DE3248439A1 - GAS TURBINE ENGINE WITH COOLED SHOVEL TIPS - Google Patents
GAS TURBINE ENGINE WITH COOLED SHOVEL TIPSInfo
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Description
Gasturbinentriebwerk mit gekühlten SchaufelspitzenGas turbine engine with cooled blade tips
Die Erfindung bezieht sich auf Mittel zum Richten von Kühlluft auf kritische Teile von Turbinenschaufeln im heißen Abschnitt von Gasturbinentriebwerken.The invention relates to means for directing cooling air to critical parts of turbine blades in the hot section of gas turbine engines.
Im Laufe der Entwicklung von Gasturbinentriebwerken sind ungeheuere Anstrengungen gemacht worden, um die internen Betriebstemperaturen derartiger Triebwerke für eine Verbesserung des thermodynamischen Wirkungsgrades zu erhöhen. Als die Turbineneinlaßtemperaturen im Zuge dieses Ziels erhöht worden sind, wurde es notwendig, den Turbinenschaufeln im heißen Abschnitt Kühlluft zuzuführen, um die Temperaturen dieser Komponenten auf Werte zu begrenzen, die durch die Schaufelmaterialien aufgenommen werden können. Die für diese Kühlfunktion verwendete Luft wird gewöhnlich auf Drucke komprimiert, die den Gasdrücken innerhalb des Turbinenabschnittes gleichen oder diese überschreiten. Da diese Luft die Arbeit enthält, die zum Komprimieren erforderlich ist, muß diese Kühlluft so effizient wie möglich ausgenutzt werden, um die Leistung zu begrenzen, die für den Verdichterabschnitt des Triebwerkes zum Komprimieren dieser Luft erforderlich ist. Um die verwendete Kühlluftmenge zu begrenzen, sind komplizierte Kühlluftpfade und -kanäle verwendet worden, die die Kühlluft in einer höchst effizienten Weise ausnutzen sollen.The evolution of gas turbine engines are tremendous Efforts have been made to improve the internal operating temperatures of such engines to increase thermodynamic efficiency. When the turbine inlet temperatures were increased in the pursuit of this goal, it became necessary to supply cooling air to the turbine blades in the hot section in order to maintain the temperatures of these components to be limited to values that can be absorbed by the blade materials. The one used for this cooling function Air is usually compressed to pressures equal to or greater than gas pressures within the turbine section. Since this air contains the work required to compress it, this cooling air needs to be as efficient as possible be used to limit the power required for the compressor section of the engine to compress it Air is required. In order to limit the amount of cooling air used, complicated cooling air paths and channels are used which are said to utilize the cooling air in a highly efficient manner.
In Triebwerken mit kleinerer Luftströmung sind die Schaufelkühlkonfigurationen im allgemeinen auf recht einfache Konstruktionen beschränkt aufgrund kleiner Abmessungen und Einschränkungen durch die laufenden Fertigungstechnologien. Somit können typische Turbinenschaufeln von kleineren Triebwerken nicht mitIn engines with smaller airflow, the vane cooling configurations are generally limited to fairly simple constructions due to small dimensions and limitations through the ongoing manufacturing technologies. This means that typical turbine blades from smaller engines cannot keep up
der höchst komplexen, internen Kühlluftkanalkonfiguration versehen werden, wie sie heute bei größeren Gasturbinentriebwerken üblich ist.the highly complex, internal cooling air duct configuration as it is common today in larger gas turbine engines.
Ein besonderes Problem bei kleineren Triebwerken besteht darin, daß Spitzenabschnitte der Turbinenschaufeln äußerst schwierig wirksam zu kühlen sind. Die Kühlluft, die zur Innenkühlung von Turbinenschaufelspitzen verwendet wird, ist bereits in ihrer Temperatur angestiegen durch die Wärmeaufnahme im unteren Abschnitt der Schaufel, wodurch sie für Kühlzwecke weniger wirksam wird. In stromabwärtigen Abschnitten der Turbinenschaufelspitzen ist ein gewisser Teil der Kühlluft aus Kühllöchern an der Hinterkante ausgeblasen worden, bevor sie den Schaufelspitzenbereich erreicht, wodurch die Kühlluftgeschwindigkeit und somit ihre Kühlwirkung vermindert ist. Zusätzlich zu diesen Schwierigkeiten bei der Kühllung kleiner Turbinenschaufeln ist die stromabwärtige Hinterkante des Schaufelspitzenbereiches gewöhnlich sehr dünn aus aerodynamischen Gründen, wodurch die Möglichkeit zur Leitung von Kühlluft in diesen Bereich begrenzt ist.A particular problem with smaller engines is that tip portions of the turbine blades are extremely difficult are effective to cool. The cooling air that is used for the internal cooling of turbine blade tips is already at its temperature increased by heat absorption in the lower portion of the blade making it less effective for cooling purposes. In downstream sections of the turbine blade tips is some of the cooling air has been blown out of cooling holes on the trailing edge before it reaches the blade tip area, whereby the cooling air speed and thus its cooling effect is reduced. In addition to these difficulties in the Cooling small turbine blades is the downstream trailing edge of the blade tip area is usually very thin for aerodynamic reasons, which creates the possibility of conduction of cooling air is limited in this area.
