示)的冲击插入件(图7未显示)，所述插入件具有位于它们入口端的轴环用于与外端壁310(图3所示)中的整体铸造法兰(图3未显示)相连。该插入件还可以包括插入到端壁310的开放通道(图3未显示)中的延伸部并且该延伸部伸到叶片400(图6所示)的腔410(图6所示)中。所述延伸部包括多个冲击流动孔，其便于腔410内的冷却气流均匀分布。
图8是用于装配燃气涡轮发动机100(图1所示)的示例性方法600的流程图。方法600的方法步骤602包括形成涡轮喷嘴段。步骤602还包括铸造至少一个与叶片304(图3和4所示)和叶片400(图5和6所示)类似的涡轮喷嘴翼型叶片，其中大体上无孔的叶片400的外表面406有利于减少流入高温气体路径并随后减缓燃烧室出口224(图2所示)和第一级斗形物232(图2所示)之间的燃气流温度下降的至少一部分翼片冷却气流。
方法步骤602还包括将外部径向端壁310(图3所示)和内部径向端壁316(图3所示)焊接到叶片304(图3所示)上。
在示例性实施例中，冲击插入件不插入到喷嘴段300中。可选地，冲击插入件可以插入到段300中以便于段300中的冷却气流分布。
方法600的方法步骤604包括将涡轮喷嘴段300(图3所示)连接到燃气涡轮发动机100(图1所示)上。参见图2，步骤604包括定位和设置内支撑结构240和外支撑结构238以形成圆孔，其可以支撑多个喷嘴段256并便于气流进出喷嘴256。
参见图3，方法步骤604还包括使示例性喷嘴段300与相邻喷嘴段300相连以形成用于发动机100的喷嘴256(图2所示)。任意合适数目的喷嘴段300可以周向定位于由外支撑结构238(图2所示)和内支 撑结构240(图2所示)形成的环形区域中并连接形成径向围绕轴112(图1所示)的涡轮喷嘴。
步骤604还包括将涡轮喷嘴段300对齐在有外支撑结构238和内支撑结构240构成的环形空腔中，这使得翼片冷却气流流动和燃气流流动变得更为便利。
方法600的方法步骤606包括将涡轮喷嘴段256(图2所示)连接到过渡件222(图2所示)上，从而便于燃气流流体连通。段300可以经外部前面312的槽313和内部前面318的槽319连接到过渡件222上。段300可以经紧固构件315和通过开放通道317的至少一个紧固件(图3未显示)连接至外支撑结构238。段300还可以经叶片322和324以及通过开放通道325的紧固件(图3未显示)连接至内支撑结构240。
参见图1，方法600的方法步骤608包括将冷却流体源连接到涡轮喷嘴段300(图3所示)上使得冷却流体可以通向相关涡轮喷嘴翼型叶片304(图3所示)，从而使翼片冷却气流易于流动。在示例性实施例中，步骤608包括将涡轮组件110经公共轴112连接到压缩机组件102上以可旋转地驱动压缩机组件102，使得压缩空气可以通向涡轮喷嘴冷却子系统108。
可选地，参见图7，方法步骤608还可以包括安装分流器512和涡轮冷却空气压缩机514以使得引导喷嘴冷却气流变得更为方便。
参见图2，方法600的方法步骤610包括将扩散管壁254连接到压缩机组件202和涡轮喷嘴段256上，从而将压缩机组件202排放气流的至少一部分导向涡轮喷嘴段256。扩散管壁254可以经焊接连接到组件202和段256上。可选地，壁254可以利用例如包括至少一个螺栓和至少一个螺母的机构紧固到组件202和段256上。而且，可选地，壁254可以结合到与制造扩散管250相关的浇铸过程中。
再次参见图2，方法600的方法步骤612包括在扩散管壁254中定位和设置至少一个开放通道255。步骤612还包括利用至少一个开放通道255穿透扩散器壁254的至少一部分，从而将压缩机排出气流的相当一部分导向至少一个涡轮喷嘴段。穿透壁254的一个例子是在壁254中以预定间隔钻出预定数量的具有预定直径的开放通道255。可选地，开 放通道255可以结合到与制造扩散管250相关的浇铸过程中。
可选地，可以不执行方法步骤612，从而便于将大体上100％的压缩机组件202排气引导至涡轮喷嘴冷却子系统200。
此处所描述的用于涡轮喷嘴冷却子系统的方法和设备使燃气涡轮发动机的操作变得方便。更具体地，通过减缓由于在涡轮第一级喷嘴处空气喷射到燃气流中的原因而引起的燃气涡轮效率降低，使得如上所述地设计、安装和操作涡轮喷嘴冷却子系统使燃气涡轮发动机的操作变得方便。另外，NOx排放物的增加通过该涡轮喷嘴冷却子系统得以减少。因此，燃气涡轮效率的降低，燃料成本的相关增加，维修成本增加以及发动机运转中断可以被减少或消除。
尽管此处描述和/或显示的方法和装置是用于燃气涡轮发动机的方法和装置，并且更特别地，对用于涡轮喷嘴冷却子系统及其实施方法进行了描述和/或说明，但是一般而言，此处的描述和/或说明既不局限于涡轮喷嘴冷却子系统，也不局限于燃气涡轮发动机。相反，此处的描述和/或说明适用于任何系统的设计、安装和操作。
上文详细描述了与燃气涡轮发动机相关的涡轮喷嘴冷却子系统的示例性实施例。本发明的方法、装置和系统既不局限于在此描述的特定实施例，也不局限于设计、安装及操作的特定涡轮喷嘴冷却子系统，相反，涡轮喷嘴冷却子系统的设计、安装和操作方法可以与在此描述的其他方法、装置和系统独立且分开地使用或设计、安装和操作在此未描述的部件。例如，利用在此描述的方法也可以设计、安装和操作其他部件。
尽管本发明已经根据不同的特定实施例进行了描述，但是本领域的技术人员应当认识到，本发明可以在权利要求的精神和范围内进行改进。

Claims (8)

1.一种涡轮喷嘴冷却子系统(200)，所述子系统包括：
至少一个涡轮喷嘴段(300)，其包括弓形、径向最外侧的端壁(310)、弓形、径向最内侧的端壁(316)和至少一个翼型叶片，其中所述最外侧的端壁包括至少一个开放通道，所述最内侧的端壁包括至少一个开放通道，所述至少一个翼型叶片在所述最内侧的端壁和所述最外侧的端壁之间延伸并连接到所述最内侧的端壁和所述最外侧的端壁上，所述翼型叶片还包括空腔(410)、前缘(402)、后缘(404)和翼型叶片外表面(406)，所述空腔包括翼型叶片内表面和多个涡流器，所述空腔和所述最内侧的端壁与所述最外侧的端壁的所述开放通道流体连通以使得翼型叶片冷却气流流动变得方便；
至少一个与压缩机组件(102)和所述至少一个涡轮喷嘴段流体连通的扩散管(250)，所述扩散管包括至少一个扩散管壁(254)和至少一个空腔(252)，所述至少一个扩散管壁从压缩机组件向所述涡轮喷嘴段延伸以使得所述翼型叶片冷却气流向所述至少一个涡轮喷嘴段的引导变得方便，所述翼型叶片冷却气流包括压缩机组件排出气流的至少一部分；和
翼片气室(510)，所述翼片气室(510)包括分流器(512)和涡轮喷嘴冷却空气压缩机(514)，所述分流器和涡轮喷嘴冷却空气压缩机与压缩机组件(502)流体连通，其中所述分流器使压缩机组件排出气流的至少一部分易于导向所述涡轮喷嘴冷却空气压缩机，所述涡轮喷嘴冷却空气压缩机包括至少一级压缩并且与所述涡轮喷嘴段(300)流体连通，所述涡轮喷嘴段与压缩机排出气室(506)流体连通以使得涡轮喷嘴冷却空气的至少一部分易于导向所述压缩机排出气室，所述压缩机排出气室与燃烧室组件流体连通以使得涡轮喷嘴冷却空气的至少一部分易于导向所述燃烧室组件。
2.如权利要求1所述的涡轮喷嘴冷却子系统(200)，其中所述涡轮喷嘴段(300)与燃烧室组件(104)和涡轮组件(110)第一级斗形物(232)通过燃气流流体连通并且与所述扩散管(250)和压缩机排出 气室(506)通过冷却气流流体连通，这样，在所述最外侧的端壁的所述开放通道内引导的所述翼型叶片冷却气流使热量易于从流经所述涡轮喷嘴段的燃气流的至少一部分通过所述翼型叶片(400)外表面(406)的至少一部分和所述翼型叶片内表面(412)的至少一部分向所述冷却气流的至少一部分传导，从而有利于减少氮氧化物(NOx)的生成。
3.如权利要求1所述的涡轮喷嘴冷却子系统(200)，其中所述涡轮喷嘴段(300)连接到涡轮组件上，通过所述最外侧的端壁(310)连接到外支撑结构(238)上并经过所述最内侧的端壁(316)连接到内支撑结构(240)上，所述外支撑结构和所述内支撑结构定位和设置成使得所述翼型叶片冷却气流流动变得方便。
4.如权利要求1所述的涡轮喷嘴冷却子系统(200)，其中所述多个涡流器包括多个连接到所述至少一个涡轮喷嘴段(300)的所述翼型叶片内表面的至少一部分上的凸起部，所述多个涡流器在所述冷却气流的至少一部分内产生涡流，所述涡流使热量易于从所述涡轮喷嘴段内的燃气流的至少一部分通过所述翼型叶片外表面(406)的至少一部分和所述翼型叶片内表面的至少一部分向所述冷却气流的至少一部分传递。
5.如权利要求1所述的涡轮喷嘴冷却子系统(200)，其中所述翼型叶片的空腔(410)定位并设置成使翼型叶片冷却气流的至少一部分易于穿流通过所述涡轮喷嘴翼型叶片内表面(412)的至少一部分。
6.如权利要求1所述的涡轮喷嘴冷却子系统(200)，其中所述至少一个扩散管壁(254)包括至少一个开放通道(255)，所述至少一个扩散管壁(254)的所述至少一个开放通道与压缩机排出气室(506)直接流体连通以使得所述扩散管内的压缩机排出气流的至少一部分直接导向压缩机排出气室。
7.如权利要求1所述的涡轮喷嘴冷却子系统(200)，其中所述翼型叶片空腔(410)包括至少一个插入到所述翼型叶片空腔(410)内的冲击插入件，其中定位成与所述翼型叶片冷却气流的至少一部分流体连通的所述至少一个冲击插入件使热量易于从燃气流的至少一部分通过所述翼型叶片外表面(406)的至少一部分和所述翼型叶片内表面(412)的至少一部分向所述翼型叶片空腔内的所述翼型叶片冷却气流传递。 
8.一种燃气涡轮发动机(100)，所述发动机包括：
压缩机组件(102)；
与所述压缩机组件流体连通的燃烧室组件(104)；
涡轮喷嘴冷却子系统(200)，所述子系统包括：至少一个涡轮喷嘴段(300)，所述涡轮喷嘴段(300)包括弓形、径向最外侧的端壁(310)、弓形、径向最内侧的端壁(316)和至少一个翼型叶片(400)，其中所述最外侧的端壁包括至少一个开放通道，所述最内侧的端壁包括至少一个开放通道，所述至少一个翼型叶片在所述最内侧的端壁和所述最外侧的端壁之间延伸并连接到所述最内侧的端壁和所述最外侧的端壁上，所述翼型叶片还包括空腔(410)、前缘(402)、后缘(404)和翼型叶片外表面(406)，所述空腔包括翼型叶片内表面和多个涡流器，所述空腔和所述最内侧的端壁与所述最外侧的端壁的所述开放通道流体连通以使得翼型叶片冷却气流流动变得方便；至少一个与压缩机组件(102)和所述至少一个涡轮喷嘴段流体连通的扩散管(250)，所述扩散管包括至少一个扩散管壁(254)和至少一个空腔(252)，所述至少一个扩散管壁从压缩机组件向所述涡轮喷嘴段延伸以使得所述翼型叶片冷却气流向所述至少一个涡轮喷嘴段的引导变得方便，所述翼型叶片冷却气流包括压缩机组件排出气流的至少一部分；以及，翼片气室(510)，所述翼片气室(510)包括分流器(512)和涡轮喷嘴冷却空气压缩机(514)，所述分流器和涡轮喷嘴冷却空气压缩机与压缩机组件(502)流体连通，其中所述分流器使压缩机组件排出气流的至少一部分易于导向所述涡轮喷嘴冷却空气压缩机，所述涡轮喷嘴冷却空气压缩机包括至少一级压缩并且与所述涡轮喷嘴段(300)流体连通，所述涡轮喷嘴段与压缩机排出气室(506)流体连通以使得涡轮喷嘴冷却空气的至少一部分易于导向所述压缩机排出气室，所述压缩机排出气室与燃烧室组件流体连通以使得涡轮喷嘴冷却空气的至少一部分易于导向所述燃烧室组件；和