Aufgrund dieser natürlichen Einschränkungen sind die Betriebstemperaturen dieser kleinen Triebwerke begrenzt, und dadurch ist die Leistungsfähigkeit des Triebwerks eingeschränkt. Weiterhin werden die Turbinenschaufelspitzen häufig zu einem die Lebensdauer des Triebwerkes begrenzenden Problem. Wenn sich die Turbinenspitzen verschlechtern aufgrund von Oxidation und Korrosion, die sich während der Benutzung des Triebwerkes akkumulieren, fällt die Leistungsfähigkeit des Triebwerkes unter minimal akzeptable Werte ab. Die Turbine muß dann aus dem Flugzeug ausgebaut und der Turbinenabschnitt ausgebessert werden. Die Wartung und Überholung des Turbinenabschnittes zum Korrigieren der fehlerhaften Schaufelspitzen sind sowohl teuer als auch zeitraubend.Because of these natural constraints, the operating temperatures of these small engines are limited, and thereby is the performance of the engine is limited. Farther the turbine blade tips often become a problem that limits the service life of the engine. When the turbine tips deteriorate due to oxidation and corrosion that accumulate while the engine is in use, the performance of the engine falls below the minimum acceptable Values from. The turbine must then be removed from the aircraft and the turbine section repaired. The maintenance and Overhaul of the turbine section to correct the faulty Bucket tips are both expensive and time consuming.
Es ist deshalb eine Aufgabe der Erfindung, ein Mittel zum Kühlen von Spitzen von Turbinenschaufeln in Turbinenabschnitten von Gasturbinentriebwerken mit einem System zu schaffen, das in relativ kleinen Triebwerkskonfigurationen verwendet werden kann.It is therefore an object of the invention to provide a means for cooling tips of turbine blades in turbine sections of gas turbine engines with a system that can be used in relatively small engine configurations.
Weiterhin soll eine Kühlluftquelle geschaffen werden, die speziell auf die Turbinenschaufelspitzen in einem Turbinenabschnitt von einem kleinen Gasturbinentriebwerk gerichtet werden kann.Furthermore, a cooling air source should be created that specifically can be aimed at the turbine blade tips in a turbine section of a small gas turbine engine.
Weiterhin ist es Aufgabe der Erfindung, einen Kühlluftfilm entlang einer radial äußersten Wand von einem Turbinenabschnitt von einem kleinen Gasturbinentriebwerk zu schaffen zum Kühlen der Turbinenschaufelspitzen mit einer begrenzten Kühlluftmenge.A further object of the invention is to provide a cooling air film along a radially outermost wall of a turbine section of a small gas turbine engine for cooling the Turbine blade tips with a limited amount of cooling air.
Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung werden Mittel geschaffen zum Einführen von Kühlluft in einen Turbinenabschnitt eines Gasturbinentriebwerkes in dem Bereich der Spitzenabschnitte der Turbinenschaufeln. Die Quelle dieser Kühlluft ist Verdichterausgangsluft, die um den Brenner herumgeführt ist. Diese Verdichterausgangsluft wird an einem hinteren Abschnitt des Brenners durch Lufteinlaßöffnungen unmittelbar stromaufwärts vonMeans are provided in accordance with one embodiment of the invention for introducing cooling air into a turbine section of a gas turbine engine in the region of the tip sections of the turbine blades. The source of this cooling air is compressor outlet air which is routed around the burner. These Compressor outlet air is taken in at a rear portion of the burner through air inlet ports immediately upstream of
racLL dem Turbinenabschnitt eingeführt. Die Luft wird nur entlang einem äußeren Abschnitt des Brenners eingeführt. Die Kühlluft strömt zunächst in ringförmige Bereiche innerhalb des Brenners, die vor den heißen Verbrennungsgasen geschützt sind. Aus diesen ringförmigen Bereichen strömt die Luft stromabwärts in den Brenner und bildet einen dicken Film, der die Brennerwand überdeckt. Da sie am stromabwärtigen Abschnitt des Brenners eingeführt wird, erfolgt keine Verbrennung dieser Kühlluft, und sie tritt in den Turbinenabschnitt mit nahezu der gleichen Temperatur ein als wenn die Kühlluft in den Brennerabschnitt eintreten würde. Diese Temperatur ist viel niedriger als die der heißen Gase, die gerade eine Verbrennung durchlaufen haben. Dieser dicke, eine niedrige Temperatur aufweisenden Kühlluftfilm strömt in dem Turbinenabschnitt entlang einer radial äußeren Wand des Turbinenströmungspfades. Der Kühlluftfilm liefert eine relativ kühlere Gasströmung entlang den Spitzen der in dem Turbinenabschnitt umlaufenden Turbinenschaufeln. Es sind primär nur die Spitzen der Turbinenschaufel^ die auf diese Weise gekühlt werden, und dadurch wird die Menge der verwendeten Kühlluft begrenzt. racLL introduced the turbine section. The air just gets along one introduced outer section of the burner. The cooling air first flows into ring-shaped areas inside the burner, the are protected from the hot combustion gases. The air flows downstream from these annular areas into the burner and forms a thick film that covers the burner wall. Since it is introduced at the downstream portion of the burner, there is no combustion of this cooling air and it enters the turbine section at almost the same temperature as if the cooling air were to enter the burner section. This temperature is much lower than that of the hot gases, that have just gone through a burn. This thick, low temperature film of cooling air flows in the Turbine section along a radially outer wall of the turbine flow path. The film of cooling air provides a relatively cooler gas flow along the tips of those in the turbine section rotating turbine blades. It is primarily only the tips of the turbine blade ^ that are cooled in this way, and this limits the amount of cooling air used.