与所述涡轮喷嘴冷却子系统流体连通的涡轮组件(110)。 
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Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8240974B2 (en) * 2008-03-21 2012-08-14 United Technologies Corporation Cold air buffer supply tube
US20100037620A1 (en) * 2008-08-15 2010-02-18 General Electric Company, Schenectady Impingement and effusion cooled combustor component
US8438856B2 (en) 2009-03-02 2013-05-14 General Electric Company Effusion cooled one-piece can combustor
US8371810B2 (en) * 2009-03-26 2013-02-12 General Electric Company Duct member based nozzle for turbine
US20100257863A1 (en) * 2009-04-13 2010-10-14 General Electric Company Combined convection/effusion cooled one-piece can combustor
US8142138B2 (en) * 2009-05-01 2012-03-27 General Electric Company Turbine engine having cooling pin
US8511990B2 (en) * 2009-06-24 2013-08-20 General Electric Company Cooling hole exits for a turbine bucket tip shroud
US10337404B2 (en) * 2010-03-08 2019-07-02 General Electric Company Preferential cooling of gas turbine nozzles
US9234431B2 (en) * 2010-07-20 2016-01-12 Siemens Energy, Inc. Seal assembly for controlling fluid flow
US8869538B2 (en) 2010-12-24 2014-10-28 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine flow path member
CN102122755A (zh) * 2011-03-30 2011-07-13 上海通号轨道交通工程技术研究中心有限公司 一种多频段组合车载天线
US20120297784A1 (en) * 2011-05-24 2012-11-29 General Electric Company System and method for flow control in gas turbine engine
US9334756B2 (en) 2012-09-28 2016-05-10 United Technologies Corporation Liner and method of assembly
EP2725197A1 (en) * 2012-10-24 2014-04-30 Alstom Technology Ltd Combustor transition
US9562475B2 (en) * 2012-12-19 2017-02-07 Siemens Aktiengesellschaft Vane carrier temperature control system in a gas turbine engine
EP4019754A1 (en) 2013-03-15 2022-06-29 Raytheon Technologies Corporation Acoustic liner with varied properties
EP2971650A2 (en) * 2013-03-15 2016-01-20 General Electric Company Modulated turbine cooling system
GB201305432D0 (en) * 2013-03-26 2013-05-08 Rolls Royce Plc A gas turbine engine cooling arrangement
WO2015038374A1 (en) * 2013-09-10 2015-03-19 United Technologies Corporation Flow splitting first vane support for gas turbine engine