Die Erfindung wird nun mit weiteren Merkmalen und Vorteilen anhand der Beschreibung und Zeichnung von Ausführungsbeispielen näher erläutert.The invention will now be based on further features and advantages the description and drawing of exemplary embodiments explained in more detail.
Figur 1 ist eine schematische Querschnittsdarstellung von einem mittleren Abschnitt eines Gasturbinentriebwerks.Figure 1 is a schematic cross-sectional illustration of a central portion of a gas turbine engine.
Figur 2 ist eine schematische Querschnittsdarstellung von einem Brenner- und Hochdruck-Turbinenabschnitt von einem Gasturbinentriebwerk mit den erfindungsgemäßen Kühlluftmitteln. Figure 2 is a schematic cross-sectional representation of a burner and high pressure turbine section of a gas turbine engine with the cooling air means according to the invention.
Figur 3 ist eine Querschnittsdarstellung von einem stromabwärtigen Teil einer Brennerwand mit einem Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Teils.Figure 3 is a cross-sectional view of a downstream one Part of a burner wall with an embodiment of a part according to the invention.
Figur 4 ist eine graphische Darstellung von Versuchsergebnissen der Turbinenschaufeltemperaturen.Figure 4 is a graph of experimental results of turbine blade temperatures.
In Figur 1 ist ein Mittelabschnitt von einem typischen Gasturbinentriebwerk 10 mit wesentlichen Turbinenteilen gezeigt/ die um eine Triebwerks-Mittellinie 12 umlaufen. Die Komponenten dieser Turbinenteile umfassen, in Reihenströmungsrelation, einen Verdichter 14, einen Brenner 16, einen Hochdruck-Turbinenabschnitt 18 und einen Niederdruck-Turbinenabschnitt 20. Im üblichen Betrieb wird Einlaßluft in den Verdichter 14 gerichtet und durch diesen verdichtet, von wo die Luft durch einen Diffusor 22 austritt. Ein Hauptteil dieser Verdichterausgangsluft wird dann in den Brenner 16 geleitet, wo sie mit Treibstoff gemischt und zerstäubt wird, um einen hohen Druck und eine hohe Temperatur aufweisende Verbrennungsgase zu bilden, die stromabwärts in die Hochdruckturbine 18 strömen. Die Hochdruckgase bewirken, daß die Turbinenschaufeln 24 in der Hochdruckturbine 18 mit hohen Geschwindigkeiten rotieren, wodurch mechanische Leistung erzeugt wird. Diese eine hohe Temperatur und einen hohen Druck aufweisenden Gase strömen dann weiterhin stromab-In Figure 1 is a central section of a typical gas turbine engine 10 shown with essential turbine parts / which revolve around an engine center line 12. The components of this Turbine parts include, in series flow relation, a compressor 14, a burner 16, a high pressure turbine section 18 and a low pressure turbine section 20. Inlet air is directed into the compressor 14 in normal operation and compressed by this, from where the air exits through a diffuser 22. A major part of this compressor outlet air is then passed into the burner 16 where it is mixed with fuel and atomized to form high pressure and high temperature combustion gases flowing downstream flow into the high pressure turbine 18. The high pressure gases cause the turbine blades 24 in the high pressure turbine 18 rotating at high speeds, creating mechanical Power is generated. These high temperature and high pressure gases then continue to flow downstream.
wärts in die Niedruckturbine 20, wo sie bewirken, daß die Niederdruck-Turbinenschaufeln 26 rotieren und dadurch zusätzliche mechanische Leistung liefern. Von der Niederdruckturbine 20 werden die Gase stromabwärts ausgestoßen, um das Triebwerk TO zu verlassen. downward into the low pressure turbine 20 where they cause the low pressure turbine blades 26 rotate and thereby deliver additional mechanical power. From the low-pressure turbine 20 expelled the gases downstream to exit the engine TO.