US10001018B2 (en) 2013-10-25 2018-06-19 General Electric Company Hot gas path component with impingement and pedestal cooling
US9835087B2 (en) * 2014-09-03 2017-12-05 General Electric Company Turbine bucket
US9995221B2 (en) 2015-12-22 2018-06-12 General Electric Company Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines
JP6647952B2 (ja) * 2016-04-25 2020-02-14 三菱重工業株式会社 ガスタービン
US10951095B2 (en) 2018-08-01 2021-03-16 General Electric Company Electric machine arc path protection
EP3976925A1 (en) * 2019-07-25 2022-04-06 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Pre-swirler adjustability in gas turbine engine
US11629642B2 (en) 2019-12-20 2023-04-18 General Electric Company System and methods for igniting and operating a gas turbine engine with alternative fuels
EP3862537A1 (en) * 2020-02-10 2021-08-11 General Electric Company Polska sp. z o.o. Cooled turbine nozzle and nozzle segment
CN112459850B (zh) * 2020-10-27 2023-01-24 中船重工龙江广瀚燃气轮机有限公司 燃气轮机主动控制气动冷却系统
CN114109711B (zh) * 2021-03-30 2023-08-18 李伟德 旋转发电装置及其制造和使用方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1378039A (zh) * 2001-03-26 2002-11-06 西门子公司 燃气轮机
CN1441149A (zh) * 2002-02-27 2003-09-10 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机涡轮喷嘴内带的片密封支承件

Family Cites Families (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB753224A (en) * 1953-04-13 1956-07-18 Rolls Royce Improvements in or relating to blading for turbines or compressors
US3703808A (en) * 1970-12-18 1972-11-28 Gen Electric Turbine blade tip cooling air expander
GB1605310A (en) * 1975-05-30 1989-02-01 Rolls Royce Nozzle guide vane structure
US4126405A (en) * 1976-12-16 1978-11-21 General Electric Company Turbine nozzle
US4173120A (en) * 1977-09-09 1979-11-06 International Harvester Company Turbine nozzle and rotor cooling systems
US4314793A (en) * 1978-12-20 1982-02-09 United Technologies Corporation Temperature actuated turbine seal
GB2108202B (en) * 1980-10-10 1984-05-10 Rolls Royce Air cooling systems for gas turbine engines
JPS5985429A (ja) * 1982-11-04 1984-05-17 Hitachi Ltd ガスタ−ビン静翼の冷却装置
US4492517A (en) * 1983-01-06 1985-01-08 General Electric Company Segmented inlet nozzle for gas turbine, and methods of installation
US5154577A (en) * 1991-01-17 1992-10-13 General Electric Company Flexible three-piece seal assembly