Ein Teil der vom Verdichter ausgestoßenen Luft, die durch den Diffusor 22 strömt, wird umgeleitet, um verschiedene heiße Teile des Triebwerks 10 zu kühlen. Ein Teil dieser zur Kühlung verwendeten Luft strömt in den Bereich des Brenners 16 und umgibt die Brennerwände. Bei einigen Triebwerken sind kleine Kühllöcher in den Brennerwänden vorgesehen, so daß Kühlluft in den Brenner eintreten kann, um die inneren Brenneroberflächen zu kühlen. Andere Teile der Kühlluft werden intern zu eine hohe Temperatur aufweisenden Teilen innerhalb der Hochdruckturbine geleitet. Ein Teil dieser Luft, die zur Kühlung der Hochdruckturbine verwendet wird, wird in das Innere einer Hochdruck-Turbinendüse 28 geleitet, um eine innere Kühlfunktion durch Prall- und Diffusionsprozesse auszuüben. Ein anderer Teil der Verdichterausgangsluft werden entlang anderen Pfaden geleitet, um innere Bereiche der Turbinenschaufeln 24 der Hochdruckturbine 18 zu kühlen. Diese Kühlstrompfade sind allgemeine durch die schwarzen Pfeile in Figur 1 dargestellt.Some of the air expelled from the compressor and flowing through the diffuser 22 is diverted to various hot parts of the engine 10 to cool. Part of this air used for cooling flows into the area of the burner 16 and surrounds the Burner walls. Some engines have small cooling holes in the burner walls so that cooling air can enter the burner can to cool the inner burner surfaces. Other parts of the cooling air become internally high in temperature Parts routed inside the high pressure turbine. Part of this air, which is used to cool the high pressure turbine, is directed into the interior of a high-pressure turbine nozzle 28 in order to perform an internal cooling function by means of impingement and diffusion processes exercise. Another part of the compressor outlet air will be routed along other paths to cool interior regions of the turbine blades 24 of the high pressure turbine 18. These cooling flow paths are shown generally by the black arrows in FIG.
Es ist allgemein bekannt, daß bei Betriebszuständen mit hohem Leistungsbedarf und hohen Temperaturen eine wesentliche Kühlluftmenge für diese Kühlprozesse erforderlich ist. Aufgrund der Einschränkungen durch die Größe und durch Fertigungsprozesse ist es besonders schwierig, Spitzenabschnitte 30 der Turbinenschaufeln 24 zu kühlen. Diese Spitzenabschnitte 30 sind aus aerodynamischen Gründen gewöhnlich sehr dünn und dies schränkt die Möglichkeit ein, Kühlluft auf effiziente Weise in die Spitzenabschnitte zu leiten. Zusätzlich verschlechtern sich die dünnen Abschnitte aufgrund von Oxidation und Korrosion, wodurch in der Leistungsfähigkeit des Triebwerks wesentliche Probleme hervorgerufen werden.It is generally known that in operating conditions with high power requirements and high temperatures, a substantial amount of cooling air is required for these cooling processes. Due to the limitations of size and manufacturing processes it is particularly difficult to find tip sections 30 of the turbine blades 24 to cool. These tip sections 30 are usually very thin for aerodynamic reasons and this limits them Ability to efficiently direct cooling air into the tip sections. In addition, the thin ones deteriorate Sections due to oxidation and corrosion causing significant problems in engine performance will.
Eine bekannte Lösung des Problems der Kühlung von Turbinenschaufelspitzen besteht darin, daß ein kleiner Teil der Kompressorausgangs-Kühlluft in die Hochdruckturbine 18 an einer Einlaßstelle 32 unmittelbar stromabwärts von der Turbinendüse 28 geleitet wird. Aus diese Weise geleitete Kühlluft würde um den Brenner herum und in die Hochdruckturbine 18 unmittelbar stromaufwärts von den Turbinenschaufeln 24 strömen. Untersuchungen haben gezeigt, daß dieser Vorschlag zwar die Turbinenspitzentemperaturen senkt, aber dieser Vorschlag hat auch einen negativen Aspekt für die Leistungsfähigkeit des Triebwerks, sowohl hinsichtlich des Schubs als auch hinsichtlich des TreibstoffVerbrauchs. Die nachteilige Wirkung auf die Leistungsfähigkeit des Triebwerks wird hervorgerufen, weil die Kühlluft in die Gasströmung hinter der Turbinendüse 28 der ersten Stufe eintritt und deshalb zu Lasten des thermodynamisehen Zyklus des Triebwerks geht. Infolgedessen ist die Menge der verbrannten Luft im Vergleich zu dem zulässigen Turbinenrotor-Einlaßtemperaturwert verkleinert und der Wirkungsgrad des Triebwerkes sinkt. A known solution to the problem of turbine blade tip cooling is that a small portion of the compressor output cooling air enters the high pressure turbine 18 at an inlet location 32 immediately downstream of the turbine nozzle 28 is directed. Cooling air directed in this manner would be around the burner and into the high pressure turbine 18 immediately upstream flow from the turbine blades 24. Investigations have shown that this proposal, although the turbine peak temperatures lowers, but this proposal also has a negative impact on engine performance, both both in terms of thrust and in terms of fuel consumption. The adverse effect on the performance of the Engine is caused because the cooling air in the gas flow occurs behind the turbine nozzle 28 of the first stage and therefore at the expense of the engine's thermodynamic cycle goes. As a result, the amount of burned air is reduced compared to the permissible turbine rotor inlet temperature value and the efficiency of the engine drops.
In Figur 2 ist ein Abschnitt von einem Gasturbinentriebwerk 11 gezeigt, der einem Teil des in Figur 1 gezeigten Triebwerks im allgemeinen ähnlich ist, aber er enthält ein Ausführungsbeispiel der Erfindung. Wie bereits in Verbindung mit dem in Fig. gezeigten Triebwerk ausgeführt wurde, tritt wiederum ein Teil der von dem. Verdichter ausgestoßenen Kühlluft nicht in den Brenner 16 ein, sondern strömt stattdessen stromabwärts um den Brenner herum, wie es durch die schwarzen Pfeile in Figur 2 angedeutet ist. Diese Kühlluft durchläuft nicht die Mischungsund Verbrennungsprozesse, die während des Triebwerksbetriebs in dem Brenner 16 ablaufen. Da die Luft nicht verbrannt wird, bleibt sie relativ kühl und dient als eine Quelle für Hochdruck-Kühlluft, die in den» Hochdruck-Turbinenabschnitten des Triebwerkes verwendet werden kann. Jede Kühlluft, die in dem Hochdruck-Turbinenabschnitt verwendet wird, muß einen hohen Druck haben, da die internen Gase, die durch den Hochdruck-Turbinenbereich strömen, wie der Name sagt, einen sehr hohen Druck haben. Die in die Hochdruckturbine eingeführte Luft muß sogar nochIn FIG. 2 is a section of a gas turbine engine 11 which is generally similar to a portion of the engine shown in Figure 1, but includes one embodiment the invention. As has already been explained in connection with the engine shown in FIG. 1, a part occurs again that of that. Cooling air expelled from the compressor does not enter the burner 16, but instead flows downstream around the Burner around, as indicated by the black arrows in FIG. This cooling air does not pass through the mixture and Combustion processes that take place in the burner 16 during engine operation. Since the air is not burned it stays relatively cool and serves as a source of high pressure cooling air flowing into the »high pressure turbine sections of the engine can be used. Any cooling air used in the high pressure turbine section must be of high pressure because the internal gases flowing through the high pressure turbine area, as the name suggests, are very high pressure. The air introduced into the high pressure turbine even has to be
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einen höheren Druck haben als diese durch die Turbine strömenden Gase, so daß die Kühlluft durch ihre eigenen Druckkräfte gezwungen wird, in die stationären und umlaufenden Turbinenschaufeln und von dort in den Strömungsweg der Verbrennungsgase des Turbinenabschnitts zu strömen. Wenn die Kühlluft, die zur Kühlung in diesen Bereich verwendet ist, einen kleineren Druck als die durch den Turbinenabschnitt strömenden Verbrennungsgase haben würde, würden die Druckkräfte nicht gestatten, daß die Kühlluft von den inneren Bereichender Turbinenschaufeln nach außen in den Strömungsweg der Verbrennungsgase strömen würde.have a higher pressure than these gases flowing through the turbine, so that the cooling air is forced by its own pressure forces into the stationary and rotating turbine blades and from there into the flow path of the combustion gases of the turbine section to stream. If the cooling air that is used for cooling in this area has a lower pressure than that combustion gases flowing through the turbine section, the pressure forces would not allow the cooling air would flow from the inner regions of the turbine blades out into the flow path of the combustion gases.