US5813835A (en) * 1991-08-19 1998-09-29 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Air-cooled turbine blade
US6540764B1 (en) * 1992-06-02 2003-04-01 General Surgical Innovations, Inc. Apparatus and method for dissecting tissue layers
US5288207A (en) * 1992-11-24 1994-02-22 United Technologies Corporation Internally cooled turbine airfoil
US5252026A (en) * 1993-01-12 1993-10-12 General Electric Company Gas turbine engine nozzle
US5591002A (en) * 1994-08-23 1997-01-07 General Electric Co. Closed or open air cooling circuits for nozzle segments with wheelspace purge
JPH08135402A (ja) * 1994-11-11 1996-05-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン静翼構造
US5842829A (en) * 1996-09-26 1998-12-01 General Electric Co. Cooling circuits for trailing edge cavities in airfoils
US5738493A (en) * 1997-01-03 1998-04-14 General Electric Company Turbulator configuration for cooling passages of an airfoil in a gas turbine engine
JP3316415B2 (ja) * 1997-05-01 2002-08-19 三菱重工業株式会社 ガスタービン冷却静翼
US6261054B1 (en) * 1999-01-25 2001-07-17 General Electric Company Coolable airfoil assembly
US6506013B1 (en) * 2000-04-28 2003-01-14 General Electric Company Film cooling for a closed loop cooled airfoil
US6435813B1 (en) * 2000-05-10 2002-08-20 General Electric Company Impigement cooled airfoil
US6435814B1 (en) * 2000-05-16 2002-08-20 General Electric Company Film cooling air pocket in a closed loop cooled airfoil
US6468031B1 (en) * 2000-05-16 2002-10-22 General Electric Company Nozzle cavity impingement/area reduction insert
US6722138B2 (en) * 2000-12-13 2004-04-20 United Technologies Corporation Vane platform trailing edge cooling
FR2829796B1 (fr) * 2001-09-20 2003-12-12 Snecma Moteurs Dispositif de maintien des joints de plates-formes de secteurs de distributeur de turbomachine a lamelles d'etancheite
JP2004116485A (ja) * 2002-09-30 2004-04-15 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンの冷却構造
US6868676B1 (en) 2002-12-20 2005-03-22 General Electric Company Turbine containing system and an injector therefor

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1378039A (zh) * 2001-03-26 2002-11-06 西门子公司 燃气轮机
CN1441149A (zh) * 2002-02-27 2003-09-10 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机涡轮喷嘴内带的片密封支承件

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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