Wenn man sich vergegenwärtigt, daß diese Verdichterausgangsluft die beste zur Verfügung stehende Quelle für eine Kühlluftströmung ist, die zum Kühlen der Turbinenschaufeln verwendet werden kann, tritt das Problem auf, wie diese Luft in der bestmöglichen Weise ausgenutzt werden kann, um die Turbinenschaufeln und die Turbinenschaufelspitzen zu kühlen. Es ist äußerst wichtig, daß das Volumen der verwendeten Kühlluft so klein wie möglich gehalten wird, da in dem Verdichterabschnitt viel Arbeit aufgewendet werden muß, um diese Luft zu komprimieren, und es ist wünschenswert, die Menge der verbrauchten Luft auf ein Minimum zu senken, um den Wirkungsgrad der Turbine zu erhöhen. Es ist auch wünschenswert diese stark komprimierte Kühlluft an einer Stelle einzuführen, die gestattet, daß die stark verdichtete Luft in einer Weise expandiert und auf die Turbinenschaufeln gerichtet wird, daß die Kühlluft nicht nur die Spitzen der Turbinenschaufeln kühlt, sondern auch zu den effektiven Gaskräften beiträgt, die eine Drehung der Turbinenschaufeln 24 bewirken, wodurch die durch das Triebwerk 10 erzeugte Gesamtleistung erhöht wird. Wenn Kühlluft an einer Einlaßstelle 32 unmittelbar stromabwärts von der Turbinendüse 28 eingeführt wird, wird die Luft zwar die Turbinenschaufelspitzen 30 kühlen. Da die Luft jedoch nicht expandiert und durch die Turbinendüse 28 gerichtet ist, wird sie nicht ausgenutzt zur Lieferung geeigneter Gaskräfte, um eine Drehung der Turbinenschaufeln 24 zu bewirken.When you realize that this compressor outlet air is the best available source of cooling air flow used to cool the turbine blades the problem arises how this air can be exploited in the best possible way, around the turbine blades and the To cool turbine blade tips. It is extremely important that the volume of cooling air used is kept as small as possible because much work has to be done in the compression section to compress this air, and it is It is desirable to minimize the amount of air consumed in order to increase the efficiency of the turbine. It is also desirable to introduce this highly compressed cooling air at a location which allows the highly compressed Air is expanded and directed towards the turbine blades in such a way that the cooling air is not just the tips of the turbine blades, but also contributes to the effective gas forces that rotate the turbine blades 24 cause the total power generated by the engine 10 is increased. When cooling air is introduced at an inlet location 32 immediately downstream of the turbine nozzle 28 the air will cool the turbine blade tips 30. However, as the air does not expand and through the turbine nozzle 28, it is not used to deliver suitable gas forces to rotate the turbine blades 24 to effect.
Die vorliegende Erfindung umfaßt Mittel zum Einführen von Kühlluft vor oder stromaufwärts von der die erste Stufe bildenden Turbinendüse 28, so daß keine damit einhergehende Einbuße des Wirkungsgrades des Triebwerkes auftritt. Ein Ausführungsbeispiel dieser Mittel ist in Figur 2 gezeigt, und ein Teil der Erfindung ist im vergrößerten Maßstab in Figur 3 gezeigt. Wie in Figur 2 gezeigt ist, wird ein Teil der Verdichterausgangsluft, die außerhalb des Brenners 16 strömt, in Lufteinlaßlöcher 36 des Verdichters an einer Stelle unmittelbar stromaufwärts von der Turbinendüse 28 gerichtet. Die Luft wird an einer Stelle unmittelbar stromaufwärts der Turbinendüse 28 eingeführt, um teilweise zu verhindern, daß Kühlluft die normalen Verbrennungsprozesse innerhalb der Turbine 16 durchläuft, und um auch die Erhitzung der Kühlluft bei einer verlängerten Aussetzung gegenüber den heißen Verbrennungsgasen zu verkleinern. Wenn diese Kühlluft eine Verbrennung durchlaufen würde, würde ihre Temperatur in dramatischer Weise ansteigen und sie für die Kühlung der Spitzen 30 der Turbinenschaufeln relativ unbrauchbar machen.The present invention includes means for introducing cooling air in front of or upstream of the turbine nozzle 28 forming the first stage, so that no associated loss of the Efficiency of the engine occurs. An embodiment of this means is shown in Figure 2 and is part of the invention is shown on an enlarged scale in FIG. As shown in Figure 2, a portion of the compressor outlet air, flowing outside of the burner 16 into air inlet holes 36 of the compressor at a location immediately upstream from the turbine nozzle 28 directed. The air becomes immediate at one point introduced upstream of the turbine nozzle 28 to partially prevent cooling air from the normal combustion processes passes inside the turbine 16, and also as opposed to the heating of the cooling air in the event of a prolonged exposure to reduce the size of the hot combustion gases. If this cooling air were to undergo a combustion, its temperature would be increase dramatically, rendering them relatively unusable for cooling the tips 30 of the turbine blades.
In Figur 3 sind die Lufteinlaßöffnungen 36 genauer dargestellt, durch die hindurch die Kühlluft in einen stromabwärtigen Abschnitt des Brenners 16 gerichtet wird. In Figur 3 ist ein Teil eines radial äußeren Wandabschnittes 38 des Brenners 16 gezeigt. Dieser Teil des Brennerwandabschnittes 38 ist unmittelbar stromaufwärts von der Turbinendüse 28 (nicht gezeigt) angeordnet. In der gezeigten Querschnittsansicht sind drei Lufteinlaßöffnungen 36 ersichtlich und es wird auch ihre relative Konfiguration deutlich. Es sei zunächst darauf hingewiesen, daß der stromabwärtige Teil des Brennerwandabschnitts 38 tatsächlich doppelwandig ist. Ein äußerer Wandabschnitt 40 verbindet die Turbinendüse in üblicher Weise, wie es bei vielen Gasturbinenwerken stetige Praxis ist. Weiterhin ist ein innerer Brennerwandabschnitt 42 vorgesehen und an seinem stromaufwärtigen Ende vor den heißen Verbrennungsgasen durch einen Flansch 44 geschützt. An seinem stromabwärtigen Ende erstreckt sich der innere Wandabschnitt 42 bis nahezu zum Turbinendüseneinlaß.In Figure 3, the air inlet openings 36 are shown in more detail, through which the cooling air is directed into a downstream portion of the burner 16. In Figure 3 is a Part of a radially outer wall portion 38 of the burner 16 is shown. This part of the burner wall section 38 is immediate located upstream of the turbine nozzle 28 (not shown). In the cross-sectional view shown are three air inlet ports 36 and their relative configuration is also evident. It should first be noted that that the downstream part of the burner wall section 38 is actually is double-walled. An outer wall section 40 connects the turbine nozzle in a conventional manner, as in many gas turbine plants is constant practice. Furthermore, an inner burner wall section 42 is provided and on its upstream side The end is protected from the hot combustion gases by a flange 44. At its downstream end it extends the inner wall section 42 almost to the turbine nozzle inlet.
Kühlluft aus dem Verdichter wird in ringförmige Bereiche 46 geblasen, die in stromabwärtiger Richtung offen sind und im allgemeinen vor der Verbrennung geschützt sind, die innerhalb des Brenners 16 erfolgt. Da die Kühlluft in diese geschützten Ringbereiche 46 geblasen wird, wird die Kühlluft nicht verbrannt und sie tritt in die Turbinendüse mit im wesentlichen der Verdichterausgangstemperatur ein, wodurch ein dicker, eine niedrige Temperatur aufweisender Film entlang einer radial äußeren Wand des Turbinenströmungspfades gebildet wird.Cooling air from the compressor is blown into annular areas 46 which are open in a downstream direction and generally are protected from the combustion that occurs within the burner 16. Because the cooling air in these protected ring areas 46 is blown, the cooling air is not burned and it enters the turbine nozzle at substantially the compressor outlet temperature a, creating a thick, low temperature film along a radially outer wall of the turbine flow path is formed.
Wie bereits erwähnt, sind in Figur 3 drei Lufteinlaßöffnungen 36 sichtbar. Jedes der gezeigten Löcher 36 stellt eines einer Reihe von Löchern dar, die sich um den gesamten Umfang des radial äußeren Wandabschnittes 38 des Brenners 16 herum erstreckt. Die Gesamtzahl der Lufteinlaßlöcher 36 kann stark variieren wie auch ihre allgemeine Konfiguration.As already mentioned, three air inlet openings 36 are visible in FIG. Each of the holes 36 shown represents one of a row of holes extending around the entire circumference of the radially outer wall portion 38 of the burner 16. the The total number of air inlet holes 36 can vary widely, as can also their general configuration.
Es ist eine Reihe stromaufwärtiger Lufteinlaßlöcher 48 vorgesehen, um Kühlluft in den Ringbereich zwischen dem Flansch 44 und der Innenwand 42 zu blasen. Eine Reihe von dazwischen angeordneten Lufteinlaßlöchern 50 ist vorgesehen, um zusätzliche Kühlluft in den Ringraum zwischen der Innenwand 42 und der Außenwand 40 zu blasen. Schließlich ist eine Reihe von stroitiabwartigen Lufteinlaßöffnungen 52 vorgesehen, um zusätzliche Kühlluft in den Ringraum zwischen der Innenwand 42 und der Außenwand 40 zu richten. Es wird auf einfache Weise deutlich, daß die Größe dieser Lufteinlaßlöcher 36 variiert werden kann, um unterschiedliche Mengen an Kühlluft einzuführen. Als eine Leitlinie sei gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung angegeben, daß diese Löcher von einem Durchmesser von 0,066 cm (0,026 Zoll) bis 0,089 cm (0,035 Zoll) variieren. Diese Abmessungen stellen jedoch lediglich eine Leitlinie dar, und im Rahmen der Erfindung können auf einfache Weise auch Löcher mit.einem größeren oder kleineren Durchmesser verwendet werden. Zusätzlich sind im Rahmen der Erfindung auch stark variierende Konfigurationen der Lufteinlaßlöcher möglich.A series of upstream air inlet holes 48 are provided, to blow cooling air into the annular area between flange 44 and inner wall 42. A number of interposed Air inlet holes 50 are provided to allow additional cooling air into the annulus between the inner wall 42 and the outer wall 40 to blow. Finally, there is a series of stroke-waiting air inlets 52 is provided in order to direct additional cooling air into the annular space between the inner wall 42 and the outer wall 40. It is easily seen that the size of these air inlet holes 36 can be varied to different Introduce quantities of cooling air. As a guideline, according to an embodiment of the invention, it should be indicated that this Holes vary from 0.066 cm (0.026 ") to 0.089 cm (0.035") in diameter. However, these dimensions represent is only a guideline, and within the scope of the invention, holes with a larger or smaller diameter can be used. In addition, widely varying configurations are within the scope of the invention Air inlet holes possible.
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In Figur 2 sind auch kleine schwarze Pfeile gezeigt, die in den Brenner 16 eintreten, wobei sie von den Ringbereichen 46 innerhalb des Brenners 16 ausgehen und in stromabwärtiger Richtung entlang der radial äußeren Turbinenwand 34 und an der Turbinendüse 28 vorbei in den Bereich der Turbinenschaufelspitzen 30 strömen. Diese Luft strömt als ein eine niedrige Temperatur aufweisender Film in einer Weise, die zum Kühlen der Turbinenschaufelspitzen 30 ideal ist, ohne daß übermäßig große Mengen von Vereichterausgangsluft verwendet wird, wodurch der Zweck der vorliegenden Erfindung erfüllt wird.In Figure 2, small black arrows are also shown, which in the Burner 16 enter, taking them from the annular areas 46 within of the burner 16 and in the downstream direction along the radially outer turbine wall 34 and at the turbine nozzle 28 flow past into the area of the turbine blade tips 30. This air flows as a low temperature one Film in a manner that is ideal for cooling the turbine blade tips 30 without the use of excessively large amounts of Compressor outlet air is used, which makes the purpose of the present Invention is fulfilled.
In Figur 4 ist ein Vergleich von Versuchsergebnissen gezeigt; der graphisch die Turbinenschaufeltemperaturen in einem üblichen Gasturbinentriebwerk und zusätzlich die Turbinenschaufeltemperaturen in einem zweiten Gasturbinentriebwerk gemäß der Erfindung darstellt. Die X-(horizontale) Koordinate in Figur 4 stellt die Turbinenschaufeltemperatur in C dar. Die Y-(vertikale) Koordinate in Figur 4 ist eine dimensionslose Darstellung der Turbinenschaufelhöhe, wobei an einem Fuß der Turbinenschaufel begonnen und an der Spitze der Turbinenschaufel geendet wird. Die in Figur 4 mit 54 bezeichneten Linien stellen die Turbinenschaufeltemperaturen in zwei typischen Gasturbinentriebwerken dar, die im allgemeinen einen Triebwerksaufbau ähnlich demjenigen gemäß Figur I1 aber ohne die erfindungsgemäßen Mittel haben. Die mit 56 bezeichnete Linie in Figur 4 stellt die Turbinenschaufeltemperatur dar, wiederum in einem Triebwerk mit im wesentlichen dem gleichen Aufbau wie in Figur 2, aber mit den erfindungsgemäßen Mitteln. Es wird ohne weiteres deutlich, daß die Turbinenspitzentemperaturen in dem erfindungsgemäßen Triebwerk wesentlich gesenkt sind. Aufgrund dieser Temperatursenkung an der Schaufelspitze wird die Erfindung üblicherweise als ein Triebwerk mit "kalter Spitze" bezeichnet. Es ist wichtig darauf hinzuweisen, daß diese Senkung der Turbinenspitzentemperaturen im allgemeinen ohne Verwendung übermäßiger Mengen an Verdichterausgangsluft und in einer Weise erreicht wird, die die Kühlwirkung auf die Turbinenschaufelspitzen richtet. Es ist wünschenswert, diesen Effekt einer "kalten Spitze" in einer loka-A comparison of test results is shown in FIG. 4; which graphically depicts the turbine blade temperatures in a common gas turbine engine and additionally the turbine blade temperatures in a second gas turbine engine according to the invention. The X (horizontal) coordinate in Figure 4 represents the turbine blade temperature in C. The Y (vertical) coordinate in Figure 4 is a dimensionless representation of the turbine blade height, starting at a root of the turbine blade and ending at the tip of the turbine blade. The lines denoted by 54 in FIG. 4 represent the turbine blade temperatures in two typical gas turbine engines which generally have an engine structure similar to that according to FIG. 1 but without the means according to the invention. The line denoted by 56 in FIG. 4 represents the turbine blade temperature, again in an engine with essentially the same structure as in FIG. 2, but with the means according to the invention. It is readily apparent that the turbine peak temperatures in the engine according to the invention are significantly reduced. Because of this drop in temperature at the blade tip, the invention is commonly referred to as a "cold tip" engine. It is important to note that this reduction in turbine tip temperatures is generally achieved without the use of excessive amounts of compressor discharge air and in a manner that directs the cooling effect on the turbine blade tips. It is desirable to have this "cold spike" effect in a local
lisierten Weise zu erhalten, wie es in Figur 4 graphisch dargestellt ist.lized manner as shown graphically in FIG is.
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